一种大功率SAR卫星电源系统设计

杨双景 赵长江

(北京空间飞行器总体设计部，北京 100094)



一种大功率SAR卫星电源系统设计

杨双景 赵长江

(北京空间飞行器总体设计部，北京 100094)

SAR卫星电源系统具有大功率脉冲供电、响应速度快的特点。文章分析和总结了国外SAR卫星供电拓扑结构，提出了一种具有并网供电功能的双母线SAR卫星供电拓扑结构。通过在平台母线和SAR载荷母线之间的并网控制器，实现故障时SAR载荷母线对平台负载并网供电，提高了供电可靠性。文章还给出了并网控制器在轨使用策略，地面和在轨测试验证了电源系统设计的正确性，可为我国后续大功率SAR卫星电源系统设计提供参考。

SAR卫星；电源；双母线拓扑结构

1 引言

1978年美国成功发射了合成孔径雷达(SAR)卫星——海洋卫星-A(SeaSat-A)之后，世界各国如加拿大、意大利、德国和印度等[1-4]相继发射了多颗SAR成像卫星。SAR卫星全天时、全天候的高分辨率大范围对地观测能力使其在军事侦察、防灾减灾、海洋陆地观测、地形测绘等诸多领域取得了广泛的应用，具有光学遥感卫星无法比拟的优点。

SAR卫星载荷一般具有大功率、脉冲供电特点，其功率需求可以高达8～20 kW，远高于光学遥感卫星3 kW的功率需求。大功率、脉冲特性严重影响了卫星母线电压的稳定度和系统的可靠性，给电源系统的设计带来了很大的挑战。因此，如何提高SAR卫星供电系统的可靠性和电磁兼容性，既满足平台负载的高稳定供电需求，又满足SAR载荷大功率脉冲供电需要，成为了此类卫星电源系统设计的关键。

针对国内某SAR卫星电源系统设计需求，结合我国星载电源系统的技术现状，在充分借鉴国外主流SAR成像卫星的供电拓扑结构的基础上，提出了一种可以并网供电的双母线SAR卫星电源系统设计。实现平台母线故障时，SAR载荷母线为平台负载提供电能，进一步提高整星供电系统的可靠性和安全性。通过卫星地面测试和在轨测试验证了此设计方案的正确性。

2 国外SAR成像卫星供电系统特点

国外主流的SAR成像卫星主要包括：ESA的地球云、气溶胶与辐射探测者卫星(EarthCare)和哨兵(Sentine-1)、意大利的地中海盆地观测小卫星星座(Cosmo-Skymed)、德国的陆地雷达-X频段卫星(Terra SAR-X)、印度的天眼一号(RISAT-1)、加拿大的雷达卫星-2(Radarsat-2)等。各卫星母线配置及负载功率情况见表1[1-2,4-5]，供电系统拓扑结构如图1所示[1-2,4-5]。

表1 国外主要SAR卫星电源系统基本情况

注：DC-DC为直流-直流变换器。

注：MPPT为最大功率跟踪模块，TC/TM为遥控/遥测模块。图1 国外SAR卫星电源系统拓扑原理图Fig.1 Power supply topology of the foreign SAR satellites

图1中太阳电池阵输出经过最大功率点跟踪(Maximum Power Point Tracking，MPPT)模块连接卫星母线，蓄电池组通过放电开关接入卫星母线，形成不调节母线为整星负载供电。部分卫星(如Terra SAR-X和Sentine-1)在母线上通过DC-DC变换器形成调节母线为平台负载供电。

通过对国外主流SAR卫星供电系统拓扑结构、功率调节控制方法分析，总结其特点如下：

(1)采用单母线供电系统，通过一组蓄电池组、一个电源控制设备实现整星功率调节与供电，电源系统的设备数量少，体积和质量较小，成本相对较低。采用不调节母线供电体制，将蓄电池组与母线直接连接，母线具有很小的输出阻抗，响应速度快，最大限度地满足了SAR载荷短期峰值负载和脉冲供电需求[1，5-6]。

(2)采用MPPT技术，充分利用太阳电池阵输出功率，可减小太阳电池阵的面积和质量，降低研制成本。部分卫星(如Terra SAR-X、 Sentine-1等)在不调节母线上通过DC-DC变换器，为平台稳定负载提供高品质的母线电压，以适应平台负载的用电需求[7-9]。

(3)负载功率和蓄电池组充电功率统一从母线获取，将太阳翼的供电阵和充电阵统一布阵，提高太阳电池阵的使用效率。

(4)平台稳定负载与SAR载荷脉冲负载使用同一母线，并且SAR载荷处于大功率脉冲供电状态，母线上脉冲噪声干扰严重，母线电压波动范围较大，对平台单机输入电压范围提出了较高的要求。同时也对连接母线单机的电源前置滤波器带来很大的挑战，整星电磁干扰严重。一旦SAR载荷出现问题影响母线，将导致卫星平台单机工作异常，若影响控制、测控、数管等关键分系统，将会危及卫星安全，甚至导致卫星失效。

3 并网供电SAR卫星电源系统设计

SAR卫星一般由平台和SAR载荷两部分组成，由于卫星在轨控制和定轨精度要求较高，因此平台单机对母线电压稳定度要求较高，负载相对稳定。SAR载荷部分负载功率较大(高达几千瓦至上万瓦)，并呈现脉冲供电状态，脉冲重复频率(PRF)与成像工作模式有关，一般在1～5000 Hz之间。因此，SAR卫星电源系统设计需要同时兼顾平台负载对母线高稳定度需求和SAR负载对母线快速响应的需要。

3.1 拓扑结构设计

目前，航天器电源母线拓扑结构大致可以分为全调节母线、半调节母线和不调节母线。为同时兼顾平台负载和SAR载荷用电需求，可以采用两种方案：

(1)整星设置两条独立母线，平台母线采用全调节母线，为平台负载提供稳定母线电压；SAR载荷母线采用不调节母线，其具有输出阻抗低，响应速度快的优点，最大限度地满足了短期峰值负载和脉冲负载用电需求。

(2)整星设置一条不调节母线，通过串联在母线上的DC-DC变换器为平台负载提供稳定电压，SAR载荷负载直接连接母线。

如前文第2节所述，方案2中若SAR载荷出现故障，将直接影响母线安全，以致影响整星供电的安全性和可靠性。同时鉴于国内大功率滤波器尚未在航天器电源系统中使用，因此本文采用方案1双母线供电体制。

为提高卫星在轨可靠性和安全性，充分利用SAR载荷母线能源，在SAR载荷母线输出端串联并网控制器，作为平台母线的备份。在卫星应急状态下，通过并网控制器将载荷高压母线转换为平台低压母线为平台负载供电。电源分系统主要指标及要求见表2，拓扑结构如图2所示。卫星采用双母线供电体制，平台母线由太阳电池阵、镉镍蓄电池组和电源控制器组成，采用开关顺序充电分流调节器(S4R)两域控制全调节母线拓扑为平台负载提供28.6 V±0.3 V的稳定电压和大于1050 W的功率。SAR载荷母线由太阳电池阵、锂离子蓄电池组和载荷电源控制器组成，采用不调节母线，母线电压范围为45～67.5 V，母线功率大于8000 W。

表2 电源分系统主要技术指标

此SAR卫星供电系统拓扑具有如下优点：

(1)平台母线采用全调节母线，电压稳定度高，减小了图1中后端平台单机DC-DC设备输入二次电源的质量和体积。

(2)SAR载荷母线采用不调节母线，最大限度地满足了SAR载荷负载大功率、脉冲用电及响应速度快的要求。

(3)采用双母线供电系统，平台母线和SAR载荷母线相对独立、互不干扰，避免了SAR载荷负载故障影响平台单机设备正常工作的风险，提高了整星供电的安全性。同时，采用双母线供电系统，最大限度地降低了母线噪声干扰，提高了整星电磁兼容性。

(4)平台母线供电出现异常时，通过并网控制器实现SAR载荷母线向平台负载供电，作为平台母线的备份，提高了卫星供电可靠性和安全性。

图2 带有并网控制功能的SAR卫星电源系统Fig.2 Power supply topology with parallel bus for SAR satellites

3.2 并网控制器使用策略

正常情况和平台母线发生单一故障情况下，平台母线均能满足负载用电需求，不需要并网控制器接入母线，所以并网控制器默认工作状态为冷备待机。待平台母线由于自身或其他原因导致输出功率下降、母线电压降低，不能满足平台负载用电需求时，接通并网控制器，以满足平台负载用电需求。

导致平台母线输出功率不足，母线电压降低的原因主要有太阳电池阵输出功率下降、蓄电池组输出能力下降、放电调节器输出能力下降和负载端短路等故障。电源分系统设计时已考虑寿命末期(EOL)太阳电池阵和蓄电池组输出功率应该满足负载要求。因此，太阳电池阵输出功率下降主要由于卫星姿态失控、太阳电池阵不能对日定向或发生开路故障所致。蓄电池组输出能力下降主要由蓄电池组发生单体失效、短路或开路故障。每路放电调节器采用3个模块热备份设计，允许1个模块失效，失效的模块自动退出供电网络，不影响其它模块正常工作。当每路放电调节器出现2个模块失效时，将导致放电调节器进入过流保护，平台母线电压下降。卫星负载设备输入端均设有熔断丝，当出现短路时熔断丝熔断，负载与母线隔离，短路故障可以恢复。

通过数管分系统自主健康管理软件监视平台母线和镉镍蓄电池组电压，当电压低于设定阈值时，自动将并网控制器接入平台母线(接通图2中K1和K2)，并网控制器输出作为平台母线的备份，以确保平台母线电压保持稳定。当平台母线故障排除后，输出功率满足负载需求，或当SAR载荷母线锂离子电池组电压低于极限放电电压时，断开并网控制器(断开K2和K1)，防止锂离子蓄电池组不可逆的永久失效。

3.3 并网控制器设计

以某卫星为例，并网控制器输出功率应能满足整星应急模式下的负载功率要求，并留有一定的余量。整星应急模式下最大负载功率约为550 W，考虑一定的余量，并网控制器输出功率按照600 W设计，内部由4个(3备1)200 W的DC-DC模块并联组成，如图3所示。

图3 并网控制器结构图Fig.3 Block diagram of parallel operation unit

并网控制器在轨长期处于冷备待机状态，因此其稳态输出最高电压不能高于母线最低电压，否则并网控制器将抑制平台母线输出，平台负载直接从并网控制器用电。平台母线电压最低值为28.3 V，并网控制器母线电压稳定度为±0.3 V，考虑一定的设计余量，并网控制器输出稳态电压选择27.7 V，则并网控制器最高输出电压为28.0 V。仅在平台母线不能满足负载设备需求，且其输出电压下降至27.7 V时，并网控制器才参与平台母线供电。

同时，为确保并网控制器加电瞬间输出电压过冲超过平台母线最低电压，造成母线在平台电源控制器输出和并网控制器输出间交替切换，母线电压不稳，因此需要控制并网控制器输出电压过冲。通过在并网控制器的误差放大器输出端设计一个缓启电路，使得误差放大器电压缓慢建立，从而达到控制输出电压过冲的目的。缓启动电路如图4所示，芯片参考电压Vref经过阻容网络对电容C3进行充电，电容C3电压缓慢上升，误差放大器输出电压VEA也缓慢上升，因此并网控制器输出电压缓慢上升，避免了电路启动时瞬态过充。通过调节R4和R5阻值，使得最终VC3>VEA，控制芯片正常工作。通过调节电容C3的电容量来控制输出电压的启动速度，降低输出电压过冲。理论上，电容C3足够大时可以实现并网控制器输出零过冲，同时带来的弊端是延长了输出电压的启动时间。因此，需要选择合适的阻容参数，同时满足系统的过冲和启动时间要求，图5给出了输出电压启动实测波形，从波形中可以看出其输出电压满足低启动过充要求。

图4 缓启电路Fig.4 Soft start circuit

图5 输出电压启动波形Fig.5 Start waveform of output voltage

此外，在并网控制器输出端设置开关K2。在数管自主健康管理软件发指令接通开关K1后，延迟一段时间(大于并网控制器启动时间20 ms)再接通K2，保证平台负载由平台电源控制器供电转并网控制器供电，避免在两者之间切换。

当平台母线故障排除后，其电压范围恢复为28.6 V±0.3 V，大于并网控制器输出最高电压，并网控制器输出端二极管反向截止。此时断开并网控制器输出开关K2对平台母线无影响。

4 试验验证

以某卫星地面测试为例，卫星正常加电建立平台和SAR载荷母线。接通并网控制器输入开关K1，其输出电压为28.0 V，低于平台电源控制器母线电压28.7 V；接通输出开关K2，并网控制器不对外输出。地面发送指令断开蓄电池组放电开关和地面太阳电池阵模拟器输出，平台母线电压下降，并网控制器输出供电，母线电压稳定在27.8 V，满足设计要求，电压波形如图6所示。

卫星发射入轨后，太阳翼建立在轨正常工作状态，平台母线电压稳定在28.7 V，太阳电池阵输出功率约为1378 W；SAR载荷母线稳定在64.4 V，太阳电池阵输出功率3992 W。图7给出了2017年3月15日8:00-18:00卫星平台母线和SAR载荷母线工作电压和电流曲线，平台母线电压稳定在28.7 V，SAR载荷母线电压稳定在63.5～65.0 V，两母线工作正常。卫星在轨各个工作模式下，电源分系统遥测参数正常，满足设计指标要求，具体如表3所示。

图6 输出电压波形Fig.6 Waveform of output voltage

卫星在轨测试期间，地面发送指令接通并网控制器输入和输出开关，图3中并网控制模块1～4加电，其输出电压为28.0 V低于平台母线电压28.7 V，处于待机状态不输出功率，与地面测试结果一致。

图7 母线电压电流曲线Fig.7 Curve of bus voltage and current

表3 电源系统在轨遥测参数比对表

5 结束语

本文分析了国外SAR卫星供电系统拓扑结构的优缺点，针对我国航天器电源发展现状，结合国内某SAR卫星电源系统设计需求，提出了一种双母线供电体制可以并网供电的SAR卫星电源拓扑结构，有效地解决了SAR卫星母线噪声干扰严重、电压波动范围大的问题。通过并网控制器实现SAR载荷母线作为平台母线的备份，提高了整星供电的可靠性和安全性。

References)

[1]张晓峰，张文佳，郭伟峰，等. 国外SAR卫星电源系统分析与启示[J]. 航天器工程，2015，24(3)：107-113

Zhang Xiaofeng,Zhang Wenjia,Guo Weifeng,et al. Analysis and enlightenment of electrical power system for SAR satellite[J]. Spacecraft Engineering,2015,24(3):107-113 (in Chinese)

[2]Marco Manfreda,Stefano Costantini. Cosmo-Skymed electrical power system in flight performances[C]//Proceedings of the 8th European Space Power Conference. Paris:ESA,2008:1-7

[3]R Spurrett,N Simmonsi. Lithium-ion batteries based on commercial cells:past,present and future [C]// Proceedings of the 8th European Space Power Conference. Paris:ESA,2008:1-8

[4]Daniel Ruf,Gilles Beaufils. The EarthCARE power system[C]//Proceedings of the 9th European Space Power Conference. Paris:ESA,2011:1-8

[5]Toni Fabio Catalano,Stefano Costantini. Sentinel-1 EPS architecture and power conversion trade-off[C]//Proceedings of the 9th European Space Power Conference. Paris:ESA,2011:1-8

[6]乔明，朱立颖，李小飞，等. SAR卫星电源系统设计与仿真研究[J]. 航天器工程，2015，24(2)：45-50

Qiao Ming,Zhu Liying,Li Xiaofei,et al. Design and simulation on power supply system of SAR satellite[J]. Spacecraft Engineering,2015,24(2):45-50 (in Chinese)

[7]Patel M R.航天器电源系统[M].韩波，陈琦，崔晓婷，译.北京：中国宇航出版社，2010

Patel M R. Space power system[M]. Han Bo,Chen Qi,Cui Xiaoting,translated. Beijing:China Astronautics Press,2010 (in Chinese)

[8]陈琦，赵长江，马亮. LEO卫星电源系统拓扑研究[J]. 航天器工程，2012，21(6)：60-66

Chen Qi,Zhao Changjiang,Ma Liang. Analysis of electrical power system topology for LEO satellites [J].Spacecraft Engineering,2012,21(6):60-66 (in Chinese)

[9]Capel A,Perol P. Comparative performance evalution between the S4R and the S3R regulated bus topologies[C]//Proceedings of the 32th Power Electronics Specialists Conference. New York:IEEE,2001:1963-1969

(编辑：李多)

Design of Power Supply System for High Power SAR Satellite

YANG Shuangjing ZHAO Changjiang

(Beijing Institute of Spacecraft System Engineering，Beijing 100094，China)

SAR satellites have the characteristics of high power pulse and quick response. The power supply topologies of the foreign SAR satellites are analyzed and summarized. A novel power supply topology with parallel busbar function for SAR satellite is proposed. The two busbars can be paralleled with the parallel operation unit applied between the platform busbar and the payload busbar to improve power supply reliability in the failure mode. The work mode of the parallel operation unit on orbit is introduced. The ground and on orbit test verifies the correctness of the scheme. The scheme proposed in this paper can provide reference for the other SAR satellite power supply system design.

SAR satellite；power supply；double busbar structure

2017-02-14；

2017-05-05

国家重大科技专项工程

杨双景，男，硕士，从事航天器供配电、电源设计工作。Email：ysjtravis@126.com。

V442

A

10.3969/j.issn.1673-8748.2017.03.009