（环境科学专业论文）以循环经济理念为指导的天津临港工业区环保规划研究.pdf

a b s t r a c t a b s t r a c t t h es a t e l l i t e se n t e r p r i s ed e v e l o pv i g o r o u s l yf r o mt h es u c c e s s f u l l yl a u n c h i n go f e a s ti sr e d1 ”i nc h i n a o u rc o u n t r yh a v ed e v e l o p e da n dl a u n c h e d5 0d i f f e r e n ts e r i e s o fs a t e l l i t e sf r o mn o wo n i n c l u d i n gr e m o t e s e n s i n gs a t e l l i t e s ，c o m m u n i c a t i o n s a t e l l i t e s ，n a v i g a t i o ns a t e l l i t e s ，m e t e o r o l o g i c a l s a t e l l i t e s ，o c e a n s a t e l l i t e sa n d r e s o u r c e ss a t e l l i t e sw h i c hp o w e rr a n g e sf r o mh u n d r e d st ot h o u s a n d so fw a r t h e s a t e l l i t ee n t e r p r i s eh a v ea l r e a d yc h a n g e df r o mt e c h n o l o g yt e s t s a n da p p l i c a t i o n b u s i n e s st e s t st ot h ew h o l es e r v i c e so ft h en a t i o n a le c o n o m yg r a d u a l l y t e nt h o u s a n d sw a r ss a t e l l i t ep o w e rp l a t f o r mi st h en e wg e n e r a t i o ns a t e l l i t ep o w e r p l a t f o r md e v e l o p e db yc h i n e s e a n dt h ep r i m a r yb u si s 10 0 va n dt a k i n gt h es i n g l e b u sc o n t r o lr e g u l a t i o na n di t si n o r b i tl i f e t i m ei s15y e a r s i ta l m sa tm e e t i n gt h e b u s i n e s sn e e d so fr a d i oa n dt e l e v i s i o ns a t e l l i t eb r o a d c a s t i n gs y s t e mf o rt h em o d e m s e c o n d g e n e r a t i o ni nc h i n a t h ee i g h t e e n t hi n s t i t u t e ( t i a n j i ni n s t i t u t eo fp o w e rs o u r c e s ) o fc h i n a e l e c t r o n i c st e c h n o l o g yg r o u pc o r p o r a t i o n ( c e t c ) h a sd e v o t e dt os t u d y i n gt e n t h o u s a n d sw a r sp o w e rc o n d i t i o n i n gu n i t ( p c u ) f o rs a t e l l i t e ，a n dt h ep r o t o t y p ec a l l m e e tt h em i s s i o n s r e q u i r e m e n t sc o m p l e t e l yb u to w n i n gt oe l e c t r o n i cc o m p o n e n t s a n dc r a r st h ev o l u m ea n dw e i g h to fp c un e e dt ob es m a l l e ra n dl i g h t e rc o m p a r e d w i t hs i m i l a rf o r e i g np r o d u c t s s ot h ep c uh a sb e e nd e p e n d e do ni m p o r t su s i n gi nt e n t h o u s a n d sw a r ss a t e l l i t ep o w e rp l a t f o r m t r y i n gt or e d r e s st h ed i s p a r i t i e st h ec e t c h a ss t u d i e dt h ep o w e ri n t e g r a t i o na n do t h e rb o t t l e n e c kp r o b l e m sa l o n ew i t ht h e p e r - r e s e a r c hp r o j e c to ft e nt h o u s a n d sw a t t sp c u t oi m p r o v et h et e c h n o l o g i c a ll e v e l a n dc o m p e t i t i v e n e s s 一 t h i sp a p e rp r e s e n t sa n dd i s c u s s e st h eo fp o w e ri n t e g r a t i o nt e c h n o l o g yo fs p a c e p o w e rc o n d i t i o n i n gu n i t a n df i n i s ht h ed e s i g n s ，t e s t sa n de x p e r i m e n t so fp r o t o t y p e o nt h eb a s e so fp o w e ri n t e g r a t i o nc o m p o n e n t ss e c o n di n t e g r a t e ds o l u t i o n ，a n dp r o v e d t h ef e a s i b i l i t ya n dp r a c t i c a l i t ) ro fp o w e ri n t e g r a t i o nt e c h n o l o g yf i n a l l yt h r o u g ht e s t t h er e s e a r c ho ft h i sp a p e rh a ss u c c e s s f u l l ya p p l i e di np e r - r e s e a r c hp r o j e c to ft e n i i a b s t r a c t t h o u s a n d sw a t t sp c ua n dp a s s e da l lt h et e s t sa l o n ew i t ht h ep r o t o t y p ei nc e t c t h e r e s e a r c ho ft h i sp a p e rh a v eac e r t a i ns i g n i f i c a n c ef o rh i g hv o l t a g ep o w e ra n dl o n g l i f e t i m ep o w e rc o n d i t i o n i n gu n i to fs a t e l l i t e s k e yw o r d s ：s a t e l l i t ep o w e r s o u r c e ss y s t e m ，h i g hp o w e rc o n d i t i o n i n gu n i t ，p o w e r i n t e g r a t i o nt e c h n o l o g y i i i 第一章绪论 第一章绪论 第一节课题背景 宇宙的奥秘是无穷无尽的，而人类探索宇宙的活动也是无止境的u 1 。1 9 5 7 年 1 0 月4 日，苏联用卫星号运载火箭将世界上第一颗人造地球卫星卫星1 号送 入太空，在之后的短短5 0 年的时间内，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、 空间探测器等各类航天器6 0 0 0 多颗。人造地球卫星出现后，苏联和美国于2 0 世 纪6 0 年代发射了大量的科学实验卫星、技术试验卫星和各类应用卫星。2 0 世纪 7 0 年代，军用和民用卫星全面进入应用阶段，并向通信、气象、宇航、侦查、预 警、测地、海洋和地球资源等专业化方向发展。空间技术出现了两个分支晗1 ：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。两者相辅相成，加上对载人航天活动 的重视，共同推动了航天技术的发展d 3 。航天技术是科学技术进步、社会生产突 飞猛进的结果，它直接为国防与国民经济服务，已获得了巨大的经济效益和社会 效益。同时，它与其他学科技术相结合，开创了许多新的技术领域。因此，世界 上许多国家，包括不少发展中国家，越来越认识到开发空间资源的重要性，竟相 发展空间技术h 。 自从1 9 6 3 年发射第一颗“辛康”通信卫星以来；随着卫星通信、广播业务 的不断发展，尤其是信息产业、多媒体、口网络产业的兴起和突飞猛进的发展， 卫星通信业务所涉及的领域和频段不断拓宽，极大地推动了通信卫星技术的发展， 通信卫星技术正在兴起一场新的、革命性的突破。卫星通信技术的发展，直接推 动了通信卫星产业，包括常规通信卫星、高级移动通信卫星和数字直播卫星的发 展，真正实现了在任何时候、任何地点都能方便地交流信息、获得信息、使用信 息的目标，并将间接地影响和改变着人们的通信方式、工作方式和生活方式。 目前，空间轨道位置和频率资源日益紧张，大容量、长寿命的卫星不仅能获 得较大的经济效益，而且轨道位置和频率资源也能得到最大利用，因此当今通信 卫星设计朝着大功率、多频段和长寿命的方向发展，卫星产品设计和研制技术已 开始实现高度模块化、集成化、系列化的生产方式。随着星上电子设备的研制技 第一章绪论 术发展，模块化设计已经做为规模化生产迈进的最重要途径之一被世界各国普遍 采用；而集成化设计也是卫星实现平台系列化、卫星轻型化的重要途径之一。 纵观国外各主要卫星公司的卫星研制、生产状况可以看出，中、高轨道通信 卫星正向着大功率、多频段和长寿命的方向发展，而低轨道卫星则向着星座和多 频段的方向迈进。目前，各国都已向国际电信朕登盟( i t u ) 登记了大量的k a 频 段的卫星资料，日本、美国也已进行了大量的k a 频段通信转发器的通信试验，并 已开始正式投入使用。正如目前常用的c 、k u 频段一样，k a 频段也将是2 1 世纪 头几十年卫星通信的主要频段之一。表1 1 列出了国际上几个卫星研制大公司卫 星平台的主要技术参数。 表1 1国际上几个卫星研制大公司卫星平台的技术参数 公司名称卫星平台技术参数代表卫星 具有h s 一3 7 6 、h s 一卫星寿命大于1 5 年；卫星的功g a i a x y 一 3 9 3 、h s 6 0 1 、h s 率和重量分别达1 5 k w 和和t h l 瓜7 卫 休斯公司 6 0 1 h p 和h s 一7 0 2 等系 5 2 0 0 k g ；有效载荷功率和质量分 星。 列卫星平台。 别为9 0 0 0 w 和1 2 0 0 k g 。 具有a 2 1 0 0 a x 系列卫星卫星寿命大于1 5 年，卫星的功a c e s 亚洲蜂 洛克希德一 平台。率和重量分别达3 5 0 0 一1 3 5 0 0 w窝卫星和g e 系 马丁公司和1 0 0 0 - - 4 0 0 0 k g ：有效载荷功率 列卫星 和质量分别为8 1 0 0 w 和一 1 0 0 0 k g 。 具有f s 一1 3 0 0 、4 0 1 s 和f s 一1 3 0 0 用于常规通信广播卫 g l o b a l s t 八r 2 0 2 0 三种系列卫星平星，卫星的功率为5 0 0 和i n t e l s a t 台。1 5 0 0 0 w ；4 0 1 s 用于低轨小卫星 一1 2 卫星。 劳拉公司星座或小功率的常规通信广播 卫星的功率为3 k w ；2 0 2 0 用于 新一代大容量数据传输卫星，卫 星的功率可达到1 5 2 0 k w 。 具有s b 一2 0 0 0 、s b 一卫星寿命为1 5 年，卫星的功率 s k y b r i d g e 阿尔卡特公 3 0 0 0 和s b 一4 0 0 0 系列和重量分别达1 0 1 6 k w 和 宽带通信卫星 卫星平台，其中s b 一 4 8 0 0 k g ，有效载荷功率和质量分 星座系统和 司 4 0 0 0 分为高、中、低三 别为9 0 0 0 w 和1 0 0 0 k g 。 a s t r a l k 卫 种卫星平台。 星。 自东方红一号卫星成功发射，推动了我国卫星事业的蓬勃发展。到目前为止， 我国研制并发射了5 0 多颗各类卫星，其中包括返回式遥感系列卫星、实践系列卫 2 第一章绪论 星、通信系列卫星、导航卫星、气象系列卫星、海洋卫星和资源系列卫星等，卫 星电源功率涵盖几百瓦到几千瓦。我国卫星已经从卫星技术试验、应用业务试验， 逐步向全面服务于国民经济建设的方向发展。 但是从目前国外通信卫星技术发展总趋势来看，我国的卫星通信技术无论在 卫星品种、总体技术水平，还是元器件和关键技术等方面，均与国外先进水平存 在差距。这严重地制约了卫星应用规模的扩大和效益的发挥，更难以实现商业化 和产业化。目前国内各卫星应用部门都是在使用国外先进卫星的基础上起步的， 因此，用户按照国外先进卫星的水平，对应用卫星研制部门提出了很高的要求。 万瓦级卫星平台是我国研制的新一代大功率卫星平台，其母线电压为l o o v 且 采用单母线控制方案，功率为i o k w ；寿命为1 5 年。其目标是瞄准满足各种业务 需求的现代化的第二代中国* 广播电视卫星直播系统。 近年来中国电子科技集团公司第十八研究所一直致力于长期万瓦级电源控制 器的研究，其样机已经在功能上完全满足大功率卫星平台的使用需求，但是与国 外同类产品相比，由于器件和工艺方面的原因一直制约着电源控制器的体积重量 的进一步减小，因此万瓦级卫星平台所使用的电源控制器一直依赖进口。为了弥 补差距，尽快提高技术水平和竞争能力，十八所结合长期万瓦级电源控制器的预 研课题，针对功率集成等瓶颈技术进行了开发研究。 本论文对空间电源控制器用功率集成技术所涉及的相关内容进行了初步的探 讨，并在所设计的功率器件二次集成方案基础之上，完成了原理样件的设计、测 试以及试验等工作，最终通过试验证明了功率集成技术的可行性和实用性。 本文研究成果已经成功应用于我所长期万瓦级电源控制器的预研课题中，并 且跟随电源控制器工程样机通过了课题的验收。本文的研究对应用于高压大功率 长寿命卫星用电源控制器的设计研制具有一定的实际意义。 第二节卫星电源系统 电源系统是卫星的关键系统之一，电源系统的基本功能是通过某种物理变化 或化学变化，将光能、核能或化学能转换成电能，根据需要进行存储、调节和变换， 然后向卫星各分系统供电。电源系统在额定电压范围内产生、储存、调节、控制 和分配电能，它在卫星地面测试，主动段飞行，转移轨道及在轨工作寿命期内， 为所有平台和有效载荷供电，并在出现可靠性故障时对电源系统所有部件提供保 第一章绪论 护。 卫星电源系统的组成与卫星总体设计有关。国内外对卫星电源系统的组成没 有一致的划定，同一国家不同型号的卫星电源系统的组成也可能有所不同。通常 的卫星电源系统组成框图如图1 1 所示。从图1 1 可知，就较大的范围而言，卫 星电源系统由“供电系统和“配电系统 两大部分组成，因此，电源系统也可 称为“供配电系统。 i 卫星电源系统i 厂1 _ 1 匝圃匝匦 【- - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - 一 圃口亘圈e 堑口 圃匝囹 图1 1 一般卫星电源系统组成框图 所有电源系统均包括供电系统。供电系统一般由主电源、储能电源和电源控 制设备( 功率调节和控制系统) 组成。但电源变换器、配电器和电缆网则不一定。 对电源变换器而言，如采用集中变换方式，则电源变换器包括在电源系统内；如 采用分散变换方式，即设备自带变换器模块，则分散的变换器包括在各自的系统 内。( 当然，也有卫星采用集中变换与分散变换相结合的方式。) 对配电器和电缆 网而言，既与发电系统和电源变换器密切相连，又与各用电设备直接相连。因此， 对集中配电设计，配电器与电缆网既可归属于电源系统，也可自成系统( 可称为 “总体电路 ) ；对分散配电设计，配电器归属卫星各系统，电缆网则纳入电源系 统。 电源系统基本组成有太阳电池阵、太阳电池阵驱动装置、蓄电池组、蓄电池 组充电放电调节器、母线电压调节器、负载开关、熔断器、配电器和电缆。电缆 包括导线和连接各部件的电连接器哺1 。 最初的空间电源，即5 0 年代的空间电源，是移用其他技术的电源，如锌银电 池、锌汞电池，只适用于早期的小功率、短寿命的卫星。6 0 年代载人航天技术和 4 第一章绪论 卫星技术进一步发展，硅太阳电池、镉镍电池、氢一氧燃料电池得到了迅速发展； 随后氢镍电池、钠硫储能装置、太阳能动力发电、核电源、同位素电源、再生式 燃料电池也得到了不同程度的发展。但迄今为止，在全世界范围内发射的空间飞 行器中，应用太阳电池一蓄电池供电系统的约占9 0 呻1 。太阳能电池阵一蓄电池组 系统是应用最为广泛的航天器电源系统。 目前，绝大部分长寿命卫星上采用的太阳光伏电源系统，又称为太阳电池阵一 蓄电池组电源系统。它由太阳电池阵、化学蓄电池组和电源控制器组成。其组成 和工作原理如图1 2 所示。 图1 2卫星电源系统组成和工作原理框图 卫星电源系统的任务是提供卫星上负载的全部电源。在光照期，太阳电池阵 除提供卫星上设备所需全部电能外，并给化学蓄电池组充电。在地影期，太阳电 池阵不供电，由化学蓄电池组提供卫星上设备所需全部电能。在发射阵地、运载 火箭起飞、入轨到太阳翼展开前，亦由化学蓄电池组供电。卫星呈峰值功耗时， 可由化学蓄电池组协助太阳电池阵辅助供电。电源控制器保证了电源系统母线输 出电压品质的优良、稳定和可靠；对化学蓄电池组进行充放电保护；并对太阳电 池阵多余能量分流损耗，使太阳电池阵安全、可靠地工作。功率分配装置保证了 卫星负载满足其功率需求。 第三节卫星用电源控制器 卫星电源控制器是指电源系统中用于调节、控制、保护及与卫星其他系统接 口的各种设备口1 。通常，卫星电源控制器由太阳电池阵功率调节、蓄电池充电控制、 第一章绪论 蓄电池放电调节、主误差放大器、蓄电池组在轨处理器等几部分组成。这些功能， 可以集中组装成电源控制器；也可以分散各自形成单机产品。目前卫星电源系统 多采用太阳电池阵一蓄电池组联合供电体制。其中发电装置为太阳电池阵，储能装 置为蓄电池组。而在电源系统中起绝对作用的功率调节设备是电源控制器。电源 控制器将太阳电池阵输出的功率按一定技术要求进行变换、调节成供电母线所需 的电压，为卫星负载供电，并按一定制式对蓄电池组进行充电，蓄电池组在地影 期内和负载出现峰值功率时为整星供电以维持电源母线电压的稳定呻1 。 卫星电源系统及其电源控制器，既是卫星的一个独立的分系统，又是卫星平台 的一个重要组成部分和服务机构之一它负责并承担卫星在发射阶段、轨道转移阶 段和在轨飞行阶段以及在轨大功率峰值负载等各阶段，产生、储蓄、调节、变换、 分配、传输和管理电能，并在整个寿命期间内，为卫星提供不间断、安全、可靠 供电的任务。不论什么样的功率调节系统，电源控制器都应具有以下功能： 在光照期间，太阳电池阵作为主能源，通过电源控制器对航天器设备供电 和对蓄电池组充电。 在光照期间，当遇峰值负载或光照不足时，由蓄电池组与太阳电池阵通过 电源控制器联合为卫星上各仪器设备供电。 在无光照时，由蓄电池组作为主能源，通过电源控制器对卫星上各仪器设 备供电。 对电源系统的各项重要功能进行实时管理和控制，如蓄电池组充放电控制 与调节等。 对长寿命航天器，根据地面指令对蓄电池组实施在轨再调整。 提供电源系统与其他分系统及地面支持设备的接口；完成遥测信号的取样 及预处理；接收并执行遥控指令。 同时，根据卫星对电源系统“功能性、可靠性、安全性、电磁兼容性和抗辐 射加固能力的要求，卫星电源控制器的设计要求主要体现在“功率控制、母线 电压、母线电压的控制精度、母线电压的纹波、母线输出阻抗特性、母线电压的 瞬态特性、母线的浪涌电流能力、进出影时电源母线电压跃变速率、寿命、可靠 性、电磁兼容性、系统能量综合利用率和环境条件 等几个方面。 随着卫星电源系统功率的不断增加和空间技术的不断发展，卫星电源系统经 历了半调节母线、全调节母线、线性调节、开关调节等发展阶段。对于电源控制 器而言，所有调节方式都是围绕保证系统功能、性能需求的功率调节。更具体地 6 第一章绪论 说，所有的调节都是完成对功率母线的调节。 p = v i ( 1 1 ) 式中：p 功率 v 电压 i 电流 从公式1 1 可以看出，在系统功率大于系统负载的情况下，要控制多余的功 率，就是在保证母线电压稳定度要求的同时，通过改变“源”的输出电流，来改 变加在负载上的多余功率。因此根据母线电压高低，调节太阳电池阵和蓄电池组 的输出功率，使母线电压达到规定的要求的调节，称之为母线功率调节。在卫星 电源控制器中，母线功率调节分为太阳电池阵功率调节和蓄电池组功率调节。 在航天技术日益发展的今天，随着通信卫星寿命的增加与功率需求的不断增 大，电源控制器作为电源系统的重要设备，功能是完成系统功率的调节和控制，电 源控制器的设计水平决定了电源系统的主要输出特性，如母线电压精度、输出阻 抗、动态特性等等。近七几年，国外卫星电源技术发展迅速。以s b 4 0 0 0 卫星平 台为例，电源系统采用全调节高压单母线设计，具有2 1 k w 功率输出能力。电源 系统由双太阳翼、双蓄电池组和单个电源控制器构成，具有设计寿命长、输出功 率大、适应性强的特点。 上世纪9 0 年代在e s a 的支持下，e t c a 公司开展了大功率电源控制器的研 制工作。电源控制器采用模块化设计，母线电压1 0 0 v ，功率调节能力6 k w - - 2 1 k w 。 电源控制器的关键指标如母线电压控制精度、母线动态特性、功率转换效率以及 功率密度，均具有很高的设计水平。 目前，我国基于大功率长寿命平台的已发射和在研系列卫星中，电源系统的 控制器完全依赖进口。为了消除技术封锁和产品禁运可能对我国国防建设带来的 风险，提高我国卫星平台设计的自主化程度，开展长期万瓦级电源控制器专项研 究，具有十分的必要性和迫切性。 第四节功率集成技术研究的目的 随着电子技术的不断发展，大规模和超大规模集成电路被应用阳1 。在航天领 域为了适应卫星长寿命、大功率、高可靠的性能需求，许多新型的电源控制技术、 设计技术、工艺技术被应用在电源控制器的设计研制。如集成化的电源控制技术、 7 第一章绪论 模块化的功能结构设计技术、微小型化薄膜电源集成技术等都已成为提高电源控 制器整体设计水平的关键技术。 中国电子科技集团公司第十八研究所自2 0 0 0 年成立大功率电源控制器研制 工程组，针对我国新一代大功率卫星平台的需求开展了万瓦级电源控制器的研制 工作，先后研制出工程样件产品3 台。其中一台产品用于鑫诺2 号卫星地面测试 和相关试验；另一台工程样件产品已经通过e m c 试验、力学环境试验和空间环境 试验等的考核试验，将用于其他型号卫星测试。 国产电源控制器虽然在电性能已经达到了指标要求，但与进口产品还存在一 定差距，尤其体现在功率密度上。具体表现为工艺水平相对落后，电路集成度较 低。国产产品在重量比功率和体积比功率指标上超出进口产品3 8 。 卫星电源控制器使用了大量的电子元器件，只有使它们保持在规定的温度范 围内，电源控制器才能正常运行n 们。新一代大功率电源控制器的功率调节电路采 用了大量的功率半导体器件口，需在保证产品可靠性的条件下，进一步降低产品 重量、减小产品体积同时优化生产工艺，每一个功率器件工作时都是一个热源， 大量分立器件的采用使得电源控制器的热设计变得非常复杂。在空间环境下传导 和辐射作为主要的散热方式，其前提条件是对应每一个热源都需要有良好的散热 途径与接触面积。由此造成每个功率器件都需要尽量安装于结构表面，随着结构 表面积的增加，结构体积、重量也随之上升。 为满足卫星重量的要求，轻型材料和超大规模集成技术在卫星电子设备上的 应用，尤其是新型专用集成电路( a s i c ) n 2 3 在卫星有效载荷中的应用，对于节省 卫星的质量，提高卫星的功能和应用前景将起到重要作用。而国内在电源控制器 的设计研制方面，由于应用最多的分立功率器件管芯长期依赖进口，虽然其它表 贴器件已经大部分使用，但是表贴功率器件还是鲜有应用。归根结底还是传统的 热设计技术无法满足空间环境下集成功率器件的散热要求，所以功率集成技术一 直处于空白。随着万瓦级功率平台的研制，这一问题更加凸显，因此功率集成技 术的发展已经成为了大功率电源控制器国产化研制的瓶颈。 本论文结合我所长期万瓦级电源控制器的研制，通过技术攻关，开展了适用 于大功率电源控制器用功率集成技术的研究，并对研制的功率集成模块进行了测 试。通过此项技术的研究，以适应我国航天电源控制技术不断发展的需求，推动 我国空间大功率电源控制技术达到国际同类产品的先进水平，尽快使新一代大功 率电源控制器投入空间工程实际应用，早日实现大功率卫星电源控制器的国产化。 第一章绪论 第五节本文的结构和创新点 本论文针对卫星电源控制器在空间大功率卫星平台上应用的特点，在深入分 析大功率电源控制器对功率单元的需求以及功率器件对使用环境要求的基础上， 结合国内大功率电源控制技术的研究现状提出了一种新颖的功率集成模块技术： 功率集成模块就是在保证产品可靠性的条件下，为了进一步降低产品重量、减小 产品体积同时优化生产工艺，对电源控制器内部的功率半导体器件进行了工艺集 成。这种设计称之为“功率集成 技术。通过功率集成模块的研制实现了大功率 电源控制器技术指标和研制水平的提升。达到使国产大功率电源控制器具备替代 进口产品技术水平的目的。 通过新材料的应用进行了功率集成技术的研究，研制了适用于大功率卫星电 源控制器的功率集成模块，测试结果表明本文所设计研制的功率集成模块具有优 异的性能，满足产品使用要求。 1 5 1 论文结构安排 第一章，介绍了选题的背景，从卫星电源的角度出发论述了功率集成技术开 展研究的目的及意义。第二章，较全面的介绍了空间卫星用大功率电源控制器的 设计和技术特点，重点介绍了各功率调节模块对于功率集成技术的需求。第三章， 介绍了功率集成技术的研究，新材料的选用和功率集成模块样件的研制、测试。 第四章，介绍功率集成模块的应用以及跟踪电源控制器产品进行的试验情况。第 五章，结论。 1 5 2 论文主要创新点 1 ) 提出了功率集成的技术思路，通过新材料的采用，对传统工艺进行优化； 通过新型电源控制技术的采用，设计研制了一种功率集成模块产品。 2 ) 总结了功率集成模块产品的工艺路线及研制方法，选用新型的功率集成 模块使大功率电源控制器的技术指标得到提升，具备全面替代进口产品的实力。 9 第二章空间大功率卫星电源控制器 第二章空间大功率卫星电源控制器 第一节概述 在航天技术日益发展的今天，航天信息系统已成为各国相互竞争的重要组成 部分，各国比以往任何时候都更加注重空间资源的利用。目前，基于大功率平台 的军用和民用卫星电源系统全部采用进口电源控制器。国内产品虽然在主要性能 指标上可以满足使用要求，但部分指标与国外产品还存在一定的差距，尤其体现 在功率密度上。国内产品在重量指标上超出国外产品1 6 k g ，难以满足对平台重量 要求严格的卫星使用( 见图2 1 ) 。 图2 1国外产品( 左) 和国内产品( 右) 本课题在前期研制的基础上，对产品的电路设计和结构设计进行优化，对高 频、高效功率变换器关键技术和功率集成技术进行攻关，以实现减小电源控制器 的体积重量；并在电路设计和结构设计优化的同时进一步开展可靠性设计和试验 验证，确保产品满足工程使用要求。并最终完成长期万瓦级电源控制器研制，为 实现大功率、长寿命军事卫星设计国产化打下基础。 2 2 1指标分析 第二节大功率电源控制器的方案 1 0 第二章空间大功率卫星电源控制器 大功率电源控制器( 瓶颈课题) 的研究目标是实现国产高压大功率电源控制 器小型化、工程化，最终替代进口产品。其主要技术途径是开展高频、高效功率 变换器转换技术攻关；开展电路与结构优化设计；利用s m t 工艺h 司n 钔减小电源 控制器的体积、重量；强化电源控制器可靠性设计，确保产品满足型号任务的使 用要求。 下表列出了已研制的x x x 一4 鉴定件产品与“瓶颈”课题设计指标上的差 异，通过对比明确技术上的突破点，如表2 1 所示。 表2 。1“瓶颈”指标与“已研制鉴定件”产品差异 序 瓶颈指标鉴定件数据说明 号 1 母线电压1 0 0 3 v o 2 9 v母线电压1 0 1 v 1 v 2 太阳电池分流电路特性：短路电太阳电池分流电路特性：短路电 流7 7 a流4 5 a 3 分流模块控制方式s 3 r分流模块控制方式p w m 4 t m t c 电路接口 t m t c 电路接口模块间电接口变化 5 充电模块电流范围0 a 1 5 a充电模块电流范围0 5 a - - 1 5 a 6 放电模块输入过流保护 7 b c i 迎b d r 独立二次电源 集中加独立 8 质量小于等于4 5 埏质量小于等于5 8 k g 9 轮廓尺寸5 7 6 x 6 2 0 x1 8 0 ( m m )轮廓尺寸5 7 6 6 2 0x2 4 0 ( 1 n n l ) 1 0 平面度0 1 5 m m 1 0 0 m m 2平面度0 1 2 m m 1 0 0 m m 2 2 2 2任务分析 电源控制器的核心功能是为卫星提供一条1 0 0 v 全调节供电母线，并完成蓄电 池组充放电控制。电源控制器寿命期大致可分为地面、发射、在轨3 个阶段，依 照任务剖面对电源控制器的主要功能进行说明。 2 2 2 1地面阶段 第二章空间大功率卫星电源控制器 主要包括地面存放和整星集成测试。电源控制器具有的地面供电电源的专用 接口，一次母线可以由地面电源经电源控制器供给生成。 2 2 2 2发射阶段 由发射至星箭分离，蓄电池组对卫星供电。电源控制器放电调节模块提升蓄 电池组供电电压，形成稳压一次母线。 2 2 2 3转移轨道 此阶段南北太阳翼展开。光照期，太阳电池阵对卫星供电；在阴影期，蓄电 池组对卫星供电。光照期，电源控制器分流调节模块完成太阳电池阵功率调节， 形成一次稳压母线，同时电源控制器充电调节模块对蓄电池组补充电量。阴影期， 放电调节模块提升蓄电池组供电电压，形成一次稳压母线。蓄电池组的充放电管 理由数管系统专用软件完成。 2 2 2 4同步轨道 此阶段南北太阳翼对日定向，电源控制器负责形成一条全调节母线为负载供 电。在光照期，分流调节器( s 3 r ) 调节太阳电池阵功率以稳定母线，充电调节器 ( b c r ) 对蓄电池组补充电量；太阳电池阵输出功率满足负载但不满足充电要求 时，充电调节器调节充电电流以稳定母线：阴影期，蓄电池通过放电调节器( b d r ) 输出功率以稳定母线。蓄电池组的充放电管理由数管系统专用软件完成。 从发射直至轨道定点，遥控指令接收和电源控制器的状态传送由遥控遥测模 块来完成。 2 2 3 方案原理与组成 1 2 第二章空间大功率卫星电源控制器 图2 2一次电源原理框图 大功率电源控制器课题的研制方案充分借鉴1 8 所研制的x x x 一4 大功率电源 控制器( 鉴定件) 产品，并在此基础上，依照研制合同中新要求进行产品设计。 电源控制器以输出一条1 0 0 v 全调节母线为基本设计功能，采用e s a 提出的 s 3 r 全调节母线拓扑形式，原理详见图2 2 ，其基本原理是以三域管理方式控制分 流调节器、充电调节器和放电调节器，保证在轨任何阶段为负载提供稳定电压的 供电母线。所谓三域管理方式，是电源控制器内部的全部功率调节模块接受主误 差放大电路统一管理，光照期太阳电池阵输出功率满足负载和充电要求时，电源控 制器工作在s 3 r 域，由分流调节器调节太阳电池阵以稳定母线；太阳电池阵输出 功率满足负载但不满足充电要求时，电源控制器工作在b c r 域，由充电调节器调 节充电电流以稳定母线；阴影期或出现太阳电池阵阵功率无法满足的峰值负载时， 电源控制器工作在b d r 域，由蓄电池通过放电调节器输出功率以稳定母线。 电源控制器采用模块化设计，具有9 k w 功率输出能力，由分流调节模块 ( s 3 r ) 、放电调节模块( b d r ) 、充电调节模块( b c r ) 、遥测遥控模块( t m t c ) 、 滤波电容模块( c a p a ) 、连接模块( c o n n ) 组成。对应南北太阳翼，电源控制 器设计了3 2 级( 2 1 6 ) 分流调节电路，单级具有7 0 0 w 功率调节能力；对应南 北蓄电池组，电源控制器设计了4 个放电调节模块，每个放电调节模块包括2 个 第二章空间大功率卫星电源控制器 子模块，单个子模块具有1 5 0 0 w 功率调节能力。放电调节模块工作在热备份状态， 具备多模块均流能力，可以保证2 组蓄电池均衡放电。电源控制器设计了1 个充 电调节模块，充电调节模块由两个子模块组成，每个子模块最大输出电流为1 5 a 。 充电调节模块工作在冷备份状态，单个子模块具有对2 组蓄电池的充电能力。 充电调节模块通过指令可选择四种充电方式：二组电池顺序充电、只对南电 池组充电、只对北电池组充电、南北电池组同时充电。 充电电流在0 1 5 a 之间由地面指令进行选择。充电过程提供电池组过温保 护。同时过温保护接受禁止、允许、复位指令控制。 电源控制器设计了母线过压保护电路，主要作用是避免电源控制器内部电路 失效同时整星负载较低时出现母线过压问题。当母线电压达到保护电路控制阈值 时，过压保护电路自动接通“过压保护负载”，通过增加母线负载使母线电压保 持在设计范围内，过压保护功能具备自动恢复和指令复位功能。 电源控制器全任务周期内，遥控指令接收和状态传送由遥控遥测模块来完成。 当t m t c 主备模块的a p s 均处于断电状态时，电源控制器状态如表2 2 所 示。 表2 2默认状态 序号模块说明 1b d r b d r i a 一- b d r 4 a ，b d r i b - b d r 4 b 全部处于加电状态 b c r l a & b c r l b 全部处于加电状态 b c r 充电开关全部处于接通状态，b c r 对2 组电池中电压较低的 2b c r 进行充电。 b c r l a b c r l b 过温保护允许 3o 过压保护允许 2 2 4 机电热接口设计 2 2 4 1 机械接口 电源控制器机械特性( 除重量外) 与接口和进口p c u 一致，指标要求见表2 3 ， 1 4 第二章空间大功率卫星电源控制器 产品外形见图2 3 。 表2 3产品机械特性 项目要求 本体尺寸 5 7 6 m m 6 2 0 r a mx1 8 0 m m 最大轮廓尺寸 5 8 0 r a mx6 2 0 m m 1 8 3 r a m 重量 一 4 5 k g 安装底面平面度 0 1 5 m m l o o m m 2 安装孔2 2 个( 9 5 4 的通孔和2 2 个m 4 x8 的螺纹孔 对于大功率电源控制器来说安装面平面度的指标是至关重要的，与卫星舱板 连接的状态直接影响电源控制器的散热效果，对于空间产品来说这种被动的热控 措施是目前应用最普遍的，达到平面度的指标对于大体积的电源控制器是有一定 困难的。最终产品是否能够满足平面度指标要求主要取决于电源控制器的组装工 艺。从前期产品设计经验来说，电源控制器各个模块的拼装必须在专用安装模板 上进行。已研制的电源控制器鉴定件产品依照上述工艺进行模块组装后，安装底 面平面度 2 2 4 2 电接口 图2 3 产品外形 第二章空间大功率卫星电源控制器 功率接口 电源控制器对外接口设计参见一次电源子系统电原理图( 见图2 2 ) 。电源控 制器对外接口大致可分为信号接口和功率接口两类。其中信号接口用于数管单元 和电源控制器通讯，采用d s u b 连接器，位于遥控遥测模块上；功率接口中，地 面设备接口采用d s u b 连接器，位于连接模块上；太阳电池阵接口采用d s u b 连 接器，位于s 3 r 模块上外，南北蓄电池组和一次母线的接口采用内嵌螺钉的汇流 铜排，位于连接模块。 电源控制器内部接口主要指各个功率模块和主误差信号( m e a ) 之间的控制 接口和各个功率模块和遥控遥测模块之间的信号与指令接口。每个功能模块印制 板上的电信号通过接插件引出，各个功能模块之间的信号再通过信号母板形成互 联。 信号接口 电源控制器中遥控遥测模块负责接收中心遥控和数管单元的指令。指令分为 直接离散和数管数据两种类型。直接离散指令数量共4 条，指令形式为脉冲指令。 数管数据指令数量共3 8 条，每条指令包括1 1 位并行数据和1 个采样信号。遥控 遥测模块在接收指令后完成指令解码并使相应模块执行操作。 电源控制器遥控遥测模块负责参数与状态的发送。遥测参数分为模拟量和数 字量两种类型。其中模拟量类型的遥测参数共6 条；数字量类型的遥测参数共6 8 条，采用串行传输方式，接受时钟信号和采样信号的控制。 接地 电源控制器对外设计电路地和结构地接口，需要时两者通过专门设计的接地 铜带连接，产品接地接口示意参见图2 4 。产品装星后，由接口x 8 和整星结构地 单点连接并形成卫星一次电源地。 电源控制器对内设计了功率汇流条来完成各个模块的电气连接，各个模块内 部信号以自身和功率汇流条的接口为电路参考地，接地接口示意参见图2 4 。 电源控制器各个模块结构之间依照设计要求必须形成良好的搭接，在电源控 制器组装的过程中，利用每个机械模块侧部和顶部的安装耳和专用零件来完成相 邻模块的紧固。 在产品出厂前需进行专项的导通绝缘测试。对于电地接口和结构地，当开路 时，要求两者绝缘电阻大于1 0 mq ( 1 0 0 v 电压条件) ，当短接时，要求两者搭接电 阻小于2 5 mq ；对于各个模块结构的搭接电阻要求小于2 0 m q 。 1 6 第二章空间大功率卫星电源控制器 图2 4 接地接口 2 2 4 3 热接口 电模 屯校 屯 电模 电模 遥般遥铡 块 容蟆 殴模 霎蓥量蒌蓥蚤重量蚤呈 图2 5 热接口示意 电源控制器安装于配备热管的卫星舱板n5 | ，热管宽度3 0 r a m ，数量1 0 根，依 照电源控制器热耗统计，国内产品与国外产品的热耗基本一致( 图2 5 ) ，国内产 品对卫星热控设计无特殊要求。 第三节大功率电源控制器的功能设计 2 3 1结构设计 电源控制器在设计思路上采用了模块化设计。这种设计的优势体现在设计、 生产和测试，因为单个模块具有机械和电路功能的独立性，单个模块设计上的更 改不会对整个产品带来影响；同时在生产和测试上，多个模块既可以同步并行开 展工作，以减少生产和测试周期，也可以多个模块依照进度上的不同要求分布开 展工作，具有很强的灵活性。 电源控制器划分了9 个功能模块，各个功能模块独立或组合完成特定的电路 功能。根据每种功能模块的工作环境和整机需求设计了7 种结构模块及相应零部 件。模块化结构是针对每块印制电路板设计相应独立的框架式内部结构，但是每 个框架的外部结构是相同的，然后再整体连接起来。其优点是便于每块功能印制 第二章空间大功率卫星电源控制器 电路板的散热和维修更换，有良好的可扩展性便于向系列化方向发展而且相对于 其他结构形式，可适用于各种尺寸的印制电路板。电源控制器的模块设计原则是 各个功能电路被分别装入对应的机械结构模块中，形成各功能模块然后利用相同 外形的耳片连接在一起构成整个结构。相对于x x x 一4 电源控制器鉴定件，长期万 瓦级电源控制器在设计上进行了如下改进： ( 1 ) 控制器及各模块重量、体积外形全面向进口件靠拢，结构壁厚减薄，模 块高度尺寸缩小达2 5 。 ( 2 ) 各模块线路板采用表贴器件以适应面积缩减和安装紧凑的要求，同时线 路板和模块的安装位置与尺寸相应调整。 ( 3 ) 采