卫星电源分系统可靠性设计与研究

卫星电源分系统的设计是一个复杂系统工程，不但要考虑电源各部分的参数设计，还要考虑电气设计、电磁兼容设计、安全性设计、热设计等方面。因为任何方面，哪怕是极微小的疏忽，都有可能导致整个卫星电源分系统甚至整颗卫星的崩溃。我国交付的尼日利亚通信卫星一号才使用一年多因太阳翼故障导致电能耗尽就是先例，所以卫星电源分系统可靠性设计至关重要。

电源分系统构成
  u( E& W# E+ t: v某型号卫星电源分系统采用全调节直流母线系统。系统由砷化镓太阳电池方阵、一组6Ah镉镍电池及一台电源控制器（包括一次电源调节、二次电源变换、系统遥测、遥控功能、部分星上配电功能）组成。电源分系统原理图如图1所示。

图1  电源分系统原理框图

6 o% Y3 U8 w: ?# g, f) ?1 I电源分系统由一次和二次电源组成，一次电源母线为全调节型直流母线系统，经调节的直流母线不论卫星进入光照期还是在阴影期，电压都稳定在27V±1V范围内。

太阳电池阵可靠性分析与冗余设计
: a' Y! j) j) q2 M, Z/ y# ^( i1 太阳电池阵可靠性分析' Y! a& @: Z( e) R4 I
从太阳电池方阵采用的太阳电池、隔离二极管、电连接器及导线等元器件的失效几率来看，短路失效的概率较小，而开路失效的可能性存在，应属串联性开路失效模式。故在太阳电池阵设计时，应采取有效措施防止太阳电池串开路失效。

: [; d/ A# x# k" L
①叠层太阳电池包括太阳电池、玻璃盖片、互连条、盖片胶及焊点等部分，这种叠层的失效主要集中于焊点及互连片的断开和短路方面。从失效几率来看，短路可能性极小，而焊点脱开及电池破裂开路的几率是存在的。

: M4 E3 @6 O5 a7 p2 _1 U单体太阳电池经过严格筛选，失效属于偶然随机失效，失效类型为指数分布型。每个太阳电池的上下电极各有6个焊点，只要各有1个焊点不断开则就不会失效，属6元并联型系统。; H2 {1 q7 \; M! E# v$ V
② 隔离二极管降额使用，并有3倍以上冗余，以提高可靠性。& a+ Z0 y& Y, Z
③ 电缆及电连接器的接点均采用多点并联，减少开路失效几率。/ _4 s' J# w) P' B1 }
④ 太阳电池粘贴玻璃盖片时，采用全覆盖方式，不使电池光照面边缘裸露在粒子辐照环境中，以延长其寿命。+ n0 \( z4 A* a3 I
2 太阳电池阵冗余设计及功率设计裕度9 R2 m  s- _! _3 X
在最高工作温度为80℃时，电池阵寿命末期输出功率为300W，满足卫星241W的用电需求，功率裕度为24%，功率设计满足可靠性要求。; Q0 ^& A+ A9 w9 H
① 从太阳电池串联数来看，供电阵实际布片为18片，大于指标需求值17片；充电阵实际布片为10片，大于指标需求值9片。由于串联数的冗余，电压较高，使太阳电池阵处于更稳定的工作状态。
9 v0 h$ [; t/ v' q& [  [4 C② 太阳电池阵实际总电池串数量为28并，对应的末期输出功率为300W，而满足卫星3年寿命末期241W用电需求对应的电池串数量为26并。由于并联数的冗余，保证寿命末期太阳电池阵的工作稳定性。

' X! h0 Q% u) F' X) _. p( u
镉镍蓄电池组可靠性分析与冗余设计
, A* n, z! x, L4 |; _4 T- S& p1镉镍蓄电池可靠性分析 6 ?& X9 ~9 i& M8 I$ @
镉镍蓄电池组失效方式有泄露、开路、短路和性能衰减等。在这些失效方式中，开路失效出现的可能性非常小，主要是装配过程中的机械损伤和质量控制出问题，通过加强质量控制和检验工作可以避免这种致命的失效。镉镍蓄电池组经长期使用，最明显、最主要的失效方式是性能衰减。在使用时采用电压温度补偿下的充电控制方式，并由星务计算机参与控制管理，整个寿命期设置多条V-T曲线硬件控制和多点充放电比选择，可根据卫星运行状态和蓄电池使用情况，通过遥控选择相应的补偿曲线，保证镉镍电池组工作处于良性循环。

  [4 f2 o7 _: z5 C+ w. V5 f. C: q: P) ^9 r
2 镉镍蓄电池的冗余设计及功率设计裕度) Y! W! v5 U1 Q) s- }
每组镉镍电池组有16个单体蓄电池串联而成，允许有1节单体短路失效而不影响整星的工作，在电容量设计过程中有大于10％的冗余容量设计。

电源控制器可靠性分析与冗余设计5 [6 _8 K, o6 g: m# s6 k; Y
电源控制器是由分流调节模块、充电调节模块、放电调节模块、二次电源模块、工作电源模块和火工品模块等组成。

% B6 `0 x+ Z8 R! ~& o; X" `1 分流调节模块可靠性分析与冗余设计; ^6 y8 H, l7 V/ ]" y& M
分流调节电路的功能是调节太阳电池供电阵的输出电能，稳定一次电源母线电压，是光照期向卫星负载主要供电部分。分流电路设计继承了其他卫星的成熟技术，分流调节模块的分流元件选用了V-MOS功率三极管，该器件在导通期间内阻较小并能承受较大的分流电流。器件本身降额余度较大，为了防止短路失效会造成一路太阳电池供电阵不能向母线供电的故障，设计采用两管串联工作的可靠性措施。另外，在控制电路中采用了安全导向的可靠性措施，避免因太阳电池供电阵短路的故障减少一路供电阵的输出功率；根据电源系统的设计方案和卫星电源供配电要求，一路供电阵丧失分流调节功能，不会引起母线电压的波动，因为其他正常工作的分流调节电路能够完成母线功率调节功能。为了提高分流电路的可靠性，分流调节电路有两个功率模块组成，各模块电路独立工作，任何一路功率模块的失效不会影响其他功率模块正常调节功能。

5 K! \3 {9 |5 m% s0 Q为了防止隔离二极管的开路，采用了两个二极管并联可靠性措施。: v4 |8 }( g6 J8 w. k
2 放电调节模块可靠性分析与冗余设计
. [) P5 J6 L8 D放电调节模块负责在光照期太阳电池阵输出功率不能满足星上负载功率，和卫星进入阴影期时，提供整星有效载荷负载所需的功率，保证系统母线输出电压的稳定。
8 s7 Y# Y% z% |. x2 ?* D放电调节器有4个放电调节模块组成，每两个放电调节模块电路并连后，然后串联输出。两个并联模块中允许1路失效，并且在1路放电调节模块失效的情况下，放电调节模块能够满足额定功率输出，不影响电源正常供电

图2  滤波电容防短路保护电路

图3  工作电源输入保护电路

: v7 m% k! O0 j6 ]1 z% x6 j( }3 S8 e$ P3 充电控制模块可靠性分析与冗余设计2 ~* ^5 E) h. o) r4 U3 Z
为了提高充电控制电路的可靠性，充电电流调整器件选用V-MOS大功率三极管，充电电路采用了冷备份，通过地面遥测指令实行主备切换，也可以自主切换。主备两套电路完全独立，包括控制电路和功率调整器件等，不存在单点失效的环节。

图4  二次电源输入保护

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4 二次电源模块的可靠性分析与冗余设计
) e& Q0 [& Q& t为了提高电源系统供电的可靠性，对二次电源的设置在设计中应引起高度的重视。尽量选用在01星或在轨使用过的成品DC/DC模块，并根据用电负载的需求采用冷备份措施，在保证二次电源用户负载供电电源可靠的前提下，降低二次电源的自耗，提高电源系统供电利用率。

5 Z: n& U' V: C. O8 b' M! d5 工作电源的可靠性分析与冗余设计
6 C3 K2 ?4 ?7 P+ A; N+ [电源控制器中控制模块使用的工作电源取自一次电源母线，工作电源有两个模块并联组成。当其中一个工作电源模块发生故障时，即自动退出供电回路，由另一个工作电源模块完成供电，保证控制电路的用电，电路故障则通过隔离二极管来隔离。

热设计0 W6 C) u5 L% Y" n4 ?) A. ?
热设计方面继承了其他卫星产品的热设计经验。同时，根据该卫星电源分系统设备的自身发热的特点，具体采用如下措施。

& M  h$ s, E; H$ O& R（1）电池单体选择侧卧安装方式，每个单体蓄电池之间安装L形导热板，并用导热胶填充缝隙，从而提供尽可能短的传热通道和良好的传热介质，使热量能通过导热板底边传递给热控系统统一处理。
) @1 t) R) [3 s（2）严格控制设备在制造、安装过程中的平面度要求。& w" L8 m* A# s$ L* ?4 f
（3）根据可能出现的最大发热功率，设计散热面积。
- i* ~+ d+ P# }- N8 F（4）尽可能将发热量大、功耗大的器件安装在散热底板上。

电路保护措施/ r- ~# W, S  M" H& x
1 滤波电容防短路保护8 z! }; ?- u$ o! K) \
为了提高一次电源母线输出供电品质，在电源控制器的母线输出端采用了滤波电容阵，由多只钽电容并联组成。因此，对于电容阵的可靠性设计，主要是防止钽电容的短路失效。为了防止钽电容短路造成母线短路失效，在每一只电容上串联一只保险丝的可靠性措施，保护电路如图2所示。

5 }( S6 \8 }! T
2 工作电源输入保护
& u4 [7 B0 ?: a. q电源控制器使用的工作电源取自一次电源母线。为保护母线电源，在每个工作电源输入端采用保险丝与限流电阻并联保护措施，保护电路如图3所示。

: V/ _+ X" Y( r* `; c3 二次电源输入保护（DC/DC）7 l2 j. e. M& b2 F$ o
电源控制器中遥测变换电路使用的二次电源以母线电源为输入电源，工作电源采用DC/DC变换型电源。设计选用了成品INTERPOINT公司电源模块，电源输入端使用了该公司的EMI-461滤波器，保险丝与限流电阻并联保护措施，保护电路如图4所示。

# f( ~5 c* z$ [5 n) M4 过流、过压保护1 ^3 C4 f6 ?2 N. N2 v5 L3 _* `9 `
放电调节电路中的每个功率模块都设置了过压保护，可以避免由于放电调节模块输出电压升高对卫星负载造成的过压冲击。

" {7 I. b/ B3 a* x1 V
放电调节电路每个功率模块都设置了过流保护，防止由于负载电流过大而造成放电调节模块损坏。
' u* W/ n! [( k; ~& b按照卫星负载安全用电要求，各分系统负载使用电源母线都必须要串接保险丝或限流电阻。因此，电源系统的过流保护值必须要与分系统负载用电保护统一协调，既要使电源系统在负载出现短路故障时得到保护，又要能够输出足够的电流熔断故障负载的保险丝。

( N! s; }: w& t' ^! r7 D电源系统放电调节模块的过流保护为限流型技术，当负载出现故障，电流剧增时，限流电路启动，将电源的输出电流限制在大于最大输出电流的某一个电流值。过流电路具有自恢复功能，当外界负载故障排除以后，限流保护功能自行消失，恢复正常供电状态。

图5 遥测输出保

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5 遥测变换电路输出保护
* T: [/ ^7 z; z) G按建造设计规范要求，遥测输出采用了双向限幅电路和限流保护措施，保护电路如图5所示。
8 b& n) H5 |& ?: H/ A6 遥控输入保护
: z$ B' Z$ C6 p6 i1 M遥控输入采用限流电阻保护措施，如图6所示。

图6 遥控输入保护

CMOS器件可靠性设计" ^! u0 w) o; f& I8 \
卫星电源分系统电源控制器产品使用了C4071等CMOS器件。按照CMOS电路使用有关标准的要求，采取了如下保护措施。
& S5 S- n# E! r3 o9 H& a( b（1）CMOS电路抗锁定措施。每一块CMOS电路在电源VDD端、输入端、输出端都串接限流电阻，限流电阻的选择满足抗锁定的原则，同时也满足电路设计要求。# M0 j; l' T0 L/ K% d# L6 J
（2）避免长线传输。CMOS器件的输入接口只限于在部件产品内部传输，不存在电连接器接受星上其他部件或分系统的控制信号。
: d, t3 c4 C  c( l0 n6 H) l+ a3 t0 q（3）多余输入端处理。CMOS器件多余的输入端根据逻辑状态的要求接VDD或VSS，或者与在用的输入端并联。