微小卫星电源系统MPPT模块的设计与实现-硕士论文

论文作者签名：翌塑堡 指导教师签名： 论文评阅人1 ： 评阅人2 ： 评阅人3 ： 评阅人4 ： 评阅人5 ： 答辩委员会主席： 委员1 ： 委员2 ： 委员3 ： 委员4 ： 委员5 ： 答辩日期：2 Q ! 垒二Q 三二Q 窆 堕院一 一 学一学一 一 丞丞 一 航一航一 一 空一空一 一 航一航一 一 学一学一 太太 一 江一江一 一 浙一浙一 一 授一授一拉 塾垫汐一 副一豇韭 昱涛一名一 堕堕堕堕堕 学一堂堂学一学一 丞玉云天一丞 航一航一航一航一航一 窒窒空一空一窒 航一航一航一航一航一 学一学一堂学一堂 盔太太大一大一 江一江一江一江一江一 浙一浙一浙一浙一浙一 一 一授一授一援授一授一塾塾塾垫塾豇豇盈 浙江大学研究生学位论文独创性声明 本人声明所呈交的学位论文是本人在导师指导下进行的研究工作及取得的 研究成果。除了文中特别加以标注和致谢的地方外，论文中不包含其他人已经发 表或撰写过的研究成果，也不包含为获得堂垄太堂或其他教育机构的学位或 证书而使用过的材料。与我一同工作的同志对本研究所做的任何贡献均已在论文 中作了明确的说明并表示谢意。 学位论文作者签名：琴峭龄 签字日期： 加f 午年弓月7 日 学位论文版权使用授权书 本学位论文作者完全了解逝垄盘堂有权保留并向国家有关部门或机 构送交本论文的复印件和磁盘，允许论文被查阅和借阅。本人授权浙江大学 可以将学位论文的全部或部分内容编入有关数据库进行检索和传播，可以采用影 印、缩印或扫描等复制手段保存、汇编学位论文。 ( 保密的学位论文在解密后适用本授权书) 学位论文作者签名： 、罗瞄诊 导师签名： I V p 拥冯 V 乙 致谢 致谢 一转眼已是毕业时节。在浙大求学生活的近三年里，无论是在学术上还是在 生活中，师长、同学、朋友、亲人在各方面给我很多指导与关爱，收获颇多，在 此致谢。、 首先，向金仲和老师表示最衷心的感谢。金老师在工作繁忙之际，仍经常 关心我的科研进展，在遇到困难时给出有启发性的指导意见，给我的科研道路指 明了方向。金老师渊博的知识，敏锐的洞察力，严谨的作风都让我受益匪浅。 感谢王春晖老师和金小军老师在我研究生阶段对我科研上细心的指导和生 活上无谓不至的关怀。两位老师学术功底扎实，平易近人，从他们身上不仅学到 如何做科研，同时也学会了如何为人，终身受用。 感谢课题组的郑阳明老师、王昊老师、王慧泉老师、吴昌聚老师、康晓黎 老师在学习和生活上给我的关心、指导和帮助。 感谢丁立聪师兄，丁立聪师兄在我刚进实验室时对我认真耐心的指导，让 我少走了很多弯路。从师兄身上不仅学到了很多专业知识，还收获了很多为人处 事的体会。 感谢和我一起生活学习的王萌萌硕士、任晓欢硕士、李霞博士、童杰文硕 士、丁泽伟硕士、蒋勇硕士、刘杰硕士、李建宇硕士，感谢你们在方方面面给我 的无私帮助和勉励。 感谢余礼杰硕士、王志远博士、顾安妮工程师在我毕业设计中所做的工作， 感谢苏星博士、邓盛超博士、汪宏浩博士，杜超禹博士、刘智硕士以及郭媛媛、 何湘鄂、李剑丽、徐睁轩、周立阳给我的配合、帮助和支持。 感谢我的家人2 5 年来对我的支持与包容。 罗明玲 2 0 1 4 1 2 0 摘要 摘要 微小型航天器具有功能密度高、技术性能高、灵活性强、投资与运营成本低、 系统建设周期短等诸多优点，在空间技术中发展良好并拥有很大的发展潜力。 2 0 1 0 年9 月2 2 日，浙江大学自主研制的Z D P S 1 A 卫星发射成功，卫星正常在 轨寿命三年有余，表明Z D P S 1 A 的电源系统满足各项设计要求，性能良好。本 课题立足于Z D P S 1 A 卫星电源系统研制经验，针对X X 卫星的具体任务要求，设 计并实现了一个适用于X X 卫星的最大功率追踪( M P P T ) 模块，以提高太阳能电 池的能量利用率。在太阳能电池的理论和工程模型的研究基础上，对太阳能输出 特性及影响因素进行分析，建立了M a t l a b S i m u l i n k 下的太阳能电池模型和M P P T 仿真模型。对常见的M P P T 追踪算法进行分析和比较，进一步的仿真分析表明， 扰动观察法适用于卫星电源M P P T 模块。对扰动观察法的关键参数优化进行了理 论分析，为M P P T 扰动观察法的性能优化和整体效率的提高奠定了基础。为进行 了根据X X 卫星的实际轨道情况和选用的太阳能电池的参数和连接方式的基础， 选择基于同步整流技术的四开关B u c k B o o s t ( F S B B ) 拓扑作为M P P T 模块的功 率主电路。通过对该电路的功率损耗分析，将M P P T 系统设置工作在工作在降 压模式、升压模式或者直通模式。同时，基于可靠性要求，设计了M P P T 模块的 备用模式，以实现卫星总体对电源系统M P P T 模块失效时的控制。根据卫星高可 靠性的要求和该模块高精度控制和控制端口需求大的实际情况，选择F P G A 作为 唯一的控制单元。 对M P P T 模块进行了基本的硬件平台测试结果，效率达到9 0 。同时，为 了满足地面测试M P P T 模块的追踪速度和精度，在解决太阳能电池模拟器接蓄电 池无法正常工作的故障的基础上，建立太阳能电池模拟器联合M P P T 模块的测试 平台。在此测试平台上，测试M P P T 模块采用扰动观察法的追踪效果，测试结果 表明，追踪精度达到2 ，功率震荡小于2 。由于模拟器自身的反馈与M P P T 模块的占空比变化不存在直接联系，追踪时间还有待优化。 关键字：微小卫星，电源系统，M P P T ，扰动观察法，F S B B A b s t r a c t A b s t r a c t T h em i c r o - s a t e l l i t ew i t ht h ea d V a m a g e so fh i g hm n c t i o n a l d e n s i t y ， h i g h t e c l u l o l o g yp r o p e r r t y ，l o wc o s t ，s h o r tR & Dc y c l e ，、v a sw e l ld e V e l o p e da n dh a Sag r e a t p o t e m i a l i n a e r o s p a c e印p l i c a t i o n I nS e p t e m b e r2 2 ， 2 0lOZ D P S - lAs a t e l l i t e d e V e l o p e db yZ h e j i a n gU n i V e r s i t y 、V a ss u c c e s s 如U yl a u c h e da n di t sl i f el e n 舀h 、v a s o V e rt h r e ey e a r sa 1 1 dt h ea 1 1 a l y s i sr e s u l t so ft h eo n o r b i td a t as h o wt h a tt h eZ D P S - 1A ，s p o 、v e rs y s t e m n m c t i o n e d 、V e U B a s e do nZ D P S - 1A ? sp o 、V e r s y s t e m sd e s i g n e x p e r i e n c ea n do n - o r b i tp e r f o n n a n c e ，w i t ht h em i s s i o nr e q u i r e m e n t so fX Xs a t e l l i t e ，a p a r t i c u l a rM P P T ( M a x i m u mP o w e rP o i n tT r a c k i n g ) m o d u l e 、a sd e s i g n e di nt h i sm e s i s t o i m p r o V ei t s s o l a rc e Ue n e 略y e m c i e n c y F o c u so nt h es o l a rc e Uo u t p u t c h a m c t e r i s t i c sa n di t si n n u e n c i n gf a c t o r sa J l dw i t hr e s e a r c h e so nt h et h e o r e t i c a lm o d e l a 1 1 de n g i n e e r i n gs i m u l a t i o nm o d e lo fs o l a rc e l l s ，h e r ee s t a b l i s h e das i m u l a t i o nm o d e l o fs o l a rc e Ua n dM P P Tm o d u l e T h ea n a l y s i sa l l dc o m p a r i s o no fV 撕o u sM P P T c o n t r o l l i n ga l g o r i t h m ss h o wt h a tt h eP e r b u t i t a t o na I l d0 r b e r s e V a t i o n ( P & O ) M e t h o di s s u i t a b l ef o rt h i s d e s i g n T h ef u r t h e r M P P TP & 0m e t h o ds i m u l a t i o nb a s e do n M a t l a b S i m u l i n ki n d i c a t e st h a tt h em o d i f i e dP & 0m e t h o dh a sag o o dp e r f o m a n c ei n t h e s y s t e m F u r t h e m o r e ，a t h e o r e t i c a l o p t i m i z a t i o na n a l y s i s o nt w oi m p o r t a n t p a H n e t e r si n P & 0m e t h o dh a sb e e n d o n et oi m p r o V eP & 0m e t h o d sr o b u s t ya 1 1 dt h e M P P Tm o d u l e se n e r g yt r a n s f e re m c i e n c y T h ec o m p a r i s i o no ft h ec o m m o n l yu s e d D C D Cc o n V e n e rt o p o l o g i e si ne x i s t i n gs o l a rc o n t r o l l e ra n di nt h ec o n s i d e r a t i o no f t h es a t e l l i t e ss o l a rc e l l s s t l l J c t u r ea n do r b i tc o n d i t i o n s t h eF o u 卜S w i t c hB u c k - B o o s t t o p o l o g yb a s e do ns y n c h r o n o u sr e c t i f i c a t i o nt e c l l l l o l o g yi s s e l e c t e da st h es y s t e m t o p o l o g y R e s e a r c h e do nm ep o w e rl o s ss o u r c e s ，t h es y s t e mw o r k si no n eo f t h et l l r e e m o d e s ：b u c k ，b o o s to rd e t M e a J l w h i l et os a t i s 母m ep o w e rs y s t e m sr e l i a b i l t y r e q u i r e m e m ，aM P P T ss t a n d b ym o d ei sd e s i g n e dt oi m p l e m e n tC E U ( c o m m a l l d e x e c u t i n gu n i t ) t ot a k ec h a 曙eo ft h ep o w e rs y s t e mi fM P P Tm o d u l ef a i l e d 。T h es y s t e m u s e sd i g i t a lc o n t r o la I l da l ls y s t e m 如n c t i o n sa r eb a s e do nF L A S HF P G Aw i t h V 1 ，0 0 0 ，0 0 0s y s t e mg a t e st o 如l l f i l t h es y s t e m sh i 曲a c c u r a c yc o n t r 0 1a n d1 a 唱e 锄o u n t o fP W M o u t p u tp o r t sr e q u i r e m e n t T h et e s tr e s u l t sb a s e do ns o l a rc e l ls i m u l a t o rs h o wt h a tt h es y s t e mh a sag o o d e 衔c i e n c yp e d 、o r I I l a l l c eo fa v e r a g e9 0 O nt h eo t h e rh a n d ，t ot a l ( et h eg r o u n dt e s to f M P P Tm o d u l e ，ac o m b i n i n gP Vs i m u l a t o ra J l dM P P Tm o d u l et e s tp l a t f I o mi ss e tu p a R e rs 0 1 V i n gP Vs i m u l a t o r sm a l 如n c t i o nw i t hb a t t e r i e sa sl o a d T h eM P P Tp r o c e s st e s t i sp e r f I o m e db a s e do nt h i sp l a t f o r n l ，t h er e s u l t ss h o wt h a ti t st r a c k i n ga C c u r a c yc a I l r e a c h2 a n dp o w e rn u c t u a t i o ni sl e s st h a J l2 T h et r a c k i n gs p e e dn e e d st ob e i n l p r o V e da sP Vs i m u l a t o r sf e e d b a c ki sn o td i r e c t l yc o n n e c t e dt oM P P T sd u t yc y c l e c h a n g e K e y w o r d s ：m i c m - s a t e l l i t e ，p o w e rs y s t e m ，M P P T P & OM e t h o d ，F S B B V I 目次 致谢 摘要 A b s t r a c t 目次 第1 章 1 1 1 2 1 3 目次 I I I I 、f 、f I I 绪论。1 引言1 微小卫星发展现状2 微小卫星电源系统发展现状4 1 3 1 电源系统太阳能电池的发展现状4 1 3 2 电源系统储能电源的发展现状5 1 3 3 电源系统关键器件的发展6 1 3 4 电源系统拓扑结构6 1 4 本论文的工作1 1 1 5 本论文创新点1 2 第2 章M P P T 控制算法研究与仿真1 3 2 1 太阳能电池发电理论1 3 2 1 1太阳能电池输出特性1 3 2 1 2 太阳能电池模型1 5 2 2M P 盯的基本原理和算法一1 7 2 2 1M P P T 的基本原理1 7 2 2 2 M P P T 算法分析1 8 2 2 3 扰动观察法仿真分析2 1 2 3 扰动观察法参数优化分析2 5 2 3 1 采样间隔死的优化分析2 6 2 3 2追踪步长d 幅值的优化分析2 9 2 4 本章小结3 1 第3 章M P P T 模块设计3 3 3 1 本章引言3 3 3 2 需求、指标和难点3 4 3 2 1需求分析3 4 3 2 2 总体设计指标3 4 3 2 3设计难点3 4 3 - 3 M P P T 控制器的常见拓扑分析及拓扑选择一3 5 V I T 浙江大学硕士学位论文 3 3 1适用于微小卫星的M P P T 控制器的拓扑分析3 5 3 3 2 M P P T 功率主电路设计3 9 3 3 3 四开关升降压拓扑功率损耗源分析4 0 3 4 M P P T 模块控制电路设计4 3 3 4 1 系统控制芯片的选取4 3 3 。4 。2M P P T 控制系统电路设计4 4 3 5M P P T 模块算法设计4 5 3 6 本章小结4 8 第4 章M P P T 模块系统实现与结果分析4 9 4 1太阳能电池模拟器的问题分析与解决4 9 4 2 硬件测试结果5 2 4 3 系统M P P T 算法最大功率追踪效果测试5 3 4 3 1 测试平台5 3 4 3 2扰动观察法追踪效果测试5 4 4 3 3 变光照下的M P P T 追踪效果测试6 0 4 4 M P P T 控制器与非M P P T 控制器的比较6 1 4 4 1非M P P T 的效率测试6 1 4 4 2 备用模式的控制策略6 1 4 5 本章小结6 2 第5 章总结和展望6 3 参考文献 6 5 作者简介 6 9 V I I I 绪论 第1 章绪论 1 1 引言 1 9 5 7 年l O 月4 日，苏联用卫星号运载火箭将世界上第1 颗人造地球卫星一 卫星1 号送入太空。从此开始，在近6 0 年的时间里，包括俄罗斯( 苏联) 、美国、 中国、法国、日本、英国、印度等国家和欧空局等机构在内，全世界已发射的卫 星、载人飞船和空间探测器等各类航天器6 0 0 0 多颗。2 0 世纪7 0 年代，军用和 民用卫星进入应用阶段，并向通信、气象、宇航、侦察、测地和地球资源等专业 化方向发展。空间技术出现了两个分支：一是发展大功率、长寿命、多用途的空 间平台；二是发展质量小、体积小、成本低、性能高、研制周期短的小卫星和微 小卫星。相比传统大卫星，微小卫星具有功能密度高、技术性能高、灵活性强、 投资与运营成本低、系统建设周期短等诸多优点1 】【2 】，在小卫星上容易实现新技 术的试验与验证，在未来航天领域中拥有很大的潜力。 航天器电源系统是航天飞行器上产生、储存、变换、调节和分配电能的航天 器分系统，简称电源系统( E l e c t r i c a lP o w e rS y s t e m ，E P S ) 。航天器电源系统主要 任务是能量的产生：通过某种物理变化或化学变化，将光能、核能或化学能转换 成电能；能量的储存：储能装置一般为蓄电池；能量的调节和变换：通过控制单 元和D C D C 或D C A C 变换电路后向航天器各分系统供电任务【3 1 。电源系统是航 天器的重要组成部分，任何一个航天器都必须配备一个合适、可靠的电源系统， 电源系统如不能正常工作，对整个航天的损害将是致命的。电源系统作为小卫星 平台的关键系统之一，必须根据微小卫星自身的特点和研究要求，将适用于小卫 星应用的先进总体设计思想和部件研制技术应用于微小卫星上，在保证电源系统 系统功能完整、性能达标、可靠性高的基础上，减小电源系统的比重，提高功能 密集度，降低开发成本和缩短研制周期，以满足卫星小型化、高效率的发展需求。 2 0 l O 年9 月2 2 日，由浙江大学自主研制的浙大皮星一号A 卫星( Z D P S 1 A ) 在酒泉卫星发射中心发射，0 1 星和0 2 星在轨寿命均达到3 年以上，获得圆满成 功【4 】。这标志着卫星电源系统设计是可行的，电源系统的有效性和可靠性都基本 得到了在轨验证，同时，Z D P S 1 A 卫星大量的电源系统在轨数据也为后续电源 l 浙江大学硕士学位论文 系统高效率化研究提供了坚实的基础。但是，Z D P S 1 A 卫星仅是一个技术试验 平台，平台简单，载荷较少，实现的功能单一有限，为了在航天产业中使微小卫 星充分发挥其优势，展现更大的作用，目前浙江大学正在研制的X X 卫星即是应 用于卫星测距、卫星编队、G P S 定轨等的一颗1 0 公斤级卫星。X X 卫星平均功 耗1 2 W ，峰值功耗达6 0 W 。在太阳能布片面积紧张的情况下，对电源系统提出 了更高的需求。这就需要在微小卫星电源系统在资源有限的条件，采用更高效率 的器件，更先进的电路技术，真正实现性能高、重量轻和体积小的目标继续努力， 这也是微小卫星优化设计的必然趋势。 1 2 微小卫星发展现状 微小卫星的分类方法国际上没有统一定义。英国的萨瑞技术有限公司( S u 玎y S a t e l l i t eT e c l l l l o l o g yL t d S S T L ) 提出的以重量大小划分的分类方法较为被认可： 卫星重量在5 0 0 千克以下，造价从几十万至上千万美元的卫星为小卫星。在小卫 星中又具体划分了四个等级：5 0 0 千克1 0 0 千克的为小卫星；1 0 0 千克1 0 千克 的为微小卫星；1 0 千克1 千克的为纳米卫星；小于1 千克的为芯片卫星。本文 所提到的微小卫星，基本指的是百公斤级别及其以下的卫星，旨在通过对这些卫 星电源系统的了解，总结在微小卫星电源系统上研究的经验，为本文的公斤级的 卫星设计提供经验。 2 0 世纪8 0 年代开始，世界上有2 0 多个国家和地区开展了对微小卫星的研 究，并呈现出以技术试验和实际应用为目标，学校研究机构和工业部门共同合作 开发的态势。目前，美国、加拿大、英国和俄罗斯等国家都拥有了小卫星平台乃 至星座，并且基本实现了了小卫星的商业化，印度、韩国和巴西等也以此为切入 点，带动航天技术的发展。 在欧洲，英国的萨瑞技术有限公司是微小卫星研究领域的先锋，在2 0 多年 研究经验的基础上，开发出了M i c r o S a t 7 0 平台，此平台研究的卫星质量在 5 0 7 0 蚝，具有承载2 5 埏载荷的能力，适合应用多种火箭【5 】。在此基础上，又开 发了S S T L 1 0 0 、S S T L 1 5 0 、S S T L 3 0 0 、S S T L G M P T 等平台。到2 0 1 3 年6 月 为止，在这些平台上，共发射了4 1 颗卫星，其中包括S S T L 7 0 平台的中国清华大 学的清华一号卫星，S S T L 1 5 0 平台的中国北京一号遥感小卫星。北京一号小卫 绪论 星重量为1 6 6 4 埏，设计寿命5 年。该卫星主要用于定期提供覆盖北京市的遥感 影像，为北京市城市规划、生态环境监测、重大工程监测、土地利用监测提供及 时、可靠和优质服务的小卫星，作为北京市遥感应用数据库的重要组成部分，服 务于2 0 0 8 年奥运会【引。 在美国，形成了以军方和国家宇航局( N A S A ) 、商业公司三大小卫星开发 力量。军方和N A S A 提出了低轨道移动通信卫星的设想，并且开发了一系列有 关的新技术，如微型遥感器、自主控制和采用电推进方式的微推进系统。由美国 加州理工州立大学( C a l i f o m i aP o l y t e c l l I l i cS t a t eU n i v e r s i t y ) 和斯坦福大学 ( S t a I l f o r dU n i v e r s i t y ) 共同发起了“立方星( C u b e S a t ) ”研制计划，并且制定了 C u b e S a t 标准，掀起了世界范围内高校研究卫星的热潮。目前，小型数据传输型 高分辨率遥感卫星正式进入商业应用领域。近些年，每年都有十几颗立方星发射， 这些小卫星在地球成像系统、太空环境探索、空间通信和数字型号处理器试验等 方面具有良好应用。 Q B 5 0 工程由比利时冯卡门流体动力学研究所( V K I ) 联合欧空局( E S A ) 等世界多个研究机构共同提出。Q B 5 0 采用5 0 颗立方星组网，实现对目前人类 尚未深入涉足的低层大气( 9 0 3 2 0 l ( 1 1 1 ) 进行多点在轨测量，同时在星座中开展卫星 再入大气层过程的一些相关研究。Q B 5 0 也将安置约1 0 个2 U 或3 U 的C u b e s a t s 用于在轨演示( I O D ) 技术和小型化的科学传感器和G o s s a m e r 太阳帆技术示范包 应用。Q B 5 0 于2 0 1 2 年立项，预计于2 0 1 5 年中期发射。全世界有7 7 所大学与 研究机构参与了相关项目，浙江大学微小卫星研究中心也参与了此项目。 目前微小卫星已基本实现了产品化和商业化。例如荷兰I S I S 公司( I I l o v a t i v e S o l u t i o n sI nS p a c e ) ，作为欧洲纳卫星领域的领导者，提供模块化的立方星组件产 品包括立方星结构件、电源部件、姿控部件、测控部件及其他各种微小卫星部件。 其产品均在官网有详细介绍并可在线销售1 7 j 。 我国的微小卫星研究起步较晚，但也取得了很多的可喜的成果。在国家航天 部门的重视和我国科研人员的努力下，加上高校卫星研究的大力推动下先后发射 了“清华一号”、“创新一号”、“探索一号”、“希望一号”、“纳星一号”、“浙江大学 皮星一号A 卫星”、“神舟7 号伴飞卫星”等微小卫星，这些卫星在轨进行了很多 新技术试验与验证，积累了大量的科学研究数据，丰富了微小卫星研制的经验。 浙江大学硕士学位论文 2 0 0 3 年1 0 月2 1 日发射的创新一号卫星由中国科学院研制，质量为1 0 0 k g 以下，主要用于交通运输、环境保护和防汛抗旱等的数据信息传递f 8 】。2 0 0 4 年4 月1 8 日，试验一号卫星和纳星一号成功发射。试验一号卫星重2 0 4 k g ，是一颗 用于立体测绘的小卫星。纳星一号卫星主要功能是轨道保持预报变轨、对地成像 试验和卫星程序上载与软件试验等，质量在2 5 蚝左右，体积小于0 0 4 立方米。 浙江大学皮卫星一号( Z D P S 1 A ) 是首颗完全我国自主研制的公斤级微小卫 星，质量3 。5 k g 左右，体积1 5 c m 1 5 c m 1 S c m ，其主要任务是检验皮卫星的 总体设计和单机部件的可靠性，对皮卫星若干关键技术进行集成试验，为皮卫星 后续发展和军事领域的应用奠定基础。2 0 1 0 年9 月2 2 日Z D P S ，1 A 卫星成功发 射，在轨寿命3 年有余，圆满完成任务。 1 3 微小卫星电源系统发展现状 1 3 1 电源系统太阳能电池的发展现状 目前太阳能电池的种类非常多，虽然材料上存在着一定的差异，但是最基本 的发电原理都是基于P N 结的光伏效应。太阳能电池在空间电源中已应用的主 要有以下几类：硅太阳能电池、砷化镓太阳能电池、以及薄膜太阳能电池，下面 对各类太阳能电池特点进行简单的介绍【9 1 。 ( 1 ) 硅太阳能电池已在航天器上获得广泛应用。硅太阳能电池分为单晶硅太阳 能电池和多晶硅太阳能电池。硅太阳能电池大都是同质结结构，结两边的半导体 材料相同，仅掺杂剂类型和量不同。硅太阳能电池特点是硅资源丰富，可大规模 生产，性能稳定且转化效率高，缺点是其制造过程复杂、能耗大、成本高。硅太 阳能电池在空间卫星的基本电源和地面无电、少电地区及某些特殊领域( 通信设 备、气象站台和航标灯等) 的重要电源。近年来，在美国和日本等发达国家，硅 太阳能电池发电已经进入城市电网。 ( 2 ) 砷化镓( G a A s ) 电池转换效率高达3 0 以上，产品耐高温和辐射，但生产 成本高，产量受限，目前主要做航天器电源用，或应用于高倍率聚光发光系统。 砷化镓系列电池从结构上可以分为：1 同质结太阳电池，2 异质结太阳电池，3 肖特基结太阳电池。以G a A s 材料为基础的太阳电池的优势主要在：光电转换效 4 绪论 率高，材料光吸收系数大，抗辐射性能好温度系数小。但G a A s 基系太阳电池密 度较大，质量功率比不佳，机械强度较弱，易碎，价格昂贵，由于这些原因， G a A s 基系太阳电池在地面应用较少。 ( 3 ) 薄膜太阳电池具有以下优点：材料具有较高的吸收系数，大大节省了昂 贵的半导体材料；制作工艺简单，可实现大规模生产；能耗低，能源回收期短； 可制备在柔性衬底上，极大的提高了质量比功率，在空间飞行器动力能源应用上 具有广阔的应用前景。按电池的主要使用材料不同，薄膜太阳电池可分为以下几 类：非晶硅薄膜太阳电池，多晶化合物薄膜太阳电池，染料敏化太阳电池。 太阳能电池是现今航天器的最常用供能器件。2 0 世纪9 0 年代初期，小卫星 大部分使用硅太阳能电池，到了9 0 年代末期，薄硅太阳能电池开始在小卫星上 大量使用。进入2 1 世纪以来，高效三结砷化镓( 啊J u n c t i o nG a I n P 2 G a A s G e ) 电池开始在空间应用。目前国际上很多大卫星如G a l i l e o 、V - e n u s E x p r e e s s 和M a r s E x p r e s s 上使用的都是效率达到2 8 的三结G 啦s 电池。小卫星方面，2 0 1 3 年发 射的立方星几乎都使用三结G a A s 电池作为一次电源。Z D P S 1 A 卫星采用的是国 产三节G a A s 电池，经过在轨飞行试验，表明性能良好，详细分析数据参见文献 4 。所以，三结G a A s 电池是现阶段微小卫星最理想的一次能源。在X X 卫星上 也将采用三结G a A s 电池作为一次能源。部分太阳能电池效率如表1 所示。 表1 1空间太阳能电池性能 1 3 2 电源系统储能电源的发展现状 航天器储能电源的主要任务是为整个航天器在阴影区时供电，峰值负载和脉 浙江大学硕士学位论文 冲负载出现时，航天器储能电源也要能满足要求，蓄电池是卫星主流的储能电源。 表1 2 是部分卫星用蓄电池性能比较。从最早一次使用的锌银蓄电池和到镉镍蓄 电池，又发展成氢镍蓄电池，现在锂离子电池也开始大量应用，卫星用蓄电池朝 着高比能量、高能量密度、长寿命、高可靠性发展。与传统的镉镍、氢镍蓄电池 相比，锂离子电池具有比能量高、工作电压高、自放电率低、充放电效率高等优 点，适用于小卫星小型化、高能量密度要求的场合【1 1 】【1 筋。 表1 2 各种星上蓄电池的比较【1 3 】【1 4 】 1 3 3 电源系统关键器件的发展 电源系统一般有“供电系统”和“配电系统”两大部分组成。供电系统部分 由发电系统和电源控制设备组成，而发电系统由主电源和储能电源组成。主电源 是航天器的主要发电装置，将其他形式的能量转化为电能。储能电源是卫星阴影 区唯一的能源，在卫星有峰值功率需求时，也将发挥供能作用，失效意味着航天 器最多只能在光照区工作，因此对它的性能和可靠性要求指标很高。配电系统包 括功率变换单元、控制单元、分流调节单元。近年来，小卫星商业化越来越成熟， 很多小卫星上都使用了商业器件。太空试验表明：在保证卫星系统功能完备和满 足寿命要求的情况下，商业器件不仅满足太空使用的要求，并且降低了设计难度 和开发成本。因此，电源系统的控制单元、功率变换单元、分流调节单元都可以 采用商业器件来设计实现，这样可以有效减小卫星体积，降低开发成本和缩短研 发周期。 1 3 4 电源系统拓扑结构 对于以光伏能源作为主电源的绝大多数航天器系统，根据其太阳能电池阵的 控制方式不同，可分为峰值功率追踪( M a x i m 啪P o w e rP o i n tT r a C k i n g ，M P P T ) 6 绪论 系统和直接能量传输( D i r e c tE n e r g yT r a J l s f e r ，D E T )系统。这两种系统的拓扑 结构如图1 1 和图1 2 所示。 图1 1D E T 能量传输方式拓扑结构图 图l 一2M P P T 能量传输方式拓扑结构图 M P P T 和D E T 的区别在于：对M P P T ，负载和太阳电池阵之间串联了一个 调节器；对D E T ，用一个调节器与负载和太阳能电池阵相并联。M P P T 系统是一 个非耗散型分系统，它严格按航天器的需要输出功率，最大输出时可达太阳能电 池阵峰值功率。D E T 系统则是一种分流调节式直接能量转换系统，是一个耗散 型分系统，它将多余的功率消耗。D E T 通常采用分流调节技术，以使母线电压 维持预定的电压范围内。 M P P T 的硬件电路是一个D C 他C ( 直流直流) 变换器，与太阳电池阵串联。 它根据太阳电池阵的输出伏安特性曲线输出端的电压动态地改变工作点，而在能 量需求超过峰值功率时跟踪峰值工作点，然后该变换器再以不同的电压和电流将 输入功率转换成相应的输出功率。太阳光源的特点是在温度很低( 出地影后) 和 寿命初期输出较大功率，峰值功率跟踪器通过补偿太阳电池阵的峰值功率点到蓄 电池的充电末期的值来取代分流调节功率。由于M P P T 与太阳电池阵串联，需要 消耗一小部分功率。对于寿命小于5 年，初期功率需求比末期功率高的任务，采 用M P P T 具有一定的优势。 浙江大学硕士学位论文 在微小卫星电源系统的设计中，需基于卫星的实际情况，综合考虑太阳能电 池的能量利用率、电路的复杂程度、卫星的轨道情况等因素，选择适合的拓扑结 构。D E T 和M P P T 结构性能比较如表1 3 。 表1 3D E T 和御P T 结构的性能比较 在能量传输方式的选择上，D E T 简单且成熟可靠，被广泛采用。M P P T 在太 阳能效率的利用上有更大的空间，在太空环境多变的情况下对于微小卫星电源系 统提高效率具备优势。 X X 卫星具有平均功率1 2 W ，峰值功率6 0 W ，设计寿命3 年。在寿命初期， 卫星上将进行很多试验项目，如轨控试验、双星编队测距等，初期功率需求大于 末期功率，在X X 卫星上试验M P P T 系统具有重要意义，并可为后期卫星电源系 统设计提供在轨实验数据支持。 M P P T 电源拓扑结构在地面光伏电源应用广泛【l6 1 ，在国外深空探测领域应用 广泛，如“罗塞塔( R O S E T T A ) 、信使“ ( M E S S E N G E R ) 探测器电源系统等1 7 1 。 M P P T 电源拓扑结构在微小卫星电源系统中也有应用，如加州理工大学的C P 2 卫星和丹麦奥尔堡大学的A A U S A I T _ 3 卫星，荷兰代尔夫特理工大学的D e l f i - n 3 x t 卫星，挪威奥斯陆大学的C u b e S T A R 卫星等。国内外很多高校都在对M P P T 电 源拓扑结构进行研究并取得了诸多成果【1 8 】。 加州理工州立大学卫星2 号( C a lP o l y2 ，C P 2 ) 卫星是符合立方星标准的 1 U 卫星，其电源系统结构如图1 3 所示，是比较典型的小卫星电源系统结构。 C P 2 太阳能电池阵为充电阵和供电阵双阵合一，采用单母线电压不调节的模式， 锂离子电池通过充放电控制电路连在母线上，功耗约1 W 。C P 2 电源系统采用 M P P T 拓扑结构，提高了太阳能电池的能量利用率。 8 绪论 图1 3C P 2 卫星电源系统拓扑结构 A A U S A T 3 是2 0 1 3 年丹麦奥尔堡大学完全由学生参与研制的一颗符合立方 星标准的1 UC u b e s a t ，重量仅为0 8 蚝。太阳能电池端平均输入功率2 W 。 A A U S A - T - 3 电源采用M P P T 能量传输方式，太阳能电池阵为充电阵和供电阵分开 的模式。A A U S A - T - 3 太阳能电池采用三结砷化镓电池，太阳能电池的最大功率点 电压约为4 7 V ，蓄电池采用两节串联，母线电压为6 V 8 2 V 。M P P T 模块采用 B o o s t 升压电路。 图1 - 4A A U S A T 3 卫星电源系统拓扑结构 C u b e S T A R 【1 9 1 是2 0 1 3 年挪威奥斯陆大学由学生参与的一颗符合立方星标准 的2 UC u b e s a t ，重约1 3 3 k g 。太阳能电池在C u b e S T A R 电源系统采用的也是M P P T 拓扑结构，太阳能电池为三结砷化镓电池，太阳能电池的输入电压范围为4 “V ， 光照区的输入功率4 W 左右。蓄电池为两节L i F e P 0 4 电池并联，母线电压3 V 。 M P P T 模块采用的是B u c k 降压电路。 9 浙江大学硕士学位论文 l 黼黼瓣 蠢一站忑0 ， 3 V 抖3 蕾V “ I | 塑渤7 潮| ；璺露妥g - ? 。 l 穆妇衅粕懒f；拳铀H 嘲m 。n 馘3 霉 * 嘲永啪啪瓣 图1 5C u b e S T A R 卫星电源系统拓扑结构 X X 卫星重1 0 埏，体积2 5c m 2 5c m 2 5c m ，平均功耗1 2W ，峰值功率 6 0 W ，6 0 0 7 0 0k m 高度太阳同步轨道。X X 卫星电源系统基本继承了Z D P S 1 A 卫星电源系统的设计。x x 卫星带有较多载荷，能量传输方式设计为M P P T 方式。 采用M P P T 方式可使太阳能电池工作在最大功率点，使太阳能电池输出功率最大 化。 外部供电口 图1 6X X 卫星电源拓扑结构图 通过对X X 卫星电源系统的仿真分析，可比较D E T 结构和M P P T 结构下太 阳能电池的输出功率对比。图1 7 和图1 8 分别是M P P T 结构和D E T 结构下X X 卫星电源系统带载能力拉偏的仿真结果图。 1 0 绪论 不同大小负载下电池容量豹变亿情况 图1 7M P P T 结构负载功率拉偏平衡情况 图1 8D E T 结构负载功率拉偏平衡情况 由图1 7 图1 8 可知，采用M P P T 结构的电源系统，如果要求整星能量平衡， 则最大负载可以到1 5 W 木O 9 = 1 3 5 W ( 考