航天器供电系统简介.doc

航天器电源系统名词术语主电源与副电源：有些航天器的供电系统不只一套，使命期中长期供电的称为主电源，仅用于短期峰值功率补充供电或应急备用等情况的，称为副电源（或辅助电源）。一次电源与二次电源：供电系统主母线输出的电能称为一次电源，我国航天工程师习惯将供电系统称为一次电源（系统）。由于配电系统的主要部件是电源变换器，因此我国航天界也习惯将电源变换器称为二次电源（设备），或将电源变换器输出的电能称为二次电源。原生电源与再生电源：供电系统中输出原始电能的装置，称为电能源。原生电源通常指电能源。再生电源即贮能装置，习惯上也指从贮能装置输出的电能。原电池与蓄电池：原电池是指电极火星物质的电化学反应可逆性较差，不能进行有效再充电的电池，亦称为一次电池。原电池可作为电能源使用。蓄电池是指以化学能的形式贮存电能并能将化学能直接以电能形式释放的、可进行多次充放电循环的电化学装置，亦称为可充电池或二次电池，可作为贮能装置使用。电能源与贮能装置电能源是航天器中输出原始电能的装置，亦称为“原生电源”。工作寿命短的航天器可采用原生电池作为电能源。常用的电能源有银锌电池、化学动力系统、燃料电池、放射性同位素热点系统或动力系统、核动力系统、太阳电池阵以及太阳动力系统等。比功率或（与）能量密度是电能源的一项重要的性能指标，它与电源系统的重量有关。虽然重量不一定是电源系统最佳化的最起作用的驱动因素，但与航天器的发射费用及运载器的运输能力有直接关系。原电池以较高的能量密度著称，但一般不能再充电，通常适用于短期飞行任务（几天、十几天）。最常用的原电池是银锌电池，它有很高的能量密度。“水星”飞船以及“阿波罗”登月舱应用了银锌电池。在长寿命空间系统中，原电池可作为副电源应用，主要为火工品点火与伸展装置的启动提供电功率。对于有特高功率需求的短期飞行任务（如月球表面钻探），可应用化学动力系统为副电源，如开式循环单组元或双组元推进剂往复运动装置。近几年来，锂电池已在太空使命中应用。在现有的空间原电池中，锂电池有很高的能量密度。贮能装置可称为“再生电源”，如蓄电池（常用镍镉电池与镍氢电池）、再生式燃料电池、以及飞轮等。蓄电池的能量密度比原电池要低很多，且受放电深度的限制，可以利用的能量密度（能量密度与放电深度之积）更低。飞轮的能量密度与蓄电池差不多，但可用能量密度比较高，可达30Wh/kg。在太阳光电源系统中，太阳电池阵是电能源，即电能生成装置，蓄电池是贮能装置。太阳电池阵与蓄电池组发出的电能，在功率调节与控制系统作用下，其电压值调制为额定的母线（总线）电压。配电系统：母线输出的直流电一般要经变换，调制为各个负载所需的电压电流，并输送给用电系统（设备），这个过程是配电系统完成的。配电系统可以视为电源变换分配系统的简称。配电系统的职能是将发电系统（即一次电源系统）通过母线提供的电能（即一次电源），按航天器各个负载的用电要求，进行变换与分配，为各个负载提供可直接使用的电能（即所谓二次电源），并传输给各负载。一般的配电系统包括变换器、配电器、故障保护设备、负载开关装置、用于特定负载继电器通断的指令解码器以及电缆网等。太阳光电源系统任何利用太阳光电能源为动力的航天器，都需要一个能量存储系统。尽管不少航天器考虑用飞轮或燃料电池贮存能量，但通常仍采用蓄电池作为贮能装置。电源控制设备将太阳电池阵与蓄电池组有机地结合在一起，构成太阳阵蓄电池组合供电系统。电源控制设备的主要功能是进行功率调节，包含3个主要的方面：太阳电池阵控制、母线电压调节，以及蓄电池充电与放电控制。太阳阵蓄电池组合系统的设计与航天器的轨道及姿态有十分密切的关系。如载人飞船、航天飞机与空间站的轨道高度一般约为300km400km。低轨道（LEO，离地面1000km以下）卫星与地球同步轨道（GEO，离地面约36000km）卫星的电源系统设计有明显的区别。由于轨道高度的差距，航天器在一轨道圈中的日照时间与地影时间显著不同。这里，日照与地影时间的差别，不仅指时间的绝对量，而且也体现在“相对时间”，即一圈中的日照时间或地影时间与轨道周期（航天器绕地球运转一圈的时间）之比，以满足蓄电池充电量的需求。在GEO轨道上，虽然地影时间（最长达70分钟）占轨道周期（约24小时）的比例很小，但绝对量大，因此，需求蓄电池具有深度放电的能力。太阳光电系统适用的功率范围可由很低至很高（包括几千瓦至几百千瓦），飞行时间由几个月至数年。在太低的轨道上，大面积太阳电池阵的应用受到地球大气阻力的限制，因为阻力将增加空间站轨道维持的动力需求。除适用于大部分地球轨道航天器外，太阳光电能源也适用于内行星探测器，但对外行星星际航行使命不太适合。因为外行星离太阳远，太阳辐射减弱，太阳电池阵功率输出下降。太阳能电池阵太阳电池阵是光电能源，由大量太阳电池片组成，利用太阳电池的光电效应，将入射太阳光辐射直接转换成电能。这些电池片有序装贴在太阳电池阵的基板上。虽然每片电池仅贡献很小的电流与电压，但大量电池片的适当的串联和并联可提供航天器负载所需的电流和电压。目前常用的电池片尺寸是2cm X 4cm与4cm X 4cm，更大的电池片（如8cm X 8cm）也开始使用，还可根据太阳阵构形设计电池片尺寸，以提高电池片的装贴率（可达90%或更高），从而减少太阳电池阵的面积与质量。目前空间常用的电池片仍是硅电池，光电转化效率可达15%，砷化镓电池的性能比硅电池好，转化效率高，单结电池可达18%21%，双结电池可达21%25%。此外，在一般空间辐射环境中，砷化镓电池比硅电池有更强的抗辐射能力。目前砷化镓电池的价格仍比硅电池高很多，限制了砷化镓电池的空间应用。体装式太阳电池阵受航天器结构的限制，对于需求大功率的航天器，完全体装式的太阳阵已不适合，通常应用可伸展的太阳电池翼。太阳电池翼一般由几块刚性的电池板组成。发射时，这些电池板折叠并锁定在航天器的主结构上；入轨后，从主结构伸展出。电池板的基板通常用高刚度的的轻型复合材料制作。为了在发射时装载更大的太阳电池阵，满足大功率航天器的需求，现已研制出可卷折的柔性太阳电池阵，并在航天使命中使用。航天飞机上的柔性太阳电池阵可提供12.5kW的功率。空间站应用的太阳电池阵一般有两种类型，即平面型太阳电池阵与聚能型太阳阵。平面型太阳阵的电池片直接朝向太阳。聚能型太阳阵是新概念，它利用反光镜系统聚集照射电池片的太阳光。聚能型太阳阵以成本低的反射镜为代价，使高价太阳电池片的数目减少，因而有可能使太阳阵的成本降低。然而聚能型太阳阵是复杂的高精度光学组件，在研制、发射、运作方面引起的成本的增加可超过太阳电池片成本的减少。因此，目前主要考虑平面型太阳阵。平面型太阳阵既可在轨道上装配，亦可在空间伸展与收回。为使太阳电池阵在轨飞行朝向太阳，以获得最强的光照，通常配有一个太阳电池阵对日定向子系统，使太阳电池阵有一个自由度或两个自由度的运动。为便于航天器的姿态稳定，太阳电池阵在压缩及展开状态下，应有较高的自然弯曲频率，避开对日定向的方阵驱动力矩的波动频率，以免发生共振。燃料电池与再生式燃料电池燃料电池是将化学能直接转换为电能的装置，它已在“双子星座”与“阿波罗”飞船及航天飞机轨道舱等载人航天器中作为原生电源应用。现在实际应用的燃料电池中的反应物是氢和氧，输出的反应生成物是纯净的水。在非再生式燃料电池系统中，生成的水不加处理或稍加处理，即可供航天员饮用。燃料电池作为一种电能源，与太阳电池阵相比，主要长处是：昼夜提供电能，适应性强；能量密度高，致密性好。燃料电池的明显的短处是需要携带产生能量的燃料。再生式燃料电池是闭合循环电化学贮能装置，与蓄电池组比较，运作特性很不一样。再生式燃料电池系统可分为两部分，即动力（发电）部分与贮能部分。动力部分由两个分开的单元组成，它们是燃料电池与电解槽。贮能部分是反应物贮存单元。因为这些单元是分开的，对具体的飞行任务进行独立的尺寸设计是可能的。因此，对不同的峰值功率与应急功率需求，再生式燃料电池的适应性是很强的。再生式燃料电池的运作以电解槽为特点。在轨道日照区，电解槽消耗电能，将水分解成氢气和氧气；在轨道阴影区，氢气和氧气反应生成水，并发出电能。如果将燃料电池生成的水电解，还原成氢和氧，则来自燃料电池外的电能便转化为化学能，存储在燃料电池中。这种可充电的燃料电池称为再生式燃料电池。再生式燃料电池可代替蓄电池组贮存能量，与太阳电池阵联合组成电能供应系统，在大型空间系统（如空间站）中应用。空间核能源在现阶段，长时间运行的地球轨道航天器，一般均应用太阳能作为电能的来源。在太阳系统，对内行星与火星的探测，也可利用太阳能。但是，由于到达航天器的太阳能与航天器离太阳的距离的平方成反比，因此对远离太阳的星体的探测，就不宜或无法应用太阳能源。除了距离因素外，太阳能的应用还受到阴影、姿态、气动阻力面积等方面的限制。对比太阳能源，核能源的应用则不受太阳光照等诸多条件的限制，也基本不受辐射、磁场、热等方面恶劣环境的影响，工作寿命长，且可提高航天器的生存能力与防御能力。此外，对于长期工作的月球探测器与行星探测器，应用能量贮备装置显然是不实际的，核能源便成为选择对象。例如，在“阿波罗”飞船月球表面实验装置中，应用放射性同位素发电器，提供7075W电功率。5个实验装置在月球表面工作了几年。这些低功率系统虽然可靠性很高，但因安全性与成本的限制，对空间站不合适。对于空间站特高功率（几百千瓦）需求的长期应用，应考虑核动力系统。此外，由于核能装置的巨大的比能量，核能在空间推进中取代化学能源的潜在能力（如核裂变火箭的应用），也是推动空间核技术发展的一个重要因素。核电源系统由核热源和热电转换设备两大部分组成。此外，空间核能源系统通常也需要一个小型贮能装置，以便在紧急情况下提供电能或满足有效载荷峰值功率需求。核热源：目前空间应用的核能源仅限于放射性同位素衰变和核裂变技术。空间放射性同位素主要使用阿尔法射线源。除了转换为电能外，放射性同位素的衰变能量还可直接用于航天器设备或探测器的加热。在现阶段，空间可控核聚变技术还未完全掌握，而对湮灭能量的利用还只是理论上的设想。热电转换设备：热电转换设备主要有温差发电器，热离子发电器，以及涡轮发电机。温差发电器利用热电偶的温差电效应将热能直接转换为电能。热离子发电器利用热粒子二极管将热能直接转换成电能。目前常用的空间核能源系统主要有放射性同位素热点发生器（RTGs）与核（裂变）反应器。RTGs由放射性同位素热源装置与适合的热电转换设备组成，其中热源装置通常是通用热源（GPHS）模块的组合，可获得千瓦级的功率。动态同位素电源系统（DIPS）是应用GPHS模块与闭合布雷顿循环（CBC）能源转换设备构造的。可以在空间核电源系统中应用的放射性同位素有Pu（钚）238、Po（钋）210，Am（镅）241，Cm（锔）244等。RTGs一般功率不大，适用于长期的太空使命。核反应器可采用斯特林循环系统或热离子发电器作为热电转换设备，热离子发电器比涡轮发电机有更好的应用前景。所有核反应器用的燃料是铀、碳化铀或氧化铀，反应剂主要是铍，减速剂为氧化锆。俄罗斯的Topaz反应器，利用热离子发射将热能转化为电能，大约具有5kW的电功率。俄罗斯的研究和发展已经表明，利用热离子转换技术的第二代空间核能系统可有从几千瓦到几百千瓦的电能，工作寿命为7年或更长，并且在整个运行阶段都具有高水准的核和辐射安全保障。由于核反应器可提供很大的功率，可考虑在空间站使用。从安全性考虑，可以利用机械臂或绳系，使核反应器远离空间展中心。电源供应和分配子系统一个行星际航天器一般需要300W2.5kW的能量供应才能满足所有的计算机、无线电接收器、发射器、发动机、真空管、数据存储设备、科学仪器设备、大量的传感器和其它设备的功率需求。“卡西尼”航天器的功率在1kW左右。行星际航天器能量供应的很大部分用在航天器寿命周期内额定功率的消耗上面。那么航天器如何满足这些能量要求呢？经过层层筛选，满足上述能量要求的技术有两个，即光电技术和放射性同位素温差发电器技术。仅电池作为航天器能源供应也是一种办法，一般仅用在短期空间任务上，如“伽利略”和“惠更斯”的大气探测器上，但在探测器投放之前，电池必须利用光电技术和放射性同位素温差发电器技术充满电。光电技术光电材料拥有将光直接转化为电的能力，截止至2000年7月，美国的光电转化效率可以做到29%，在本世纪其转化效率渴望更高。晶体硅和砷化镓是深空探测飞行典型的光电材料。砷化镓晶体技术随着光电技术的应用而获得一定的发展，而晶体硅已经实现了低成本的工业生产，其主要产品应用在微电子领域。在距离太阳一个天文单位时，6cm直径的硅电池能够产生0.25伏特1安培的电流。砷化镓与之相比更为坚韧，效率也更高。太阳能电池的加工办法如下：将铁的晶体切割为薄薄的圆片，在它的两边都沉淀一层金属导体（如晶体硅或砷化镓），面向太阳的一面形成细小的网格，而另一面保持平坦。太阳能帆板由上面作好的电池组成，修正为恰当的形状，并将其粘合在感光底层上，有时候加盖玻璃保护层。采用串联的方式进行电池的连接，从而确定电池的输出电压。一切组装完毕后，就称之为太阳能帆板、光电池板或太阳能电池阵。太阳能电池吸收红外线能量，表面温度很高，但在相对较低的温度下光电转化效率更高，因此太阳能帆板的粘合剂和感光底层都要是导热的。在更为遥远的火星轨道上，太阳光线更弱，只有加大太阳能帆板才能满足航天器能源需要。但过大的太阳能帆板增加了发射质量，提高了太阳能帆板支撑、展开和连接的难度。“麦哲伦”、“火星观测者”、“深空1号”、“火星全球勘探者”、“火星探路者”和“月球探险者”等深空探测器都采用太阳能帆板供给航天器能源。“月神”、“哈勃太空望远镜”以及更多的地球轨道航天器也同样采用太阳能供电。太阳能帆板铰接固定在航天器上，保持最佳的太阳光迎角，或者根据航天器的需要稍稍调整太阳能帆板的迎角，减少输入电量。将光电太阳能帆板长期暴露在太阳光下，将会带来每年12个百分点的光电转化性能损失，如果暴露在太阳耀斑的粒子辐射下，性能损失更大。放射性同位素温差发电器当航天器在距离太阳一定位置的空间工作，存在可利用的太阳光而太阳能帆板失效，放射性同位素温差发电器就是唯一的选择。放射性同位素温差发电器通常包括一个几公斤重的同位素混合器，混合器里带有压缩成陶瓷芯块的放射性元素钚的氧化物。燃料芯块的主要组成部分是钚238（Pu-238）。芯块放在一个转炉内，作为热源并产生电流。放射性同位素温差发电器不利用放射性元素的裂变或聚变，仅利用其衰变，钚自然衰变就会放出热。热作用在硅锗金属连接而成的热电偶阵上，就会产生电流。放射性同位素温差发电器不需要转动部件，就可以产生电流。废热通过金属散热片向太空排放。与所有的放射性物质和大多数非放射性物质相同，钚在特定的环境和足够数量条件下能够安全保存。因此放射性同位素温差发电器的设计要保证在航天器发射过程不会向环境释放钚。放射性同位素温差发电器的安全设计要通过美国能源部的检验，确保该装置的安全生存能力。美国发射放射性同位素温差发电器的使用还需要总统的同意。在发射放射性同位素温差发电器之前，美国能源部必须要对该装置进行安全复查和分析，并由一个独立的专家