小星星的动力何在？

<p>　　近年来，小卫星技术发展迅猛，其中微纳卫星，尤其是立方体卫星（CubeSat），由于具有低成本、研制周期短、发射灵活等优点，成为当前发展最为迅速的航天器。</p><p>　　<strong>一、立方体卫星系统简介</strong></p><p>　　1999年，美国加州州立理工大学和斯坦福大学对立方体卫星提出了定义：即结构尺寸为10cm×10cm×10cm的正立方体，质量为1kg左右的皮卫星被称作立方体卫星，这就是标准的一个立方体卫星单元（1U）。在此基础上，若干个立方体卫星单元可以组成 2U、3U的钠卫星架构。2003年，第一颗立方体卫星成功发射。在此后几年间，立方体卫星技术得到了飞速发展。现在立方体卫星不再只局限于科学与技术试验，通过灵活编队和组网能够应用于对地观测、通信、空间环境探测等领域，具有十分广阔的前景。</p><p>　　现在国外已经形成了一些指导立方体卫星设计的标准和规范，如已被各大学和研究机构广泛采用的、由南瓜公司（Pumpkin Inc）开发的立方体卫星工具包（CubeSat kit）。立方体卫星工具包包含主结构定义、基于FM430的指令和数据管理系统等，所有标准模块统一采用符合PC104规范的堆栈式结构，各模块通过2个52芯插件进行电气连接。</p><p>　　<strong>二、立方体卫星电源系统拓扑结构</strong></p><p>　　一般来说，在微小卫星上采用的电源系统，同样可应用于立方体卫星和由其组合而成的纳卫星。然而对立方体卫星而言，不论采用体装式太阳电池阵还是展开式太阳电池翼，由于其体积小，受照面积有限，比起其他航天器来说，其能源供需矛盾更为突出。因此很少采用专门的放电调节器，而是采用蓄电池组输出端直接与母线连接，即蓄电池母线的一种非调节母线。这样设计同时为卫星节省了体积和质量。</p><p>　　<strong>直接能量传递电源系统</strong></p><p>　　直接能量传递电源系统是将太阳电池阵通过隔离二极管直接连接在蓄电池组输出正端。光照期，太阳电池阵输出的功率直接馈送给负载，同时给蓄电池组充电；阴影期，蓄电池组直接放电供给负载工作。这种拓扑结构优点是中间没有损耗环节，传输效率高。在体积和质量允许条件下，还可加入分流调节器，避免过充，同时具有稳定母线的作用。</p><p align="center"> </p><p>　　直接能量传递电源系统为保证全寿命期内各种条件下太阳电池阵输出功率能够传递到母线上，必须将太阳电池阵工作点设置在寿命末期输出功率自然衰降后、温度最高的工作点上。而在其他状态下，由于受到蓄电池组电压的钳位，太阳电池阵只能在恒流段，无法利用太阳电池阵的最大输出功率。分流调节损耗的能量转换成热，因此增加系统的复杂性和散热要求。</p><p>　　<strong></strong></p><p>　　<strong>最大功率点跟踪电源系统</strong></p><p>　　最大功率点跟踪（MPPT）方式是微小卫星电源系统常用的拓扑结构。一般是在太阳电池阵和负载之间引入一个串联开关调节器，随时跟踪太阳电池阵最大功率点。对于体装式太阳电池阵，在轨温度变化很大，通常每块体装式太阳电池阵独立采用一个MPPT控制器。一般采用微处理器进行控制，通过一定的算法实现。由于引入了串联开关调节器，MPPT控制器同时也可作为一个充电调节器。微处理器通常有3种控制模式：固定输出模式、通过软件设定输出电压模式以及最大功率点跟踪模式，通过对各种模式的设定，适应蓄电池组在不同寿命期的不同状态。</p><p align="center"> </p><p>　　<strong>三、立方体卫星电源系统的储能装置</strong></p><p>　　立方体卫星电源系统的储能装置通常采用锂离子蓄电池组或锂聚合物电池组。</p><p>　　<strong>锂离子蓄电池组</strong></p><p>　　<strong></strong></p><p>　　锂离子蓄电池组因其比能量高、成为目前电源系统的储能装置首选。18650型电池是商用领域最为成熟的一种锂离子蓄电池，其单体标准尺寸为直径18mm、长度65mm，单体额定容量为2Ah左右，经串并联组合后广泛应用于笔记本电脑和电动车等产品。在应用于立方体卫星前，采用18650型单体电池经筛选和匹配组合成的电池组，已有在数颗卫星上成功应用的实例。</p><p>　　根据18650型单体电池的尺寸，在立方体卫星的每个标准模块中可以集成两只18650型单体。对于1U卫星，其轨道平均功率一般不超过2W，对于低轨35min阴影时间，放电约1.1Wh，采用2只18650型电池组成的电池组，从放电倍率和放电深度上完全可以满足需求。而对于2U、3U或更大功率需求的卫星，可以用多个蓄电池组模块并联以扩展供电能力。</p><p align="center"> </p><p>　　GomSpace公司的集成锂离子蓄电池组模块</p><p>　　<strong></strong></p><p>　　<strong>锂聚合物电池组</strong></p><p>　　锂聚合物电池也是国外立方体卫星广泛应用的储能装置。锂聚合物电池是锂离子蓄电池的一种，与传统锂离子电池的区别是，其正极或电解质采用高分子材料替代。因此与传统锂离子蓄电池相比，其体积更小，可软包装，具有可薄型化、可任意面积化与任意形状化等特点，可以配合产品需求，做成任意形状与容量的电池。在充放电特性上，锂聚合物电池重量能量密度可比目前的锂离子蓄电池高50%。锂聚合物电池电压特性与锂离子电池没有本质区别，同一颗卫星的电源系统，既可以选用锂离子电池作为储能装置，也可用装有锂聚合物电池的模块直接替换。国外多家公司开发了可用于立方体卫星的锂聚合物电池的货架产品。下图是VARTA生产、Clyde Space公司集成的锂聚合物电池组模块，单体额定容量1.25Ah。这种装有锂聚合物电池的模块厚度符合PC104的15mm标准，质量比锂离子蓄电池组更轻。</p><p align="center"> </p><p>　　锂聚合物电池组模块</p><p>　　<strong>四、集中式二次电源变换器和分配器</strong></p><p>　　立方体卫星集成度高，通常由电源系统提供集中式二次电源DC-DC变换器，将一次母线变换成负载需要的额定5V、3.3V等稳定的二次电源。通过一组开关将一次电源和二次电源分配给各用电负载。对于一次电源电压为2只锂离子蓄电池串联电压的电源系统，目前通常采用的是非隔离型降压式（BUCK）变换器作为二次电源控制器，其效率高达90%以上，非隔离型拓扑结构可减少DC-DC体积和质量。</p><p>　　采用集中式DC-DC变换器和分配器，有利于在电源端实现母线保护。电源分配器可依据用电负载的实际工作电流设置过流保护，当负载发生故障时，保护电源不受损坏。当蓄电池组发生过放电时，母线电压降低，当低于预先设定的基准值时，通过禁止二次电源变换器DC-DC的输出，关闭全部用电负载，从而达到蓄电池组过放保护的目的。</p><p>　　<strong>五、星地供电接口</strong></p><p>　　立方体卫星采用“一箭多星”方式发射。发射前及发射主动段卫星系统不工作，入轨后卫星开始加电，同时要考虑长期地面储存的需求。因此，电源系统的星地接口设计既要保证入轨时能可靠地为卫星系统加电，也要考虑长期蓄电池组自放电的影响。针对这些需求，各研究机构研制了各种星地接口。如Clyde Space公司电源系统针对这两项需求，设计了星地接口，其中设计了分离开关和拔销（Pull-pin）这两个开关。当星箭对接后，分离开关被压紧而处在断开状态，此时电源系统一次母线与一次电源用电设备及二次电源变换器断开，即此时处于整星断电状态。星箭分离后，分离开关接通，电源系统为星上设备加电，卫星系统开始工作。分离开关仅隔离放电，不隔离充电电路，即只要在光照区，太阳电池阵就会有电能输出。为防止蓄电池组通过BCR放电，在蓄电池组输出端设置了拔销，拔销插入电路时，蓄电池组输出端与电源控制器处于断开状态；发射前将拔销拔除，蓄电池与电源控制器电路接通。插入拔销时，可通过地面充电端口对蓄电池组进行充电。</p><p>　　<strong>六、结束语</strong></p><p>　　与微小卫星电源系统比较，立方体卫星电源系统有许多独特之处。对立方体卫星电源系统的设计开发，国外已十分成熟，并已形成标准，开发出供用户选用的“即插即用”型货架产品。国内在立方体卫星研制方面与国外还有一定差距，国外成熟技术值得我们参考和借鉴。</p><p>　　上文选自《国际太空》，如有需要请查阅该期刊。</p><p>　　</p><br />