CN106428637A - 一种全电推进功率系统 - Google Patents

一种全电推进功率系统 Download PDF

Info

Publication number
CN106428637A
CN106428637A CN201610900411.5A CN201610900411A CN106428637A CN 106428637 A CN106428637 A CN 106428637A CN 201610900411 A CN201610900411 A CN 201610900411A CN 106428637 A CN106428637 A CN 106428637A
Authority
CN
China
Prior art keywords
module
mea
power
bus
hvc
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201610900411.5A
Other languages
English (en)
Other versions
CN106428637B (zh
Inventor
付明
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
SHENZHEN AEROSPACE NEW SOURCE TECHNOLOGY Co Ltd
Shenzhen Academy of Aerospace Technology
Original Assignee
SHENZHEN AEROSPACE NEW SOURCE TECHNOLOGY Co Ltd
Shenzhen Academy of Aerospace Technology
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by SHENZHEN AEROSPACE NEW SOURCE TECHNOLOGY Co Ltd, Shenzhen Academy of Aerospace Technology filed Critical SHENZHEN AEROSPACE NEW SOURCE TECHNOLOGY Co Ltd
Priority to CN201610900411.5A priority Critical patent/CN106428637B/zh
Publication of CN106428637A publication Critical patent/CN106428637A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN106428637B publication Critical patent/CN106428637B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/42—Arrangements or adaptations of power supply systems
    • B64G1/425—Power storage
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/42—Arrangements or adaptations of power supply systems
    • B64G1/44—Arrangements or adaptations of power supply systems using radiation, e.g. deployable solar arrays
    • B64G1/443—Photovoltaic cell arrays
    • H—ELECTRICITY
    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02J—CIRCUIT ARRANGEMENTS OR SYSTEMS FOR SUPPLYING OR DISTRIBUTING ELECTRIC POWER; SYSTEMS FOR STORING ELECTRIC ENERGY
    • H02J7/00—Circuit arrangements for charging or depolarising batteries or for supplying loads from batteries
    • H—ELECTRICITY
    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02S—GENERATION OF ELECTRIC POWER BY CONVERSION OF INFRARED RADIATION, VISIBLE LIGHT OR ULTRAVIOLET LIGHT, e.g. USING PHOTOVOLTAIC [PV] MODULES
    • H02S40/00—Components or accessories in combination with PV modules, not provided for in groups H02S10/00 - H02S30/00
    • H02S40/30—Electrical components
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02E—REDUCTION OF GREENHOUSE GAS [GHG] EMISSIONS, RELATED TO ENERGY GENERATION, TRANSMISSION OR DISTRIBUTION
    • Y02E10/00—Energy generation through renewable energy sources
    • Y02E10/50—Photovoltaic [PV] energy

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Power Engineering (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Sustainable Development (AREA)
  • Control Of Electrical Variables (AREA)

Abstract

本发明提出了一种应用于大功率全电推进航天器平台的全电推进功率系统，通过改变一次功率母线架构并耦合PPU的高压电源，设计了一种新的供配电架构，以及基于该架构的功率调节与处理单元 PCPU。该PCPU包括高压变换与分流调节HVC_SR模块、BCDR模块、一次功率母线误差放大器V_MEA、高压母线误差放大器HV_MEA、一次功率母线VBUS和高压母线HVBUS；高压母线直接从太阳阵取电，通过HV_MEA对HVC_SR进行控制，将太阳阵的能量隔离升压到副边，再对HVC_SR模块组的隔离副边进行串、并联组合形成HVBUS，以满足不同类型电推进系统对高压母线电特性和数量的需求。本发明能为电推进发动机提供更多的能量域度，可显著缩小轨道转移时间，功率变换和能量调度可更加贴近全电推进平台的能量供给和使用需求。

Description

一种全电推进功率系统
技术领域
本发明属于航天器供电技术领域，具体涉及一种全电推进功率系统。
背景技术
空间全电推进技术因其比冲高、推力控制精度高，可显著提高有效载荷因数，降低发射成本，增加在轨寿命等，在某些领域正日益取代传统化学推进系统成为空间航天器推进平台的主流配置。离子电推进和霍尔电推进是目前研制最为成熟，应用最为广泛的电推进产品，其作为主要推进系统配置应用在大功率航天器平台，特别是大功率同步轨道通信卫星带来了显著的成本和性能优势，目前主要承担航天器的轨道提升以及南北位置保持等任务。电推进功率处理单元(Power Processing Unit，PPU)是电推进系统的核心子系统之一，其作用是对航天器的供电功率母线能量进行调节，为电推进发动机的各功能部件(阳极、空心阴极、磁线圈等)提供相应电性能匹配的隔离型电源。全电推进航天器上一般配置2台及以上的电推进发动机和对应数量的PPU，不同类型的电推进发动机对应不同的PPU设计，现已有一系列成熟的PPU产品。目前绝大部分大功率航天器采用基于S3R、S4R或diversion等架构的全调节功率母线，由功率调节单元(power conditioning unit,PCU)形成一条统一的功率母线为航天器平台上的电推进及其它载荷进行集中供配电，现PCU也已有成熟的设计以及丰富的产品系列。如附图1所示为传统大功率全电推进航天器平台集中供配电示意框图。
传统全电推进航天器平台集中供配电方式的优点是各功能设备均有成熟产品且易于采购、管理，供配电系统设计继承性高。但当目前大功率全电推进系统的总功率提高到航天器总功率的90％左右时，传统供配电方式暴露出来的缺点也显而易见：
a)单一母线供配电系统载荷设备间干扰大。全电推进PPU属于长时间工作且干扰性极强的载荷设备，在电推进发动机启动、正常工作过程中存在剧烈的电压、电流振荡，该振荡对PCU一次功率母线的干扰会直接影响航天器供配电系统的稳定性和可靠性，并干扰航天器上其它载荷设备的正常工作。
b)太阳阵冗余需求大，能量未得到最优的利用。太阳阵需要满足航天器平台全寿命周期的能量供给需求，其设计要考虑故障、老化等引起的输出功率降低的影响，因此太阳阵电池需要进行冗余配置，同时一次功率母线PCU的功率需要对电推进电源PPU的功率进行冗余配置，因此两级冗余配置大大增加了太阳阵电池的配置冗余，进而增大了航天器的体积、重量和成本。
c)能量变换效率低，航天器平台整体热耗大。从太阳能到电推进发动机的能量经过两级功率变换，导致航天器平台整体效率低，所需热控设备体积重量大，进而引起整个航天器体积重量增大。
发明内容
为解决现有技术中存在的问题，本发明提出了一种全电推进功率系统，通过对太阳能电池阵、蓄电池组的能量进行自动调节形成两种功率母线：一次功率母线和高压母线，分别为载荷设备和电推进发动机供电。本发明的应用领域主要是全电推进航天器电源系统。
本发明具体通过如下技术方案实现：
一种全电推进功率系统，包括功率调节与处理单元PCPU，所述PCPU包括高压变换与分流调节模块HVC_SR、电池充电与放电模块BCDR、一次功率母线误差放大器V_MEA、高压母线误差放大器HV_MEA和两种功率母线：一次功率母线VBUS和高压母线HVBUS；其中，所述HVC_SR模块的主要功能是对太阳能电池阵功率进行处理，每一个HVC_SR模块对应一个独立的太阳能电池阵单元，其受V_MEA模块的控制产生非隔离型的分流调节功率输出，受HV_MEA模块的控制产生隔离型的高压功率输出，受最大峰值功率跟踪MPPT单元的控制将太阳能电池阵以最大功率输出到VBUS或HVBUS；所述BCDR模块为蓄电池充放电控制；所述V_MEA模块对HVC_SR和BCDR进行控制，以实现一条稳定的一次功率母线为航天器载荷设备进行供电；高压母线直接从太阳能电池阵取电，通过HV_MEA对HVC_SR进行控制，将太阳能电池阵的能量隔离升压到副边，再对HVC_SR模块组的隔离副边进行串、并联组合形成HVBUS，以满足不同类型电推进系统对高压母线电特性和数量的需求。
进一步地，所述HV_MEA对HVC_SR的控制优先级高于V_MEA，即如果HV_MEA对该太阳能电池阵进行能量调节，则V_MEA自动退出对该太阳能电池阵的能量调节作用。
进一步地，所述HVC_SR同时也受能源管理与调度模块EMDU对其的开关机的控制。
进一步地，V_MEA和HV_MEA均可对HVC_SR模块进行调节来稳定两种功率母线，V_MEA通过检测Vbus，经过闭环调节后输出误差电压信号VMEA来控制HVC_SR和BCDR的输出电流，从而稳定Vbus；HV_MEA通过检测VHbus，经过闭环调节后输出误差电压信号HVMEA来控制HVC_SR模块的输出电流以稳定HVBUS；有几条HVBUS，则有对应数量的HV_MEA；对太阳能电池阵的能量分配通过域控制方式来实现。
进一步地，所述域控制方式具体为：V_MEA和HV_MEA对每个太阳能电池阵进行控制时，首先是排在前面的太阳能电池阵先输出功率，直到采用MPPT控制该阵输出到最大功率，往下的太阳能电池阵再接着依次输出功率；当所有的太阳能电池阵能量均不足以供给负载能量或进入阴影区时，V_MEA控制BCDR工作在放电域来稳定Vbus；如果太阳能电池阵能量足够，则V_MEA工作在S3R域，BCDR受EMDU设定工作在充电模式为蓄电池组进行充电，其余不需要工作的太阳能电池阵受V_MEA控制工作在对地分流模式。
进一步地，所述域控制方式通过V_MEA及HV_MEA控制器来实现，所述控制器主要由三冗余主误差放大器、多数表决器和梯形分压电阻网络构成。
进一步地，所述HVC_SR模块包括：高压变换子模块HVC、分流调节子模块SR以及最大功率跟踪子模块MPPT；所述分流调节子模块受V_MEA的控制产生非隔离型的分流调节功率输出；所述高压变换子模块受HV_MEA的控制产生隔离型的高压功率输出；所述最大功率跟踪子模块通过对太阳能电池阵的输出电压VSA和输出电流ISA采样并进行MPPT运算，产生MPPT_out信号分别与V_MEA模块的输出信号和HV_MEA模块的输出信号共同对HVC_SR模块进行控制。
进一步地，所述MPPT单元通过对太阳阵的输出电压VSA和输出电流ISA采样并进行MPPT运算，产生MPPT_out信号分别与V_MEA的输出信号和HV_MEA的输出信号共同对HVC_SR模块进行控制，在这三种控制信号的共同作用下，HVC_SR模块有如下六种工作状态：mode1.对地分流模式、mode2.对VBUS分流调节模式、mode3.以MPPT对VBUS供电模式、mode4.对HVBUS供电调节模式、mode5.以MPPT对HVBUS供电模式、mode6.直通为VBUS供电模式。
进一步地，高压母线通过对HVC_SR模块隔离副边的整流部分进行串并联组合，即可实现任意电压、功率需求的高压母线配置，适用于各种不同的离子和霍尔电推进类型对高压母线的电压、功率需求；并联的HVC_SR模块依次从1#、2#、3#……按顺序开始工作，随高压母线输出功率的增大，前面的工作模块处在mode5状态，最后的工作模块处在mode4状态，其余模块受V_MEA的控制工作在mode1-3中的某种状态；并联的HVC_SR模块彼此间具备冗余备份功能，在任意一个模块发生故障时，按顺序排在后面的受HV_MEA控制的模块自动切入到高压母线并联工作状态中弥补故障模块的输出功率。
本发明的有益效果是：1)对高压母线的能量供给由传统的二级功率变换方式变为一级功率变换方式，效率得到提高；2)高压母线与一次功率母线隔离，且高压母线彼此间相互隔离，总体上减少了电推进发动机对其它载荷设备的干扰；3)两种母线域控制方式以及对太阳能电池阵的MPPT控制方式的使用，提高了太阳能电池阵能量使用上的灵活性，减少太阳能电池阵的冗余配置。同等太阳能电池阵配置情况下，相比传统集中供配电方式，PCPU能为电推进发动机提供更多的能量域度，可显著缩小轨道转移时间。因此，PCPU的功率变换和能量调度可更加贴近全电推进平台的能量供给和使用需求。
附图说明
图1是传统大功率全电推进航天器平台集中供配电示意图；
图2是本发明的大功率全电推进航天器平台供配电架构示意图；
图3是本发明的全电推进功率系统的拓扑结构示意图；
图4是HVC_SR主功率拓扑及控制结构示意图；
图5是高压电源副边HVC_SR模块并联示意图；
图6是PCDU中V_MEA和HV_MEA分域控制信号分布图；
图7是PCPU中V_MEA及HV_MEA控制器功能组成示意图。
具体实施方式
下面结合附图说明及具体实施方式对本发明进一步说明。
附图1所示的是传统大功率全电推进航天器平台集中供配电架构，针对该架构采用集中供电配时出现的问题，本发明通过改变一次功率母线架构并耦合PPU高压电源的设计理念，提出了一种如附图2所示的全新的适用于大功率全电推进航天器平台的供配电架构——PCPU(power conditioning and processing unit)架构。
大功率霍尔类全电推进中的阳极电源和离子类全电推进中的屏栅电源占据整个全电推进系统所需功率的90％以上，这两种电源均为高压电源，不同类型发动机的高压电源的电压等级不一样。传统的单一调节功率母线供配电系统中，PPU的功率仅来源于PCU的功率输出，当全电推进系统承担航天器的轨道提升或转移任务时，PCU输出的功率将尽可能多的提供给电推进系统用来产生更大的推力以缩短推进时间。因此，本发明的新架构的主要设计思路是将PPU的大功率高压母线能量直接前移到从太阳能电池阵取电而不经过PCU的能量调节，即通过改变原有的PCU集中式供配电架构体系，在传统的航天器一次电源母线架构中耦合进全电推进系统PPU高压电源的设计方案，设计出新的适用于全电推进的大功率航天器平台的供配电系统架构PCPU。
附图2中，该PCPU架构通过对太阳能电池阵、蓄电池组的能量进行自动调节形成两种功率母线：为其它载荷设备供电的一次调节功率母线(VBUS)和单独为电推进发动机供电的高压母线(HVBUS)，有几个电推进发动机则有对应数量的高压母线。
附图3为本发明提出的全电推进功率系统的拓扑结构示意图，该全电推进功率系统主要包含4种功能模块：高压变换与分流调节模块(High Voltage Convertor and ShuntRegulator,HVC_SR)，电池充电与放电模块(Battery Charge and Discharge Regulator,BCDR)，一次功率母线误差放大器(Main Error Amplifier of regulated Power bus inPCU,V_MEA)，高压母线误差放大器(Main Error Amplifier of high voltage bus forPPU,HV_MEA)和两种功率母线：一次功率母线VBUS和高压母线HVBUS。
太阳能电池阵(Solar Arrays)是航天器供配电系统的唯一能量来源，通过两种功率母线对太阳能利用上的配置设计以及HVC_SR对太阳能电池阵功率变换过程中引入最大峰值功率跟踪(Maximum Peak Power Tracking,简称MPPT)的控制方式，可显著提高太阳能电池阵的能量利用效率，在同等平台及载荷功率需求情况下减少不必要的太阳能电池阵冗余配置。
附图3中，HVC_SR模块与太阳能电池阵连接，将太阳能电池阵获得的能量进行高压变换与分流调节，高压母线HVBUS通过HVC_SR模块从太阳能电池阵取电。采用所述HV_MEA模块根据高压母线HVBUS上的电压，对HVC_SR模块进行控制。将太阳能电池阵的能量隔离升压到副边，再对HVC_SR模块组的隔离副边进行串、并联组合形成HVBUS，以满足不同类型电推进系统对高压母线电特性和数量的需求。
蓄电池组(Batterys)起到对能量的存储调节作用，在阳光区能量充足时BCDR为蓄电池充电，在阳光区太阳能电池阵能量不足或在阴影区时BCDR可对蓄电池进行放电来提供能量。一次功率母线VBUS在航天器整个寿命周期内要保证绝对安全可靠的稳定输出，采用V_MEA模块根据一次功率母线VBUS的电压，对HVC_SR模块和BCDR模块进行控制，来实现一条稳定的一次调节功率母线(regulated power BUS)为航天器载荷设备进行供电。表1所示为PCPU的电性能参数说明。
表1 PCPU的电性能参数说明
参数 备注
VBUS 一次调节功率总线电压
PV 一次调节母线输出功率
VB 电池电压
Voc 太阳能电池阵开路电压
Isc 太阳能电池阵短路电流
Vmp 太阳能电池阵峰值功率点电压
Imp 太阳能电池阵峰值功率点电流
ISA_VBUS 太阳能电池阵的输出电压等于VBUS时的电流
VHV 推进器的阳极电源电压
PHV 阳极电源功率
高压母线条数N 为N个推进器供电
鉴于BCDR模块是非常成熟的设计，因此本发明不再作相关介绍，仅对HVC_SR、V_MEA、HV_MEA模块进行重点介绍。
HVC_SR模块的主要功能是对太阳能电池阵功率进行处理。每一个HVC_SR模块对应一个独立的太阳能电池阵单元(SA section)，其受V_MEA的控制产生非隔离型的分流调节功率输出，受HV_MEA的控制产生隔离型的高压功率输出，受MPPT_out的控制将太阳能电池阵以最大功率输出到VBUS或HVBUS，同时也受EMDU对其的开关机的控制。
如附图4所示的HVC_SR模块的主功率拓扑及控制结构，所述HVC_SR模块包括高压变换子模块HVC、分流调节子模块SR以及最大功率跟踪子模块MPPT。V_MEA与域控制(Domaincontrol)中的梯形网络基准电压进行比较，构成对太阳能电池阵的分流调节功能来稳定VBUS。HV_MEA与HVC_SR的隔离副边高压整流的输出电流IHVC_out形成闭环控制来稳定HVBUS。HV_MEA对HVC_SR的控制优先级高于V_MEA，即如果HV_MEA对该太阳能电池阵进行能量调节，则V_MEA自动退出对该太阳能电池阵的能量调节作用，该控制优先级在HVC_SR模块内部通过硬件电路即已实现。MPPT子模块通过对太阳能电池阵的输出电压VSA和输出电流ISA采样并进行MPPT运算，产生MPP_out信号分别与V_MEA和HV_MEA共同对HVC_SR模块进行控制。在三种控制信号的共同作用下，HVC_SR有如下六种工作状态：
Mode1：对地分流模式
不工作模式，当所处太阳能电池阵不需要工作时，受V_MEA的驱动将该太阳能电池阵的输出电流直接对地短路分流，即M1、M2或M3、M4同时对地短路，对地短路电流即为太阳能电池阵的短路电流Isc，此时该太阳能电池阵对两种母线均不输出能量。
Mode2：对VBUS分流调节模式
工作在分流开关调节状态为VBUS供电并稳定VBUS电压模式。此时V_MEA起主要闭环控制作用，其与域控制中的梯形网络基准电压进行比较，构成对太阳能电池阵的分流调节功能来稳定VBUS。分流开关M1、M2或M3、M4被同样的驱动正反馈网络进行驱动来工作在棒棒开关状态，开关M5工作在导通状态。HVC_SR对VBUS输出的功率Pmode2满足公式(1)，其中DSR为HVC_SR分流调节时的占空比。
Pmode2＝DSR·ISA_VBUS·Vbus (1)
Mode3：以MPPT对VBUS供电模式
受V_MEA和MPPT_OUT的共同控制工作在直接对VBUS以最大功率输出模式，此时MPPT_out起主要闭环控制作用，M1、M2或M3、M4工作在PWM状态，M5工作在导通状态。HVC_SR对VBUS输出的功率Pmode3满足公式(2)，其中ηSR为HVC_SR模块工作在对VBUS供电的MPPT模式时的转换效率。
Mode4：对高压母线供电调节模式
工作在隔离闭环调节状态为HVBUS供电并稳定HVBUS电压模式。此时HV_MEA起主要闭环控制作用，M1、M2、M3、M4工作在PWM状态，M5工作在截止状态。HVC_SR对HVBUS输出的功率Pmode5满足公式(4)，其中GHV为HVC_SR模块受HV_MEA控制时的跨导系数，△VHV_MEA为HV_MEA输出控制信号的变化值，n为变压器T1的匝比，DHVC为开关管工作占空比，工作在对HVBUS供电的MPPT模式时的转换效率。
Mode5：以MPPT对HVBUS供电模式
受HV_MEA和MPPT_OUT的共同控制工作在直接对HVBUS以最大功率输出模式，此时MPPT_out起主要闭环控制作用，M1、M2、M3、M4工作在PWM状态，M5工作在截止状态。HVC_SR对HVBUS输出的功率Pmode5满足公式(4)，其中ηHVC为HVC_SR模块工作在对HVBUS供电的MPPT模式时的转换效率。
Pmode5＝ηHVC·PSA_MPP (4)
Mode6：直通为VBUS供电模式
工作在太阳能电池阵直接为VBUS供电模式。默认在HVC_SR内部出现开关管短路、控制失效等故障时，无论HVC_SR此时受三种控制信号中的哪一种控制，M1、M2、M3、M4均立即工作在截止状态，M5工作在导通状态，太阳能电池阵能量直接供给到VBUS，避免一个太阳能电池阵能量的损失。其对HVBUS的输出功率Pmode5为：
Pmode6＝ISA_VBUS·VBUS (5)
上述1-5种工作模式的实现全靠域控制方式来实现，5种工作模式间可以自由快速切换，对应太阳能电池阵能量在两种功率母线间的快速切换。
PCPU架构中的高压母线通过对HVC_SR模块隔离副边的整流部分进行串并联组合，即可实现任意电压、功率需求的高压母线配置，可适用于各种不同的离子和霍尔电推进类型对高压母线的电压、功率需求。
如附图5所示，为M个HVC_SR模块进行并联的示意图，可实现表1所要求的高压母线的电压和功率需求。并联的HVC_SR模块依次从1#、2#、3#按顺序开始工作，随高压母线输出功率的增大，前面的工作模块处在mode5状态，最后的工作模块处在mode4状态，其余模块受V_MEA的控制工作在mode1-3中的某种状态。并联的HVC_SR模块彼此间具备冗余备份功能，在任意一个模块发生故障时(即工作在mode6状态)，按顺序排在后面的受HV_MEA控制的模块自动切入到高压母线并联工作状态中弥补故障模块的输出功率。
PCPU架构中的两种控制器V_MEA和HV_MEA均可对HVC_SR模块进行调节来稳定两种功率母线，V_MEA通过检测Vbus，经过闭环调节后输出误差电压信号VMEA来控制HVC_SR和BCDR的输出电流，从而稳定VBUS。HV_MEA通过检测VHbus，经过闭环调节后输出误差电压信号HVMEA来控制HVC_SR模块的输出电流以稳定HVBUS。有几条HVBUS，则有对应数量的HV_MEA。两种母线控制器对太阳能电池阵的能量分配通过域控制方式来实现。如附图6所示，为PCPU中V_MEA和HV_MEA分域控制信号分布图。附图6中，总共有2m路太阳能电池阵，每路太阳能电池阵通过一个HVC_SR进行能量变换，每个HVC_SR分别受到V_MEA和HV_MEA的控制。在工作过程中，HVC_SR仅受其中一个信号控制，且HV_MEA相比V_MEA对HVC_SR具有优先控制权。
附图中6所示有2条高压母线，对应2个高压母线控制器HV_MEA1和HV_MEA2。太阳能电池阵S1～S2m-1的能量分配给第一条高压母线，受HV_MEA1控制，HV_MEA1对太阳能电池阵的控制从S2m-1开始，随着高压母线功率的增大依次往下直到S1阵，考虑到冗余情况下的m路太阳能电池阵的能量大于高压母线的最大功率需求。太阳能电池阵S2～S2m的能量分配给第二条高压母线，受HV_MEA2控制，两条高压母线对应的太阳能电池阵交叉配置。V_MEA对太阳能电池阵的控制从S2m开始，随着负载功率增大依次往下，当两个全电推进系统开始工作时，从S2m开始往下的太阳能电池阵受HV_MEA1和HV_MEA2控制，V_MEA退出对这些阵的能量控制，并依次向下开启新的太阳能电池阵为VBUS供电。当所有的太阳能电池阵能量均不足以供给负载能量或进入阴影区时，V_MEA控制BCDR工作在放电域(battery discharger domain)来稳定VBUS。如果太阳能电池阵能量足够，则V_MEA工作在S3R域(S3R domain)，BCDR受EMDU设定工作在充电模式为蓄电池组进行充电，其余不需要工作的太阳能电池阵受V_MEA控制工作在对地分流模式(mode1)。
V_MEA和HV_MEA对每个阵进行控制时，首先是排在前面的太阳能电池阵先输出功率，直到采用MPPT控制该阵输出到最大功率，往下的太阳能电池阵再接着依次输出功率。如此保证了处于工作状态的太阳能电池阵尽可能多的输出能量，从而使得VBUS和HVBUS均为对方留出了更大的能量调节空间。设VBUS的负载电流为IVBUS，其以最大功率工作的太阳能电池阵数量为m1，HVBUS的负载电流为IHVBUS，其以最大功率工作的太阳能电池阵数量为m2，则满足如下关系式：
上述域控制方式通过如附图7所示的PCPU中的V_MEA及HV_MEA控制器来实现，图中所示控制器主要由三冗余主误差放大器(triple redundant main error amplifier)、多数表决器(a majority voter)和梯形分压电阻网络构成，这三个功能电路可显著提高控制器的可靠性，已在传统的基于S3R、S4R等架构的PCU中广泛应用，只是不同的架构设计对应不同的控制器设计方式。在PCPU的控制器设计中，因VBUS和HVBUS隔离，且两个HVBUS之间互相隔离，因此附图7中有三个基准地：HVBUS1的基准地、HVBUS2的基准地、VBUS的基准地，其中VBUS与蓄电池组、太阳能电池阵、梯形电阻网络、三取二表决器、所有的HVC_SR模块的控制器共基准地。两种HVBUS控制器的Main error amplifier(MEA)与各自的高压母线共基准地，其与各自的三取二表决器间分别通过隔离方式(可采用光耦、磁隔离等)进行信号传输，形成与V_MEA的控制信号VMEA共基准地的控制信号HVMEA1和HVMEA2。梯形电阻网络组成(a laddernetwork)一系列的电阻分压值，分别从上到下对应所有的2m路太阳能电池阵，即每个太阳能电池阵对应的HVC_SR对应梯形网络中的一个固定的电阻分压值。该梯形网络的电阻分压值、控制信号VMEA，HVMEA1和HVMEA2连接到每个对应的HVC_SR模块，VMEA连接到所有的BCDR模块来实现对PCPU的分域控制。
以上内容是结合具体的优选实施方式对本发明所作的进一步详细说明，不能认定本发明的具体实施只局限于这些说明。对于本发明所属技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干简单推演或替换，都应当视为属于本发明的保护范围。

Claims (9)

1.一种全电推进功率系统，包括功率调节与处理单元PCPU，其特征在于：所述PCPU包括高压变换与分流调节模块HVC_SR、电池充电与放电模块BCDR、一次功率母线误差放大器V_MEA、高压母线误差放大器HV_MEA和两种功率母线：一次功率母线VBUS和高压母线HVBUS；其中，所述HVC_SR模块的主要功能是对太阳能电池阵的功率进行处理，每一个HVC_SR模块对应一个独立的太阳能电池阵单元，其受所述V_MEA模块的控制产生非隔离型的分流调节功率输出，受所述HV_MEA模块的控制产生隔离型的高压功率输出，受最大峰值功率跟踪MPPT单元的控制将太阳能电池阵以最大功率输出到VBUS或HVBUS；所述BCDR模块为蓄电池充放电控制；所述V_MEA模块对HVC_SR模块和BCDR模块进行控制，以实现一条稳定的一次功率母线为航天器载荷设备进行供电；高压母线直接从太阳能电池阵取电，通过HV_MEA模块对HVC_SR模块进行控制，将太阳能电池阵的能量隔离升压到副边，再对HVC_SR模块组的隔离副边进行串、并联组合形成HVBUS，以满足不同类型电推进系统对高压母线电特性和数量的需求。
2.根据权利要求1所述的全电推进功率系统，其特征在于：所述HV_MEA模块对HVC_SR模块的控制优先级高于V_MEA模块，即如果HV_MEA模块对该太阳能电池阵进行能量调节，则V_MEA模块自动退出对该太阳能电池阵的能量调节作用。
3.根据权利要求1所述的全电推进功率系统，其特征在于：所述HVC_SR模块同时也受能源管理与调度模块EMDU对其的开关机的控制。
4.根据权利要求1所述的全电推进功率系统，其特征在于：V_MEA模块和HV_MEA模块都能够对HVC_SR模块进行调节来稳定两种功率母线，V_MEA模块通过检测Vbus，经过闭环调节后输出误差电压信号VMEA来控制HVC_SR模块和BCDR模块的输出电流，从而稳定VBUS；HV_MEA模块通过检测VHbus，经过闭环调节后输出误差电压信号HVMEA来控制HVC_SR模块的输出电流以稳定HVBUS；有几条HVBUS，则有对应数量的HV_MEA模块；对太阳能电池阵的能量分配通过域控制方式来实现。
5.根据权利要求4所述的全电推进功率系统，其特征在于：所述域控制方式具体为：V_MEA模块和HV_MEA模块对每个太阳能电池阵进行控制时，首先是排在前面的太阳能电池阵先输出功率，直到采用MPPT控制该阵输出到最大功率，往下的太阳能电池阵再接着依次输出功率；当所有的太阳能电池阵能量均不足以供给负载能量或进入阴影区时，V_MEA模块控制BCDR模块工作在放电域来稳定VBUS；如果太阳能电池阵能量足够，则V_MEA模块工作在S3R域，BCDR模块受EMDU模块设定工作在充电模式为蓄电池组进行充电，其余不需要工作的太阳能电池阵受V_MEA模块控制工作在对地分流模式。
6.根据权利要求5所述的全电推进功率系统，其特征在于：所述域控制方式通过V_MEA及HV_MEA的控制器来实现，所述控制器主要由三冗余主误差放大器、多数表决器和梯形分压电阻网络构成。
7.根据权利要求1所述的全电推进功率系统，其特征在于：所述HVC_SR模块包括：高压变换子模块HVC、分流调节子模块SR以及最大功率跟踪子模块MPPT；所述分流调节子模块受V_MEA模块的控制产生非隔离型的分流调节功率输出；所述高压变换子模块受HV_MEA模块的控制产生隔离型的高压功率输出；所述最大功率跟踪子模块通过对太阳能电池阵的输出电压VSA和输出电流ISA采样并进行MPPT运算，产生MPPT_out信号分别与V_MEA模块的输出信号和HV_MEA模块的输出信号共同对HVC_SR模块进行控制。
8.根据权利要求7所述的全电推进功率系统，其特征在于：所述MPPT子模块通过对太阳能电池阵的输出电压VSA和输出电流ISA采样并进行MPPT运算，产生MPPT_out信号分别与V_MEA模块的输出信号和HV_MEA模块的输出信号共同对HVC_SR模块进行控制，在这三种控制信号的共同作用下，HVC_SR模块有如下六种工作状态：mode1.对地分流模式、mode2.对VBUS分流调节模式、mode3.以MPPT对VBUS供电模式、mode4.对HVBUS供电调节模式、mode5.以MPPT对HVBUS供电模式、mode6.直通为VBUS供电模式。
9.根据权利要求1-8任一项所述的全电推进功率系统，其特征在于：高压母线通过对HVC_SR模块隔离副边的整流部分进行串并联组合，即可实现任意电压、功率需求的高压母线配置，适用于各种不同的离子和霍尔电推进类型对高压母线的电压、功率需求；并联的HVC_SR模块依次从1#、2#、3#……按顺序开始工作，随高压母线输出功率的增大，前面的工作模块处在mode5状态，最后的工作模块处在mode4状态，其余模块受V_MEA的控制工作在mode1-3中的某种状态；并联的HVC_SR模块彼此间具备冗余备份功能，在任意一个模块发生故障时，按顺序排在后面的受HV_MEA模块控制的模块自动切入到高压母线并联工作状态中弥补故障模块的输出功率。
CN201610900411.5A 2016-10-14 2016-10-14 一种全电推进功率系统 Active CN106428637B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201610900411.5A CN106428637B (zh) 2016-10-14 2016-10-14 一种全电推进功率系统

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201610900411.5A CN106428637B (zh) 2016-10-14 2016-10-14 一种全电推进功率系统

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN106428637A true CN106428637A (zh) 2017-02-22
CN106428637B CN106428637B (zh) 2019-03-26

Family

ID=58174452

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201610900411.5A Active CN106428637B (zh) 2016-10-14 2016-10-14 一种全电推进功率系统

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN106428637B (zh)

Cited By (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107517002A (zh) * 2017-08-21 2017-12-26 中国电子科技集团公司第十八研究所 空间电源限频开关分流调节多级调整控制系统
CN107565677A (zh) * 2017-08-24 2018-01-09 深圳市航天新源科技有限公司 一种多母线高压大功率电源控制器
CN108964241A (zh) * 2018-08-06 2018-12-07 深圳市航天新源科技有限公司 高功率密度高脉冲负载电源平台
CN109391012A (zh) * 2018-12-10 2019-02-26 上海空间电源研究所 霍尔电推进阳极电源模块串并联热切换系统及其切换方法
CN110995009A (zh) * 2019-12-18 2020-04-10 深圳航天科技创新研究院 一种一体化阴极电源及其系统
CN111361765A (zh) * 2020-03-19 2020-07-03 上海卫星工程研究所 航天器电源双母线系统
CN113022896A (zh) * 2021-03-26 2021-06-25 上海卫星工程研究所 热刀解锁驱动电路装置
CN113555864A (zh) * 2021-07-27 2021-10-26 深圳信息职业技术学院 适用于脉冲型载荷卫星供电平台的母线架构及控制方法
CN113791663A (zh) * 2021-07-19 2021-12-14 北京空间飞行器总体设计部 一种基于太阳电池阵最大功率点跟踪技术的大功率航天器电源系统
CN113949273A (zh) * 2021-08-30 2022-01-18 北京空间飞行器总体设计部 一种低纹波深空探测器电源系统
CN114336830A (zh) * 2021-12-22 2022-04-12 深圳市航天新源科技有限公司 一种电源控制器及直接并网控制方法

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108258720B (zh) * 2017-12-26 2020-04-10 航天东方红卫星有限公司 一种双母线能源并网拓扑结构及其并网控制方法

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20080135685A1 (en) * 2006-12-07 2008-06-12 The Boeing Company Power optimized system for electric propulsion stationkeeping geosynchronous spacecraft
CN102055211A (zh) * 2009-11-10 2011-05-11 上海空间电源研究所 串联型顺序开关充电分流控制调节电路
CN102832677A (zh) * 2012-09-29 2012-12-19 上海空间电源研究所 基于脉宽调制的新型卫星电源系统充电分流功率调节器
CN103872749A (zh) * 2012-12-10 2014-06-18 上海空间电源研究所 用于卫星电源系统功率调节的拓扑电路
CN105490339A (zh) * 2015-12-24 2016-04-13 中国电子科技集团公司第十八研究所 一种运载航天器升压供电控制器

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20080135685A1 (en) * 2006-12-07 2008-06-12 The Boeing Company Power optimized system for electric propulsion stationkeeping geosynchronous spacecraft
CN102055211A (zh) * 2009-11-10 2011-05-11 上海空间电源研究所 串联型顺序开关充电分流控制调节电路
CN102832677A (zh) * 2012-09-29 2012-12-19 上海空间电源研究所 基于脉宽调制的新型卫星电源系统充电分流功率调节器
CN103872749A (zh) * 2012-12-10 2014-06-18 上海空间电源研究所 用于卫星电源系统功率调节的拓扑电路
CN105490339A (zh) * 2015-12-24 2016-04-13 中国电子科技集团公司第十八研究所 一种运载航天器升压供电控制器

Cited By (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107517002A (zh) * 2017-08-21 2017-12-26 中国电子科技集团公司第十八研究所 空间电源限频开关分流调节多级调整控制系统
CN107565677B (zh) * 2017-08-24 2020-07-21 深圳市航天新源科技有限公司 一种多母线高压大功率电源控制器
CN107565677A (zh) * 2017-08-24 2018-01-09 深圳市航天新源科技有限公司 一种多母线高压大功率电源控制器
CN108964241A (zh) * 2018-08-06 2018-12-07 深圳市航天新源科技有限公司 高功率密度高脉冲负载电源平台
CN109391012A (zh) * 2018-12-10 2019-02-26 上海空间电源研究所 霍尔电推进阳极电源模块串并联热切换系统及其切换方法
CN110995009B (zh) * 2019-12-18 2021-08-03 深圳航天科技创新研究院 一种一体化阴极电源及其系统
CN110995009A (zh) * 2019-12-18 2020-04-10 深圳航天科技创新研究院 一种一体化阴极电源及其系统
CN111361765A (zh) * 2020-03-19 2020-07-03 上海卫星工程研究所 航天器电源双母线系统
CN111361765B (zh) * 2020-03-19 2022-06-14 上海卫星工程研究所 航天器电源双母线系统
CN113022896A (zh) * 2021-03-26 2021-06-25 上海卫星工程研究所 热刀解锁驱动电路装置
CN113022896B (zh) * 2021-03-26 2022-12-13 上海卫星工程研究所 热刀解锁驱动电路装置
CN113791663A (zh) * 2021-07-19 2021-12-14 北京空间飞行器总体设计部 一种基于太阳电池阵最大功率点跟踪技术的大功率航天器电源系统
CN113555864A (zh) * 2021-07-27 2021-10-26 深圳信息职业技术学院 适用于脉冲型载荷卫星供电平台的母线架构及控制方法
CN113949273A (zh) * 2021-08-30 2022-01-18 北京空间飞行器总体设计部 一种低纹波深空探测器电源系统
CN113949273B (zh) * 2021-08-30 2024-02-09 北京空间飞行器总体设计部 一种低纹波深空探测器电源系统
CN114336830A (zh) * 2021-12-22 2022-04-12 深圳市航天新源科技有限公司 一种电源控制器及直接并网控制方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN106428637B (zh) 2019-03-26

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN106428637B (zh) 一种全电推进功率系统
CN103166239B (zh) 集中-分布混合式新能源发电系统及最大功率点跟踪控制方法
EP3373433B1 (en) A photovoltaic power plant system
CN107579587A (zh) 适用于leo卫星的能源系统及其控制方法
CN104868498A (zh) 风光一体化大功率并网变流器系统拓扑结构
CN205141697U (zh) 风光一体化大功率并网变流器系统拓扑结构
CN106685337A (zh) 一种太阳能无人机用分布式能源系统
CN101938136A (zh) 光伏组件直流并网控制器
WO2017187258A1 (en) System for power collection and transmission from concentrated photo voltaic power generator and the method thereof
Liang et al. Simulation analysis of grid-connected AC/DC hybrid microgrid
CN106712102A (zh) 一种减小光伏电站弃光限电的控制系统及方法
CN110543657B (zh) 一种基于pcu-ng的太阳电池阵分布及连接设计方法
CN103956894A (zh) 一种基于三端口变换器的直流分布式供电系统及其控制方法
CN110474389A (zh) 一种leo卫星电源的控制拓扑电路
CN105515093B (zh) 一种应用于s4r型电路的防过充电路
CN113241786A (zh) 一种新能源系统的电网接入方法
CN114844112A (zh) 一种降低光伏组串并联失配损失的方法及系统
CN104156028B (zh) 一种光伏发电系统的mppt补偿器
CN208738854U (zh) 自适应遗传优化的太阳能电池板mppt控制系统
Song et al. Research on a Power Supply Scheme of Composite Bus for SAR Satellite
Castillo et al. Photovoltaic DC-DC converter for direct power interface to copper electrorefining process
CN105490339A (zh) 一种运载航天器升压供电控制器
Yu et al. Research on the Application of the new generation Power Conditioning Unit on GEO Satellite Platform
Dellaly et al. Data-Driven Emulation of a Peer-to-Peer Energy Exchanged for Interconnected Residential Nanogrids
CN205407283U (zh) 一种功率模块加权组合电路拓扑结构

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant