航天器电源分系统设计

图6-1 电源分系统基本构型
发电装置： 化学能电池 太阳电池阵 太阳动力 核电源等 电源控制装置与配电： 电源管理控制、调节、 电压变和配电
卫星系统 负载
电源分系统
能量储存装置： 重复充电电池 飞轮 燃料电池 电容器等
卫星轨道对电源分系统设计的影响
地球轨道飞行器的电源分系统设计思路和特 点都是相通的，但是在某些方面还是各有各 的特点。
2、太阳电池参数
图6-3给出太阳电池的输出I-V特性曲线。 3500 转化效率η可通过Imp、Vmp计算得到。 η=(Imp· mp)/(S· V A) 3000 式中，Imp为最佳工作点电流；Vmp为最佳工作点电 压；S为标准条件下太阳常数；A为单体电池面积。 太阳电池的曲线因子EFF可以通过下式计算。EFF越 2500 大，曲线越“硬”，最佳工作点的输出功率越大。 EFF=(Imp· mp)/( Isc· oc) V V 式中，Isc为短路电流；Voc为开路电压。 2000 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 图6-4的曲线显示了一个地球同步轨道卫星太阳电池 时间（年） 阵在15年寿命期间输出功率的变化。
6.2.5 核电源
将放射性同位素蜕变或放射性元素裂变所释 放的热量通过热电转换器件转换成电能 主要组成：热源、热电转换器和散热器。 热源：放射性同位素源和核反应堆。 热电转换器：种类比较多，常用的：温差电 偶和热离子二极管 采用核反应堆的卫星：前苏联的宇宙“954” 号雷达型海洋监视卫星。 温差电偶在地面上最广泛的的应用领域？
将燃料和氧化剂的化学能直接转化为电能 负极活性物质：氢气（燃料），正极活性物质： 氧气（氧化剂），电解液：氢氧化钾溶液 燃料和氧化剂分别储存 在两个容器中 单体电压：0.5～0.9V 转化效率：51%～67%。 必备辅助系统：氢氧供 给子系统、排水子系统、 排热子系统、自动控制 和电压调节子系统。 氢氧燃料电池组是一个比较复杂的发电系统。
表6-1简略介绍了太阳同步轨道（包括近地 轨道）和地球同步轨道太阳电池阵设计条件 的不同特点和差异。
表6-1 两种轨道卫星电源分系统设计特点比较
项目 太阳同步轨道卫星电源分系统 地球同步轨道卫星电源分系统
负载 遥感式有效载荷居多。平台载 通信类卫星居多。除轨控姿控脉冲工 特点 荷脉冲式短期工作，平台服务 作外，有效载荷和服务系统平稳工作， 系统平稳工作，短期峰值负载 脉冲负载不影响设计。 功率影响电源容量设计。 轨道 轨道周期约为100分钟，对电源 轨道周期约 24 小时，对电源分系统的 周期 分系统的设计压力较大 设计压力较小 地影 最长地影时间控制在不大于 36 最长地影时间为72分钟 时间 分钟 轨道 每个轨道圈的光照时间短，约1 光照 小时左右，可充电时间短，对 时间 太阳电池阵设计影响较大，一 般使蓄电池组充电的所需要的 太阳电池的面积几乎与供电太 阳电池相等，即几乎占太阳电 池阵面积的一半。 光照时间长，可充电的时间也长，每 个轨道圈可充电的时间长达22.8小时， 可节约太阳电池阵给蓄电池提供的太 阳电池数量。另外由于地球同步轨道 航天器每年有两个135天的全日照期， 蓄电池会产生所谓的“记忆效应”， 必须进行轨道再调整。
6.2.6 太阳动力电源
用太阳能去加热一种流动工质以驱动一个涡轮交流 发电机 NASA的Lewis研究中心已经实施了世界第一个全尺 寸的太阳动力演示系统 太阳动力电源分系统用热能储存系统代替化学能储 存系统，热能储存系统是融熔盐。 当进入地影时热能量储存系统驱动涡流交流发电机 为负载提供电能。 热能储存系统比在用的蓄电池组寿命更长。技术先 进的接受机和变换器的系统额定功率可以达到 10W/kg。所达到的指标与光伏系统几乎是一样的。
1、放射性同位素温差电源 (RTG)
构成：放射性同位素热源、温差电换能器和热辐射器 从放射性同位素衰变时发射出来的高能带电粒子和 射线通过物质相互作用，最终被阻止和吸收，射线的 动能被转变为热能，使与之作用的物质温度升高。 放射性同位素热源采用238Pu（半衰期89年） 温差电换能器是一种将放 射性同位素的衰变热直接 转换成电能的换能器件。 辐射散热器：在RTG中只 有一小部分热量转换成电 能，大部分废热需要通过 热辐射方式排到空间。 缺点：输出功率较小
6.2 发电
6.2.1 能源转换器件及发电装置的选择
三种目前应用较为广泛的空间能源：化学能、核 能和太阳能 典型转换器件如表6-2所示。 不同寿命的卫星对能源的种类要求不同。
仅几天到十几天寿命的航天器选择银锌蓄电池或锂电池； 执行短期飞行任务的大功率（几千瓦至几十千瓦）飞行器， 尤其是载人飞船，氢氧燃料电池组是最好的选择； 核电源适用于在光照条件差、温度高或有尘埃流的恶劣空 间环境条件下工作的卫星，多用于行星探测和某些长寿命 的军事卫星； 寿命为几个月、几年、十几年的卫星来说，功率为几千瓦 到上万瓦的卫星来说，往往选择太阳电池阵。
温度对蓄电池组 蓄电池组的容量和充放 镉镍蓄电池组如果在 0~10℃范围 设计的影响 电电压都受温度的影响， 内工作， 10 年寿命可以满足。氢 镉 镍 蓄 电 池 组 如 果 在 镍蓄电池组在低温（ -20℃）充电， 0~10℃范围内工作，可 在 20℃放电，可以获得好的容量。 以保证较长的工作寿命 如 果 蓄 电 池 组 放 电 时 温 度 达 到 35℃，容量降低20%
第六章 电源分系统设计
如果现代人Leabharlann 活中没有了电，将会怎样？ 如果卫星没有了电， 又会怎样？
主要内容
6.1 概述 6.2 发电 6.3 储能 6.4 电源控制装置与配电 6.5 小卫星电源设计
6.1 概述
负责航天器在各个飞行阶段为卫星的用电负载提供功率， 直至卫星寿命终止。构型如图6-1所示。 包含：发电、电能储存、电源控制、电源电压变换、供配 电等硬件。 1、发电装置 种类：一次化学蓄电池、核电源、太阳电池阵等。 基本原理：是通过物理变化或化学变化将化学能、核能或 光能转变成电能。 2、电能储存装置 必要性：地影区为卫星的用电负载供电 储存装置：可重复充电的蓄电池组、飞轮和电容等 作用：在光照期间将能量储存起来，到卫星地影期将能量 释放出来给卫星供电。 电源系统一直是航天器质量最大的分系统，约占整个航天 器质量的25%～35%。
2、核反应堆热离子电源 定义：用核反应堆作 为热源、热离子能量 转换器作为能量转换 系统的核电源。 原理：将核反应堆裂 变产生的热能转变为 电能。 组成：反应堆活性区、 反应堆控制系统、冷 却系统、核辐射防护 屏蔽和辅助系统等
核反应堆的构造和原 理图 1-释热元件 2-壳体 3-反射层 4-调节系统 5-下盖 6-上盖 7-载热质进口 8-载热质出口 9-固定释热元 件的栅阵
6.2.7 太阳电池阵
1、太阳电池
将光能直接转换成电能的半导体器件 种类：非晶体硅太阳电池、单晶硅太阳电池及Ⅲ-Ⅴ元素的化 合物电池。 最普遍的：硅太阳电池和锗为衬底的单、双和三结砷化镓电 池。 典型硅电池的光电转化效率：15%；空间最高18.3% GaAs/Ge电池转化效率：18.5%~19.5% 双结Ga0.5In0.5P/GaAs电池批产平均转化效率22%；最高转化 效率26.9% 三结Ga0.5In0.5P/GaAs/Ge电池转化效率：27%（国内批产） 六结砷化镓电池的理论转化效率可达58% 图6-2所示的一组曲线明显地看出，不同种类的电池在1MeV 相等效通量下的损失因子不同
输出功率（瓦）
图6-3 太阳电池的输出I-V特性曲线 图6-4 太阳电池阵输出功率随时间变化曲线
3、太阳电池阵构型及组成 定义：将太阳电池片有序排列、黏贴在基板上，并 连接成为电气整体，具有输出引线，就形成太阳电 池阵。 种类：体装式太阳电池阵和展开式太阳电池阵 展开式：对日跟踪定向太阳翼和固定式，前者设机 构对日定向，后者一般依靠星体对日定向。 对日跟踪定向：单轴对日定向和双轴对日定向 太阳电池阵一般组成：电气系统和基板 展开平板式的太阳电池阵还具 有展开释放锁紧机构、连接支 撑架、驱动机构等部件。
表6-1 两种轨道卫星电源分系统设计特点比较(续2)
布片利用系数对 对平板式的太阳电池板只要采取大并联电路连接方 太阳电池阵设计 式，太阳电池阵的布片利用系数均应达到0.95。 的影响 系统设计对太阳 如果系统设计能使太阳电池阵在寿命末期工作在最佳工作点 电池阵的影响 （方案设计阶段），将使电源功率利用率至少提高1%。 放电深度对蓄电 由于每年约 5000 次的地 池组的影响 影，必须控制蓄电池组 的放电深度以保证蓄电 池组的寿命。镉镍蓄电 池一般可以 用 20% 、氢 镍蓄电池一般可以用 40%的放电深度 每年约有 92 次地影。 10 年寿命的 卫星，镉镍蓄电池一般可以用60% 的放电深度（一个单体失效）。 15 年寿命的卫星，氢镍蓄电池组 一般设计在75%的放电深度（一个 单体失效），最大到80%
6.2.2 锌银蓄电池
负极：锌，正极：氧化银 单体电压：约1.4～1.5V；单体比能量：156～ 238W· h/kg。 能量转化方式：锌银蓄电池组在地面充电，将电 能以化学能的形式储存在锌银蓄电池组中，在轨 运行时蓄电池组放电，将化学能转变为电能。 用途：锌银蓄电池组作 为主电源用于短期飞行 的卫星，也可以作为应 急电源或火工装置的辅 助起爆电源。
6.2.3 锂-亚硫酰氯电池（锂电池）
负极：金属锂；正极：液体亚硫酰氯。 优点：3.3V单体电池平均放电电压、高放电倍率 （1小时放电制）、长寿命（5~7年）、低维修 费用、小质量、高比能量（200～500W· h/kg） 等。 使用锂电池时要 十分注意安全。
6.2.4 氢氧燃料电池
一般设计寿命 2~5 年，粒子等效 通量较小，对太阳电池阵的设计 影响也较小，轨道高度和倾角不 同、量级也不一样，应该加以考 虑。