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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。
航天器二次电源设计俞可申上海空间电源研究所前 言本文根据航天器电源的特殊要求，对电路以定性分析为主，对二次电源的设计进行了阐述。
介绍了二次电源在设计和测试的运用实例。
内容有：电路设计，储能电感设计，运算放大器增益设计技巧，噪声抑制方法等，还介绍使用示波器常见问题分析等内容。
2目 录1 概述 (4)2 航天器电源系统 (5)2.1航天器电源 (5)2.2电源系统结构 (5)3航天器二次电源设计 (6)3.1 二次电源特性及要求 (6)3.2 二次电源设计 (7)3.2.1二次电源基本电路 (7)3.2.2储能电感设计 (8)3.2.3运算放大器增益设计技巧 (10)3.2.4散热设计 (11)3.2.5 噪声抑制方法 (13)3.3使用示波器常见问题分析 (16)31 概述众所周知，所有航天器都需要电源才能工作，而航天器是一个有多种不同功能单元组成的庞大系统，对电源而言，这些单元都是有着各种不同功率和用电要求的负载，必须设计高可靠，高性能，适配性强的电源，才能保证航天器在设计寿命内可靠安全运行，甚至可以延长航天器的使用寿命。
19世纪末，俄国科学家齐奥尔科夫斯基已经在他的著作中第一次科学地论证了借助火箭实现宇宙飞行的可能性。
1957年10月4日，苏联拉开了人类航天的新序幕，苏联人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，卫星1号为球状，重约83.6Kg，直径约58Cm, 距地面的最大高度为900公里，卫星绕地球一周需1小时35分，这颗卫星在轨运行了92天。
时隔一个月，同年11月3日，苏联又发射了第二颗人造地球卫星——卫星2号，卫星为锥型，重量约508kg，这颗卫星搭载了一只“莱伊卡”的小狗进行生物试验，还进行了一系列空间环境试验。
1958年1月31日，美国进行了美国人将一颗重18磅的“探险者1号” 卫星送入太空。
1961年4月12日，世界上第一艘载人飞船东方-1飞上太空，苏联航天员加加林乘飞船绕地飞行108分钟，安全返回地面，成为世界上进入太空飞行的第一人。
航天锂电池电源管理设计随着人类科技的发展，航天已经成为当今世界最具挑战性的高科技领域之一。
当前，电子器件产品的更新换代仍然跟随摩尔定律高速发展，飞行器的功能、性能不断多样化的同时，向航天电源产品提出了更高的要求，其中包括更大的能源储备、更强的瞬时功率输出、更长的使用时间。
目前，第一代储能电池以镉镍蓄电池及镍氢电池作为航天电源中储能产品，而随着飞行器用电需求的增加，放电深度的不断增加，严重影响了电池产品的使用寿命。
因此，我们开始寻求新的储能电池，在此大环境中，第二代电池产品锂电池开始进入航天电源产品，逐渐替代第一代电池产品作为航天器的电源储能产品，解决了航天电源中的能源短板，使得飞行器能具有更多的发展空间。
1.1航天电池由于航天器需求的高速发展，要求储能电源具有很高的性能，即具有高能量密度、高功率密度、长寿命、宽工作温度范围、高安全性与可靠性等特征，现有的第一代电池很难在性能上取得更多的突破，而新一代储能电源锂离子电池相较于第一代储能电池相比，锂离子电池具有如下特点：（1）单体电池工作电压高达3.7V，是镉镍电池的3倍，镍氢电池的3倍；（2）比能量大，最高可达150Wh/Kg，镍氢电池的2倍。
（3）体积小，能量密度高，可达到400Wh/L。
（4）循环寿命长，循环次数可达1000次以上，在均衡充放电的情况下，使用年限可达5～10年，寿命约为镉镍电池的2倍。
（5）自放电率低。
（6）无记忆效应，可以随时随地的进行充电，并且电池充放电深度对电池的寿命影响不大，可以全充全放。
2.航天器锂电池管理控制系统2.1航天电池管理需求根据卫星用电需求、轨道环境等要求对锂电池的串并联数进行设计，因此对多个串并联组合的锂电池均衡管理成为一个设计难题。
电池管理系统主要负责控制电池组的充放电电流，电池组系统的基本功能主要有：（1）电池数据采集；（2）电池状态监控；（3）电池安全管理；（4）电池均衡管理；（5）通信功能；因此，通过硬件对蓄电池数据进行采集后，由软件实现逻辑管理的方法在设计上能使得产品设计更为简化和可靠。
航天器电源系统设计作业1.电源系统在主电源、储能电源、功率调节三方面的方案初步设计步骤包括哪些方面。
确定电源系统的技术指标要求首先要充分了解飞行任务特点、航天器结构构型方案、工作寿命要求、有效载荷方案，从而确认航天器总体对电源系统的设计要求：电源系统的任务、供电要求（长期功率,峰值功率,平均功率,脉冲功率）、工作寿命及可靠性要求、质量及体积要求、环境试验要求、研制经费和航天器总体的制约条件等。
①主电源的方案选择与设计包括：太阳电池类型（品种和规格）、太阳电池阵的布局及安装方式（本体安装、单轴跟踪、双轴跟踪）、太阳电池阵输出功率预估、太阳电池阵的质量和面积预估、可靠性、安全性要求和可靠度指标预估、与航天器其它分系统的机、电、热接口要求、与地面支持设备间的机、电、热接口要求②储能电源的方案选择与设计包括：蓄电池的类型（品种和规格）、蓄电池组的组成形式、蓄电池组容量、放电深度要求（满足各种工况下的航天器对功率的需求）、蓄电池组的最大输出功率需求、蓄电池组充放电循环寿命需求、蓄电池组的质量和体积预估、可靠性、安全性要求和可靠度指标预估、与航天器其它分系统的机、电、热接口要求、与地面支持设备间的机、电、热接口要求③功率调节的方案选择与设计包括：能量传输方式（直接能量传输系统、峰值功率跟踪系统）、母线电压调节方式（不调节、半调节和全调节母线）、母线电压的选择和母线供电品质要求、太阳电池阵、蓄电池组的功率调节与控制方式、电源控制设备的质量和体积预估、可靠性、安全性要求和可靠度指标预估、与航天器其它分系统的机、电、热接口要求、与地面支持设备间的机、电、热接口要求2.空间环境对电源系统的影响包括哪些方面。
针对原子氧侵蚀影响、等离子体环境的表面充放电影响的预防措施。
①地球空间环境：引力场、中性大气、真空、电离层、磁场与磁层、高能粒子辐射环境、微流星体和空间碎片（1）对轨道的影响：地球引力场、高层大气、日月摄动、太阳辐射压力（2）对姿态的影响：地球磁场、高层大气、地球引力场、太阳辐射压力（3）空间环境对结构和材料的影响：辐射损伤（电磁辐射损伤；高能粒子辐射损伤）、材料放气、污染、材料表面原子氧侵蚀、撞击损伤、接触表面黏着和冷焊（4）空间环境对航天器的充电和放电影响：真空放电、表面静电充放电、体内放电、低压放电（5）空间环境对电子器件的影响：热环境、辐射损伤、单粒子事件（6）空间环境影响对航天器研制各阶段的要求：可行性论证阶段、方案设计阶段、研制阶段、发射阶段、运行阶段、发生异常和故障阶段（7）空间环境对电源系统的影响：太阳总辐照度变化的影响、化学损伤的影响、高能带电粒子的辐射损伤影响、等离子体环境的表面充放电影响、机械损伤的影响、温度环境的影响、空间污染的影响②原子氧侵蚀影响的预防措施：(1)选用抗原子氧侵蚀能力强的互联材料，或选择满足任务寿命要求的互连片的厚度，同时开展地面验证试验。
航空航天工程师的航空器电子和电气系统设计航空航天工程师在设计航空器电子和电气系统时，需要考虑到各种复杂的因素和要求，以确保航空器的安全性、可靠性和性能。
本文将探讨航空航天工程师在电子和电气系统设计中的关键考虑因素，并介绍一些常见的设计方法和技术。
一、航空器电子和电气系统的设计要求1.安全性航空器电子和电气系统的设计首要考虑因素是安全性。
航空器作为一种运输工具，必须保证乘客和机组人员的生命安全。
因此，设计师需要采取各种措施来确保系统的可靠性，并考虑到各种可能的故障情况。
例如，采用多重冗余控制系统，确保即使某一个部件出现故障，其他部件仍可正常工作。
2.可靠性除了安全性，航空器电子和电气系统的设计还需要考虑可靠性。
在航空航天领域，系统的可靠性是至关重要的，任何故障都可能导致灾难性后果。
因此，设计师需要使用高质量的部件和材料，并进行充分的测试和验证，以确保系统在长期使用中能够正常运行。
3.性能在满足安全性和可靠性的前提下，航空器电子和电气系统的设计还需要考虑到性能方面的要求。
航空器的性能包括飞行速度、爬升率、载荷能力等。
设计师需要选择合适的电子和电气设备，以满足航空器的性能要求。
二、航空器电子和电气系统的设计方法和技术1.系统架构设计航空器电子和电气系统的设计从系统架构设计开始。
在这个阶段，设计师需要确定各个子系统之间的关系和相互作用。
例如，航空器的电力系统和通信系统需要与导航系统和飞行控制系统进行协调和集成。
综合考虑各种因素，设计师可以采用层次化结构或模块化设计来组织系统。
2.电气布线设计在航空器电子和电气系统的设计中，电气布线设计是非常重要的一步。
设计师需要根据航空器的结构和空间要求，制定合理的电气布线方案。
同时，设计师还需要考虑电气布线对信号传输和电磁兼容性的影响，并采取相应的措施来降低电气噪声和干扰。
3.故障检测与容错设计为了提高航空器电子和电气系统的可靠性，设计师需要采用故障检测与容错设计。
例如，使用传感器和监控设备来检测系统的状态和故障，并及时采取措施进行修复或切换到备用系统。
航空航天工程师的航天器能源和供电系统在航空航天工程中，航天器的能源和供电系统扮演着至关重要的角色。
它们负责为航天器提供稳定可靠的电力供应，以支持各种任务和操作。
本文旨在探讨航空航天工程师在设计和开发航天器能源和供电系统方面的工作。
I. 引言在航天工程中，航天器的能源和供电系统被视为其生命线。
它们不仅提供必要的电力，还确保航天器在整个任务期间的运行稳定性和可靠性。
因此，航天工程师必须仔细考虑各种因素，包括能源源泉、电力传输和管理系统等方面，以确保航天器在极端环境中正常运行。
II. 能源源泉航天器能源的选择是设计过程中的关键决策之一。
太阳能是一种常用的能源源泉，因为在太空中，太阳能可以轻松获得。
太阳能电池板可将阳光转化为电能，为航天器提供稳定的能源供应。
此外，航天器还可以搭载燃料电池以便在没有太阳光照的情况下提供电力。
III. 电力传输和管理系统在航天器中，电力传输和管理系统的设计至关重要。
这些系统负责将能源从能源源泉传输到航天器的各个模块和设备中。
一种常见的方法是通过电缆网络将电能传输到不同的载荷设备。
此外，一些复杂的航天器可能还会采用无线电能传输技术，通过电磁波将电力传输到特定位置。
为了确保电力传输的高效和稳定，航天工程师还需要设计适当的电力管理系统。
这些系统包括电池组、电压稳压器、电流控制器等。
电池组用于储存和释放能量，以便在需要时为航天器提供持续的电力。
电压稳压器和电流控制器确保电力在各个设备之间均衡分配，有效避免过电压和过电流的问题。
IV. 节能与可持续发展在航天工程中，节能和可持续发展是永恒的主题。
航天工程师要努力减少航天器对能源的依赖，同时最大限度地利用可再生能源。
这涉及到能源的高效利用和储能技术的改进。
例如，航天工程师可以通过优化电力系统的设计和管理，减少能量损耗，延长航天器的运行寿命。
另外，航天工程师还需关注航天器的能源回收和再利用。
航天器会产生大量的废热和废弃能源，而这些废弃物可以被转化并再次利用。
航空航天工程师的航空器电气系统设计航空航天工程师是负责设计航空器的专业人员，其职责之一是设计航空器的电气系统。
航空器的电气系统是保证其安全运行和正常功能的关键组成部分，因此，航空航天工程师需要具备深厚的电气工程知识和经验，以确保航空器的电气系统设计达到最高的可靠性和安全性。
本文将介绍航空航天工程师在航空器电气系统设计中需要考虑的关键因素和技术要点。
航空器电气系统设计的目标是为航空器提供安全可靠的电气能源和信号传输。
为了达到这个目标，航空航天工程师需要考虑以下几个关键因素：1. 功耗与能源管理：航空器电气系统的功耗管理是电气设计中的重要考虑因素。
航空器通常需要在有限的电源下运行，因此必须合理管理功耗。
工程师需要合理分配电力资源，考虑不同部件的功率需求，并采用节能技术，如优化电路设计和使用低功耗设备，以最大程度地延长电源的使用寿命。
2. 故障诊断与容错设计：航空器的电气系统必须能够在发生故障时进行自动诊断和容错处理。
为了实现这一目标，工程师需要设计可靠的故障检测和诊断机制，并采用冗余设计，如备用电源和双路信号传输系统，以提高系统的可用性和可靠性。
3. 电磁兼容性：航空器的电气系统要能够在复杂的电磁环境中工作。
因为航空器经常会受到各种电磁干扰源的影响，例如雷电、无线电波和天线等。
为了确保电气系统的正常工作，工程师需要采取有效的电磁屏蔽和滤波措施，以减少对系统的电磁干扰，并保证信号的可靠传输。
4. 系统集成与通信：现代航空器的电气系统通常由多个子系统组成，包括电源管理、通信、导航和控制等。
航空航天工程师需要在设计过程中考虑这些子系统之间的协调和集成问题，确保它们能够有效地协同工作。
此外，工程师还需要关注通信系统的设计，包括无线通信和有线通信，以满足航空器与地面控制中心、其他航空器和卫星等之间的通信需求。
5. 安全性与合规性：航空器电气系统的设计必须符合航空安全标准和航空工业法规。
工程师需要对相关标准和法规进行深入了解，并确保设计过程中遵守这些规定。
航空航天工程师的航天器电气系统设计航空航天工程师在航天器的设计中扮演着至关重要的角色，其中航天器电气系统设计是设计过程中必不可少的一部分。
航天器电气系统不仅仅是提供电力供应，还负责控制和监测航天器各个系统的运行。
本文将探讨航空航天工程师在航天器电气系统设计中的关键考虑因素、方法和技术。
一、功能需求的分析在航天器电气系统设计之前，航空航天工程师需要对功能需求进行详细的分析。
航天器的不同系统（如推进系统、导航系统、通信系统等）的电气需求各异。
航频导过电系统需要稳定的电源供应和精确的控制电路，而通信系统则需要可靠的传输线路和数据处理单元。
通过分析功能需求，工程师可以为每个系统定制相应的电气设计。
二、电力供应与分配航天器电气系统设计的一个关键考虑因素是电力供应与分配。
在航天器中，电力供应需要考虑到航天器的长时间太空航行，而且也需要满足不同系统对电能的需求。
因此，工程师需要设计可靠的电力系统，包括太阳能电池板、电池组和电源管理单元等。
此外，电力的分配也需要精确的控制和监测，以确保每个系统都能获得合适的电能供应。
三、维护与故障排除航空航天工程师在设计航天器电气系统时需要考虑到系统的维护和故障排除。
由于太空环境的极端条件，航天器电气系统的修复是非常困难甚至不可能的。
因此，工程师需要设计出具有高可靠性和冗余性的电气系统，以减少故障发生的可能性，并提供故障检测和故障容忍的功能。
四、抗辐射设计航天器在太空中会面临强烈的辐射环境，因此航天器电气系统设计需要考虑抗辐射设计。
辐射会对电子器件产生损害，所以航天器电气系统的设计需要选用抗辐射材料和器件，并进行辐射防护。
工程师还需要对电气系统进行辐射测试和分析，以确保系统能够在辐射环境下正常运行。
五、自适应与智能化随着航空航天技术的不断发展，航天器电气系统设计也越来越趋向于自适应和智能化。
工程师可以借助传感器和控制技术，实现对电气系统的监测和调节。
例如，通过自适应的能量管理系统，航天器可以根据不同的工作负荷和环境条件自动调整电力分配和使用，从而提高能源利用效率和系统性能。
电源管理：卫星电源分系统可靠性设计与研究卫星电源分系统的设计是一个复杂系统工程，不但要考虑电源各部分的参数设计，还要考虑电气设计、电磁兼容设计、安全性设计、热设计等方面。
因为任何方面，哪怕是极微小的疏忽，都有可能导致整个卫星电源分系统甚至整颗卫星的崩溃。
我国交付的尼日利亚通信卫星一号才使用一年多因太阳翼故障导致电能耗尽就是先例，所以卫星电源分系统可靠性设计至关重要。
电源分系统构成 某型号卫星电源分系统采用全调节直流母线系统。
系统由砷化镓太阳电池方阵、一组6Ah镉镍电池及一台电源控制器（包括一次电源调节、二次电源变换、系统遥测、遥控功能、部分星上配电功能）组成。
电源分系统原理图如图1所示。
图1 电源分系统原理框图 电源分系统由一次和二次电源组成，一次电源母线为全调节型直流母线系统，经调节的直流母线不论卫星进入光照期还是在阴影期，电压都稳定在27V±1V范围内。
太阳电池阵可靠性分析与冗余设计 1 太阳电池阵可靠性分析 从太阳电池方阵采用的太阳电池、隔离二极管、电连接器及导线等元器件的失效几率来看，短路失效的概率较小，而开路失效的可能性存在，应属串联性开路失效模式。
故在太阳电池阵设计时，应采取有效措施防止太阳电池串开路失效。
①叠层太阳电池包括太阳电池、玻璃盖片、互连条、盖片胶及焊点等部分，这种叠层的失效主要集中于焊点及互连片的断开和短路方面。
从失效几率来看，短路可能性极小，而焊点脱开及电池破裂开路的几率是存在的。
单体太阳电池经过严格筛选，失效属于偶然随机失效，失效类型为指数分布型。
每个太阳电池的上下电极各有6个焊点，只要各有1个焊点不断开则就不会失效，属6元并联型系统。
②隔离二极管降额使用，并有3倍以上冗余，以提高可靠性。
③电缆及电连接器的接点均采用多点并联，减少开路失效几率。
④太阳电池粘贴玻璃盖片时，采用全覆盖方式，不使电池光照面边缘裸露在粒子辐照环境中，以延长其寿命。
2 太阳电池阵冗余设计及功率设计裕度 在最高工作温度为80℃时，电池阵寿命末期输出功率为300W，满足卫星241W的用电需求，功率裕度为24%，功率设计满足可靠性要求。
