航天器电源分系统设计

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。

文章编号:1001-893X(2011)05-0114-05航天电子设备二次电源输入保护电路设计曹广平(中国西南电子技术研究所,成都610036)摘 要:针对航天电子设备在特殊工作环境下的电源电路设计要求的特殊性,分析了其供电环境和电源变换器的工作原理,提出了采用集成DC/DC变换器时外围保护电路设计的一般原则,结合工程实践给出了常用星载电子设备和火箭(导弹)载电子设备电源保护电路方案,并对保护电路设计参数提出控制指标的建议。

关键词:航天电子设备;二次电源;DC/DC变换器;保护电路设计中图分类号:TN86;TN713 文献标识码:A doi:10.3969/j.issn.1001-893x.2011.05.024Design of Secondary Power Input Protection Circuitfor Aerospace Electronics EquipmentCAO Guang-ping(Southwest China Institute of Elec tronic Technology,Chengdu610036,China)Abstract:Acc ording to the particularity of the po wer circuit design requirement for space electronics equipment working under special condition,this paper analyses its po wer supply environment and the operation principle of power source converter,provides the general design principle of the periphery protection circuit when the inte grated DC/DC converter is used,proposes the commonly used power source protec tion circuit scheme for space borne and rocket/missile-borne electronics equipment,and gives suggestion of control indexes for the protec tion circuit design parameters.Key words:space electronics equipment;secondary power;DC/DC converter;protection circuit design1 引 言在卫星、火箭、导弹等航天平台中,电子设备的种类越来越多,功能越来越复杂,设备内部电路的供电需求各异,而平台一般只提供单组电压供电,需电子设备自行进行电源变换。

国外航天器电源与供配电标准体系综述
杨东;杜红;付林春;王磊;姜东升;穆浩
【期刊名称】《电源学报》
【年(卷),期】2024(22)2
【摘要】建设完备的航天器电源与供配电标准体系是提升航天器电源与供配电系统设计正确、确保卫星能源安全可靠的重要工具。

本文通过研究欧洲空间标准化合作组织ECSS(European Cooperation for Space Standardization)、美国宇航局NASA(National Aeronautics and Space Administration)、日本宇宙航空研究开发机构JAXA(Japan Aerospace Exploration Agency)、国际标准化组织
ISO(International Standard Organization)和美国航空航天学会
AIAA(American Institute of Aeronautics and Astronautics)等国外组织出版的电源与供配电系统标准,分析各自标准专业的侧重点,综述国外标准所包含的内容,总结各组织的标准体系,并结合我国的实际情况,提出了航天器电源与供配电标准体系建议和参考。

【总页数】9页(P396-404)
【作者】杨东;杜红;付林春;王磊;姜东升;穆浩
【作者单位】北京空间飞行器总体设计部;北京空间科技信息研究所
【正文语种】中文
【中图分类】TM92
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2023空间航天器电源技术现状及未来发展趋势综述CATALOGUE 目录•空间航天器电源技术概述•空间航天器电源技术现状分析•空间航天器电源技术的未来发展趋势•空间航天器电源技术的发展前景及挑战01空间航天器电源技术概述1电源系统的构成及作用23利用太阳能转化为电能，为航天器提供电力。

太阳能电池板在夜间或阳光不足时，为航天器提供电力。

储能电池负责管理、调度和监控电力供应，确保航天器的正常运行。

电源管理单元利用太阳能转化为电能，为航天器提供电力。

空间航天器电源技术的分类太阳能电池板技术利用放射性同位素衰变产生的热能，通过温差发电技术转化为电能。

放射性同位素电源利用霍尔效应产生的电能，为航天器提供电力。

霍尔效应电源空间航天器电源技术的发展历程01从20世纪50年代开始，空间航天器电源技术经历了从化学电池到太阳能电池板的转变。

02随着技术的不断发展，太阳能电池板的效率不断提高，成本不断降低，使得其在空间航天器电源技术中得到广泛应用。

03目前，太阳能电池板已经成为空间航天器电源技术的主流方向，而放射性同位素电源和霍尔效应电源则分别在长寿命和高能电源方面具有优势。

02空间航天器电源技术现状分析03锌银电池具有高能量密度、长寿命、可靠等优点，适用于深空探测和载人航天的电源系统。

化学电池技术现状01锂离子电池具有高能量密度、长寿命、快速充电等优点，是卫星电源的主流选择。

02镍氢电池具有高功率密度、长寿命、环保等优点，适用于需要高功率输出的航天器。

具有高转换效率、长寿命、可靠性高等优点，是卫星电源的主要选择。

单晶硅太阳能电池具有制造成本低、寿命长、耐空间辐射等优点，适用于大型卫星和载人航天器的电源系统。

多晶硅太阳能电池具有轻便、可弯曲、制造成本低等优点，适用于小型卫星和便携式设备的电源系统。

薄膜太阳能电池太阳能电池技术现状具有高能量密度、长寿命、可靠性高等优点，是深空探测和载人航天电源的主流选择。

放射性同位素电池具有高能量输出、长寿命、可靠性高等优点，适用于大型卫星和载人航天器的电源系统。

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。

㊀V o l ．３１㊀N o ．２㊀９２㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀航㊀天㊀器㊀工㊀程S P A C E C R A F TE N G I N E E R I N G ㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀第３１卷㊀第２期㊀２０２２年４月应用D S M 的航天器供配电分系统架构设计方法刘治钢１㊀杜青１㊀李海津１㊀夏宁１㊀彭兢１㊀杨孟飞２(１北京空间飞行器总体设计部,北京㊀１０００９４)(２中国空间技术研究院,北京㊀１０００９４)摘㊀要㊀针对复杂航天器供配电分系统全级次数字化模型构建问题,提出一种应用特定域建模(D S M )的航天器供配电分系统架构设计方法,通过抽象供配电领域概念形成供配电领域元模型,基于元模型构建层次化供配电D S M 架构模型,通过组件映射和模型转化方法,将D S M 架构模型自动生成M o d e l i c a 仿真模型,开展供配电分系统全链路静态分析和动态仿真分析.以嫦娥五号飞行试验器(C E Ｇ５T １)为例,对供配电分系统架构设计方法进行验证,结果表明:该方法实现了设计信息到仿真模型的自动化㊁一致性传递,提升了仿真验证效率.关键词㊀航天器;供配电分系统;特定域建模;M o d e l i c a 模型库中图分类号:V ４４２㊀㊀文献标志码:A ㊀㊀D O I :１０ ３９６９/ji s s n １６７３Ｇ８７４８ ２０２２ ０２ ０１３A r c h i t e c t u r eD e s i g n M e t h o do f S p a c e c r a f t P o w e r S u p p l y an d D i s t r i b u t i o nS u b s y s t e m U s i n g DS M L I UZ h i g a n g １㊀D U Q i n g １㊀L IH a i j i n １㊀X I A N i n g １㊀P E N GJ i n g １㊀Y A N G M e n gf e i ２(１B e i j i n g I n s t i t u t e o f S p a c e c r a f t S y s t e m E n g i n e e r i n g ,B e i j i n g １０００９４,C h i n a )(２C h i n aA c a d e m y o f S p a c eT e c h n o l o g y ,B e i j i n g １０００９４,C h i n a )A b s t r a c t :A i m i n g a t t h e p r o b l e m s o f c o n s t r u c t i n g w h o l e s y s t e m Ｇl e v e l d i g i t a lm o d e l i n g f o r c o m pl i Ｇc a t e d s p a c e c r a f t p o w e r s u p p l y a n d d i s t r i b u t i o n s u b s y s t e m ,a n i n t e g r a t e d d e s i g nm e t h o d f o r s p a c e Ｇc r a f t p o w e r s u p p l y a n d d i s t r i b u t i o n s u b s y s t e m a r c h i t e c t u r e u s i n g D S M (d o m a i n Ｇs p e c i f i c m o d e l i n g )i s p r o p o s e d ．A m e t a Ｇm o d e l f o r t h e p o w e r s u p p l y a n d d i s t r i b u t i o n f i e l d i s f o r m e d b y a b Ｇs t r a c t i n g t h e c o n c e p to f p o w e r s u p p l y a n dd i s t r i b u t i o nf i e l d ．T h eh i e r a r c h i c a l p o w e rs u p p l y an d d i s t r i b u t i o nD S Ma r c h i t e c t u r em o d e l i s c o n s t r u c t e db a s e do nt h em e t a Ｇm o d e l ,a n dt h e M o d e l i c as i m u l a t i o nm o d e l i s a u t o m a t i c a l l yg e n e r a t e db y t h eD S M a r c h i t e c t u r em o d e l t h r o u g hc o m p o n e n t m a p p i n g a n d m o d e l t r a n s f o r m a t i o n m e t h o d st oc a r r y o u tc o m p r e h e n s i v es i m u l a t i o na n a l ys i so f p o w e r s u p p l y a n dd i s t r i b u t i o ns u b s y s t e m s ．T a k i n g t h eC E Ｇ５T １f l i g h t t e s t e ra sa ne x a m pl e ,t h e a r c h i t e c t u r ed e s i g n m e t h o d o ft h e p o w e rs u p p l y a n d d i s t r i b u t i o ns u b s y s t e m i sv e r i f i e d ．T h e r e s u l t s s h o wt h a tt h i s m e t h o da c h i e v e st h ea u t o m a t i ca n dc o n s i s t e n tt r a n s f e ro fd e s i gni n f o r Ｇm a t i o n t o t h e s i m u l a t i o nm o d e l ,a n d i m p r o v e s t h e e f f i c i e n c y o f s i m u l a t i o nv e r i f i c a t i o n ．K e y wo r d s :s p a c e c r a f t ;p o w e r s u p p l y a n d d i s t r i b u t i o n s u b s y s t e m ;d o m a i n Ｇs p e c i f i cm o d e l i n g ;M o Ｇd e l i c am o d e l l i b r a r y收稿日期:２０２２Ｇ０３Ｇ１８;修回日期:２０２２Ｇ０３Ｇ３１基金项目:国家重点研发计划项目作者简介:刘治钢,男,博士,研究员,研究方向为航天器电气系统设计.E m a i l :b i t l z g＠１６３．c o m .㊀㊀航天器供配电分系统是航天器上产生㊁贮存㊁变换㊁调节和分配电能的分系统.由于其系统性和全局性的特点,供配电技术一直是航天器总体设计的关键技术之一.目前,国内外航天器供配电分系统设计主要以文档为载体,设计师依据个人习惯选用设计仿真软件或自研小工具开展设计和仿真分析,得到与任务需求匹配度最高的系统和单机方案.这种设计模式存在以下不足:不同工具建立的模型无法复用,工具间的接口也未完全打通,需要依靠人工调整输入输出数据格式实现上下游工具间的数据传递,难以开展及时的系统综合仿真验证,增加了后续设计复核㊁校验㊁故障定位及排查等方面的工作难度.以母线降额和压降分析为例,电缆网连接关系㊁长度㊁线型线规㊁降额准则分散在电缆网接点表㊁电缆分支图㊁电缆线型线规手册和降额标准中,需要人工完成数据源的提取和复核,效率低,易出错.航天飞行任务难度和复杂度的上升,同时研制周期大幅缩短,对供配电分系统的设计能力和研制效率都提出了更高的要求,迫切需要采用新方法㊁新手段应对上述挑战.基于模型的系统工程是数字化技术的最新发展,被普遍认为是应对复杂性挑战㊁支撑创新设计的有效解决方案[１Ｇ３].现有的系统工程方法通常采用通用系统建模语言,如S y s M L和UM L来形式化系统架构.系统工程师使用这些语言中的一系列可视化符号和关系来构建模型,以描述系统架构并捕获相关信息.与基于通用建模语言构建的系统模型相比,特定域建模(D S M)[４]直接面向问题领域,通过提取领域中的主要概念并使用符号化的特定建模语言(D S M L)来表现,建模效率高㊁表达性强,对专业系统而言更具针对性.例如:美国先进研究计划局(D A R P A)在元工具M E T A项目中面向信息物理系统(C P S)特点定义了一套A D M L语言,以实现C P S系统架构建模[５].N A S A喷气推进实验室(J P L)基于领域概念扩展了S y s M L,形成了面向电驱飞行器的D S M语言,形式化规范和设计电驱飞行器的电气架构[６].另外,基于模型的系统工程强调早期的设计验证,以减少设计变更.目前,在系统设计模型与系统仿真模型的集成上已有不少研究成果.文献[７]中通过S y s M L建模工具M a g i c D r a w 与M o d e l i c a建模工具M a p l e S i m的模型转换,实现了汽车架构的多领域集成分析.文献[８]中提出了扩展S y s M L,允许通过S y s M L４M o d e l i c a配置文件直接在S y s M L中使用M o d e l i c a领域概念.上述集成研究多在通用建模语言上实现,难以直接应用到面向供配电领域建模与仿真中.本文在上述研究的基础上,针对我国航天器供配电分系统专业特点,提出一种应用D S M的航天器供配电分系统架构设计方法,通过抽象供配电领域概念形成供配电领域元模型,基于元模型构建层次化供配电D S M架构模型.通过组件映射和模型转化方法,将D S M架构模型自动生成M o d e l i c a仿真模型,开展供配电分系统综合仿真分析,并开发了相应的软件工具,在航天器研制中对方法与工具的可行性进行了验证.１㊀应用D S M的供配电分系统架构设计方法１ １㊀总体思路航天器研制方案阶段开展供配电分系统架构设计主要包含２个部分内容:①根据任务需求开展系统架构设计;②利用仿真工具对系统架构进行验证,确认是否能满足任务需求.应用D S M开展架构设计,可实现航天器供配电分系统的系统层㊁设备层和电路层统一㊁严谨㊁无二义的表达;利用M o d e l i c a开展建模仿真分析,可实现多领域连续/离散系统的混合建模.此外,通过组件映射和模型转化方法,利用D S M架构模型还可以自动生成M o d e l i c a仿真模型,大大减少传统设计方法依靠人工实现两者间信息传递和迭代的工作量,降低引入人为错误的几率,从而提升方案阶段供配电分系统架构设计与验证的效率.图１描述了航天器供配电分系统架构设计采用的D S M与仿真方法,左侧为设计域,描述了架构设计模型的构建路径,右侧验证域是与设计域中模型层次相对应的仿真模型.该方法用４层模型结构表达供配电分系统架构设计与验证过程.㊀㊀(１)M３层(元元模型和M o d e l i c a规范).元元模型用于支持供配电分系统架构模型的元模型定义,采用G O P P R[５]元建模语言定义,包括图表㊁对象㊁关系㊁角色㊁属性.与之对应的是M o d e l i c a规范,包括类㊁连接器㊁方程㊁参数等语义元素.(２)M２层(元模型和M o d e l i c a库).M２层用于定义和实现元模型.元模型是元元模型的实例,用于构建不同层次架构的D S M模型.M o d e l i c a模型库是基于M o d e l i c a规范构建的.(３)M１层(D S M和M o d e l i c a模型).D S M模型是不同层次供配电分系统架构模型的表达;而M o d e l i c a模型是用于对应架构设计模型的验证和３９㊀㊀第２期㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀刘治钢等:应用D S M的航天器供配电分系统架构设计方法确认的多领域仿真模型.(４)M ０层(建模实例).M ０层是D S M 模型的实例化,用于描述真实供配电分系统架构,M o d e l i c a 模型则用于实现该真实供配电分系统架构的仿真验证.图１㊀D S M 与仿真方法F i g１㊀D S Ma n d s i m u l a t i o nm e t h o d １ ２㊀航天器供配电分系统层次化架构模型航天器供配电分系统通常包括电源子系统和总体电路子系统.采用D S M 库中的元模型来构建不同层次的供配电架构 顶层㊁系统层㊁设备层和电路层.在这些层中,上层为下层约束了接口和连接.D S M 库中定义了不同层次的符号元素,为每层架构建模提供支持,如图２所示.下面分别介绍每一层.图２㊀供配电分系统架构的层次定义F i g ２㊀H i e r a r c h i c a l d e f i n i t i o no f p o w e r s u p p l y a n dd i s t r i b u t i o n s u b s ys t e ma r c h i t e c t u r e ４９㊀航㊀天㊀器㊀工㊀程㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀３１卷㊀㊀㊀(１)顶层(L e v e l０).作为供配电分系统的最顶层,该层以总体技术要求为输入,定义了供配电分系统与外部环境及其他系统的大粒度的接口.外部环境接口如轨道㊁光照等,与其他系统接口如供电形式等.(２)系统层(L e v e l１).在系统层中,根据顶层中的接口约束,定义了供配电分系统架构中的设备组成㊁设备接口及设备间的能量流.例如,在图２中,为了满足供配电分系统的功能要求,定义了包括太阳电池阵㊁蓄电池㊁功率调节与配电单元(P C D U)在内的设备组成,同时定义了设备间的接口与连接.(３)设备层(L e v e l２).设备层定义了系统层中设备包含的组件与对应的连接.例如:采用蓄电池充电调节单元(B C R)㊁蓄电池放电调节单元和分流调节单元等组件构建P C D U.这些组件及其连接定义了设备层的架构模型.(４)电路层(L e v e l３).电路层基于D S M库中的电路单元,如电阻㊁电容㊁开关等元器件完成对上层组件的详细定义.对于负载类设备,主要定义其接口电路的组成.１ ２ １㊀航天器供配电领域元模型构建为了设计和实现供配电分系统的D S M,需要对供配电领域概念进行抽象,形成供配电领域元模型.结合供配电设计要素,定义不同系统层次的特定域概念,即元模型,如表１所示,每个元模型都有与之对应的图形符号(见图３).表１㊀供配电分系统架构中的领域特定概念示例T a b l e１㊀D o m a i nＧs p e c i f i c c o n c e p t s i n p o w e rd i s t r i b u t i o n s u b s y s te ma r c h i t e c t u r e层名称元模型描述元元模型顶层S y s t e m B l o c k系统块O b j e c tP o w e rP o r t能源接口P o r t I n f o r m a t i o nP o r t信息接口P o r tT h e r m a l P o r t热接口P o r t P o w e rC o n n e c t i o n能源流R e l a t i o n s h i p I n f o r ma t i o nC o n n e c t i o n信息流R e l a t i o n s h i p S y s t e m P r o p e r t y系统属性P r o p e r t y E n v i r o n m e n tP o r t环境接口P o r t系统层D e v i c eB l o c k设备块O b j e c tE l e c t r i c a l P o r t电器接口P o r t E l e c t r i c a l C o n n e c t i o n电气连接R e l a t i o n s h i p D e v i c eP r o p e r t y设备属性P r o p e r t y设备层C o m p o n e n tB l o c k组件块O b j e c tC i r c u i t S y m b o l电路标志P o r tE l e c t r i c a l C o n n e c t o r电连接器R e l a t i o n s h i p续㊀表层名称元模型描述元元模型电路层C i r c u i tC o m p o n e n t电路元器件O b j e c tW i r e导线R e l a t i o n s h i pP i n接点P o r t注:E P S为能源系统.图３㊀D S M符号库F i g ３㊀D S Ms y m b o l l i b r a r y㊀㊀基于D S M元模型构建的系统模型和设备模型示意,如图４所示.顶层主要表征分系统间的电气接口,包括电源分系统的母线电压和供电能力,以及其他分系统的功率需求;系统层模型主要包含E P S的关键参数特性,例如太阳电池电路的输出功率㊁母线电压等级㊁负载功率等;设备层模型在此基础上增加了设备内部模块组成,例如太阳电池电路由多少分阵构成,电源控制器内部包含哪些模块和电路,以及负载接口电路组成等;再向底层延伸的电路层包含具体电路的元器件及其型号㊁参数.按照上述原则,通过层层细化或抽象实现系统各级次参数和信息的有序表征.５９㊀㊀第２期㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀刘治钢等:应用D S M的航天器供配电分系统架构设计方法注:S４R为顺序开关分流串联调节器.图４㊀D S M元模型构建的系统层模型和设备层模型F i g ４㊀S y s t e m m o d e l a n dd e v i c em o d e l b a s e do nD S M m e t am o d e l１ ２ ２㊀供配电分系统的M o d e l i c a模型库根据基于领域特定概念定义的元模型,建立支持自动化仿真验证的M o d e l i c a模型.这些M o d e l i c a模型按不同层级构建,涉及特定的系统㊁设备㊁组件和电路,如图５所示.在顶层中,构建了高层次的航天器系统.该级别有４种类型的模型:环境模型㊁供电系统模型㊁配电系统模型和负载系统模型.这些模型的参数包括电压㊁电流㊁功率等.在系统层中,根据功能需求,构建设备组成㊁设备控制算法,指定设备的功率流和关键属性.例如,设备级的M o d e l i c a模型库包括太阳电池阵列㊁电池等模型.在设备层中,构建了设备的内部组件,如太阳电池阵单元和蓄电池单元.在电路层中,包含了接口电路相关元器件,如电阻㊁电容㊁二极管等.图５㊀供配电M o d e l i c a模型库F i g ５㊀M o d e l i c am o d e l l i b r a r y o f p o w e rs u p p l y a n dd i s t r i b u t i o n㊀㊀以蓄电池组为例,介绍层次化模型建立方法.在系统层级,每个蓄电池组(G r o u p)对系统的贡献为电压㊁电流２个变量,对外部其他模型主要以功能接口传递电流i㊁电压v信息.蓄电池组主要配置参数为蓄电池总容量Q㊁额定电压V和初始容量Q i n i.对于系统,主要监测的蓄电池组整体模型的变量为荷电状态(S O C)㊁实时输入功率P I n和实时输出功率P O u t.基于此分析,该层次的蓄电池组模型(见图６)应为经过一定等效后的简化模型,不涉及蓄电池单体原理及模型,只保留其外部电流i㊁电压v特性及可配置的参数Q和V.６９㊀航㊀天㊀器㊀工㊀程㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀３１卷㊀图６㊀系统级蓄电池组整体模型F i g ６㊀S y s t e ml e v e l b a t t e r y mo d e l 对于设备层模型,每个蓄电池组会由多个机组组成,每个机组对系统的贡献为电压㊁电流２个变量,经过汇集后,由蓄电池组对外部输出.此时,蓄电池组主要可配置参数为蓄电池机组数N U n i t ,每个机组的可配置的参数为机组的额定容量Q ㊁额定电压V ㊁初始容量Q i n i .这些参数均可由系统层蓄电池组整体模型的参数Q ,V ,Q i n i 等分解得到.对于系统,主要监测蓄电池组中各个机组的S O C ,并经过计算得到整个蓄电池组的S O C ;监测每个机组的实时输入和输出功率P I n _U n i t 和P O u t _U n i t ,并经过计算得到整个蓄电池组的输入和输出功率P I n 和P O u t .图７为设备级蓄电池组整体模型.图７㊀设备级蓄电池组整体模型F i g ７㊀E q u i p m e n t l e v e l b a t t e r y mo d e l 电路层模型中的每个蓄电池组机组,由多个蓄电池单体组成,一般,每个单体的电池对系统的贡献为电压㊁电流２个变量,经过汇集㊁接口电路转换后,由蓄电池组对外部输出,并结合接口数据单(I D S )的线缆分支信息,分为多路进行功率传输.此时,蓄电池组主要可配置参数为蓄电池机组数N U n i t ㊁单体的串联数N s ㊁并联数N p ;每个单体可配置的参数为单体的额定容量Q ㊁额定电压V ㊁初始容量Q i n i .这些参数均可由设备层蓄电池组整体模型的参数Q ,V ,Q i n i ,N U n i t 及蓄电池的选型情况等分解得到.电路层等效电路模型如图８所示.其中:电阻R １和电容C １并联的组合可以反映电池的动态特性;电阻R ２可以反映电池的阻性;电动势E 反映电池的平缓的放电平台;U 为蓄电池输出端口电压,输出端并联电阻R ３反映电池自放电特性;温度对电池性能的影响,通过电阻和电容值与温度的关系来反映.图８㊀电路级蓄电池组整体模型F i g ８㊀C i r c u i t l e v e l b a t t e r y mo d e l S O C 采用电流积分法计算,其值S O C 如式(１)所示;电池充满电时为１.S O C＝ʏt０i d tQ M(１)式中:Q M 为电池容量.充放电循环次数(N C yc l e )根据电流积分来计算,见式(２).N C yc l e ＝N C y c l e ,i n i ＋ʏt ０|i |d t ２Q M(２)式中:N C y c l e ,i n i 为初始循环次数; ⌉表示向下取整.S O C 与输出电压关系根据蓄电池组地面充放电试验矩阵进行描述.１ ２ ３㊀支持自动仿真验证的模型转换面向不同层次的系统架构模型,通过模型转换方法,自动化生成M o d e l i c a 模型,实现对D S M 架构模型的仿真验证.模型转换的步骤如下.(１)在系统层中生成M o d e l i c a 模型.基于系统层中的设备模型和开发的M o d e l i c a 模型库,生成系统层中的相关M o d e l i c a 模型.M o d e l i c a 模型包括块㊁参数㊁接口和方程定义.①块定义:根据D S M 中的设备块生成对应的M o d e l i c a 封装类,两者命名保持一致.②参数定义:根据D S M 模型中的属性,声明M o d e l i c a模型中的参数.例如,M o d e l i c a 模型中的参数M o d e l i c a S I u n i t s V o l t a g e 对应于D S M 模型中的电压属性.③接口定义:提取D S M 模型中的接口信息,按照M o d e l i c a 语义依次声明外部连接接口,如设备中存在电连接器X ０１,且具有１６个接点连接关系,则声明为I n t e r f a c e s S p e c i a l c o n n e c t o rX ０１[１６].④方程定义:按照M o d e l i c a 语义声明名方程框架,供用户填写７９㊀㊀第２期㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀刘治钢等:应用D S M 的航天器供配电分系统架构设计方法设备方程原理及对外部接口的连接方程.(２)在顶层中生成M o d e l i c a 模型.基于顶层中的D S M 模型,已开发的M o d e l i c a 模型库及步骤(１)中生成的相关设备M o d e l i c a 模型,生成供配电分系统仿真模型框架.系统模型框架主要包括:外部连接定义㊁设备对象定义㊁环境模型定义㊁连接方程定义.①外部连接定义:例如,供配电分系统的外部接口S I V o l t a g eV _B u s 和S I C u r r e n t I _B u s 表示顶层中的系统母线电压和电流.②设备对象定义:在供配电分系统中定义设备.根据M o d e l i c a 模型库中的现有块,生成相关设备的M o d e l i c a 模型.如果未在M o d e l i c a模型库中定义相关的M o d e l i c a 模型,则执行步骤１以为相关设备定义M o d e l i c a 模块.③环境模型定义:基于M o d e l i c a 模型库定义环境块.例如,L i gh t ．E n v i Ｇr o n m e n t 指的是所处的光照条件.④连接方程定义:定义设备之间连接的连接方程.例如,D e v i c eA 中的连接X ０１中的端口４与D e v i c eB 中的连接X ０３中的端口２连接.基于M o d e l i c a 规范,M o d e l i c a 代码 c o n n e c t (A X ０１[４],b x ０３[２]) .２㊀应用实践为验证上述应用D S M 的航天器供配电分系统架构设计方法,开发了相应的供配电架构建模与仿真工具P D S ,并在嫦娥五号飞行试验器的供配电分系统设计中进行了应用验证.飞行试验器由服务舱和返回器２个舱段组成,采用自顶向下的方式,构建的系统级㊁设备级和电路级D S M ,如图９所示.该架构包含了近１５０个电气设备和超过１ ３万根连接导线,与基于文档的架构设计方法相比,应用D S M进行架构设计的设计周期缩短１/２,信息量实现数量级提升.８９㊀航㊀天㊀器㊀工㊀程㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀３１卷㊀图９㊀飞行试验器的可视化架构F i g ９㊀F l i gh t t e s t e r v i s u a l i z a t i o na r c h i t e c t u r e ㊀㊀构建不同层次的元模型和对应M o d e l i c a 模型库,通过组件映射和模型转化方法,利用D S M 架构模型自动生成M o d e l i c a 仿真模型,如图１０所示.自动转化前后模型覆盖率达到１００％,与手工创建仿真模型相比时间缩短８０％以上.利用M o d e l i c a 仿真模型开展了系统能量平衡分析,验证设计是否符合技术指标要求.㊀㊀图１１为嫦娥五号飞行试验器供配电分系统架构的４个视图.D S M 模型为供配电架构设计视图,M o d e l i c a 模型为供配电架构仿真视图,空间环境为供配电分系统的外部环境接口视图,同时实时显示仿真结果,可实现太阳电池阵输出功率㊁负载功率㊁母线电压㊁母线电流和蓄电池组容量㊁电压的动态仿真分析,从而验证供配电架构设计的可行性.图１０㊀生成设备仿真模型的M o d e l i c a 代码F i g １０㊀G e n e r a t i n g Mo d e l i c a c o d e f o r d e v i c e s i m u l a t i o nm o d e l ３㊀技术特点分析本文提出的应用D S M 的航天器供配电分系统架构设计方法具有以下特点和优势.(１)D S M 直接面向问题领域,与基于通用建模语言构建的系统模型相比,建模效率高㊁表达性强,对航天器E P S 更具针对性.(２)通过组件映射和模型转化方法,将D S M 架构模型自动生成M o d e l i c a 仿真模型,在减少人工建模工作量的同时最大程度地保证了模型传递一致性,提升供配电分系统架构设计与验证的效率.(３)应用D S M 可实现从顶层到电路级的层次化架构设计和展示,生成的层次化M o d e l i c a 仿真模型可支持系统级能量平衡仿真到电路级母线动态仿真.９９㊀㊀第２期㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀刘治钢等:应用D S M 的航天器供配电分系统架构设计方法图１１㊀应用D S M的供配电分系统架构建模与仿真工具F i g １１㊀P o w e r s u p p l y a n dd i s t r i b u t i o n s u b s y s t e ma r c h i t e c t u r em o d e l i n g a n d s i m u l a t i o n t o o l su s i n g D S M４㊀结束语本文针对航天器供配电专业特点,开展了应用D S M的航天器供配电分系统架构设计方法研究.使用D S M构建航天器供配电分系统架构的层次化模型.通过D S M与M o d e l i c a的映射转换技术,实现了设计信息到仿真模型的自动化㊁一致性传递,提升了仿真验证效率.开发了相应的软件工具,在航天器中对方法与工具的可行性进行了验证.该方法可为实现基于模型的航天器系统设计奠定基础.参考文献(R e f e r e n c e s)[１]李浩敏．基于模型的飞机系统架构设计综述[J]．民用飞机设计与研究,２０１７(３):１７Ｇ２０L iH a o m i n．O v e r v i e w o f m o d e lＧb a s e da i r c r a f ts y s t e m a r c h i t e c t u r ed e s i g n[J]．C i v i lA i r c r a f tD e s i g na n d R eＧs e a r c h,２０１７(３):１７Ｇ２０(i nC h i n e s e)[２]王崑声,袁建华,陈红涛,等．国外基于模型的系统工程方法研究与实践[J]．中国航天,２０１２(１１):５２Ｇ５７W a n g K u n s h e n g,Y u a nJ i a n h u a,C h e n H o n g t a o,e ta l．R e s e a r c h a n d p r a c t i c e o f f o r e i g nm o d e lＧb a s e d s y s t e me nＧg i n e e r i n g m e t h o d s[J]．A e r o s p a c e C h i n a,２０１２(１１):５２Ｇ５７(i nC h i n e s e)[３]韩凤宇,林益明,范海涛．基于模型的系统工程在航天器研制中的研究与实践[J]．航天器工程,２０１４,２３(３):１１９Ｇ１２５H a nF e n g y u,L i n Y i m i n g,F a n H a i t a o．R e s e a r c ha n d p r a c t i c e o fm o d e lＧb a s e d s y s t e me n g i n e e r i n g i n s p a c e c r a f t d e v e l o p m e n t[J]．S p a c e c r a f t E n g i n e e r i n g,２０１４,２３(３):１１９Ｇ１２５(i nC h i n e s e)[４]S t e v e n K e l l y,J u h aＧP e k k a T o l v a n e n．D o m a i nＧs p e c i f i c m o d e l i n g[M]．L o sA l a m i t o s,C a l i f o r m i a:W i l e yＧI E E E C o m p u t e r S o c i e t y P r e s s,２００８[５]B a p t y T,N e e m aS,S z t i p a n o v i t sJ．M E T A I I:M u l t iＧm o d e l l a n g u a g es u i t ef o rc y b e r p h y s i c a ls y s t e m s[Z]．N a s h v i l l e,T e n n e s s e e:V a n d e r b i l tU n i v e r s i t y,２０１３[６]M c K e l v i nJ rM L,J i m e n e zA．S p e c i f i c a t i o na n dd e s i g n o fe l e c t r i c a lf l i g h ts y s t e m a r c h i t e c t u r e s w i t h S y s M L [C]//P r o c e e d i n g so f t h eA I A AI n f o t e c h＠A e r o s p a c e ２０１２C o n f e r e n c e．W a s h i n g t o nD．C．:A I A A,２０１２:１Ｇ１１[７]B r a n s c o m b J M,P a r e d i sCJ,C h e J,e t a l．S u p p o r t i n g m u l t i d i s c i p l i n a r y v e h i c l e a n a l y s i s u s i n g a v e h i c l e r eＧf e r e n c ea r c h i t e c t u r e m o d e li n S y s M L[J]．P r o c e d i a C o m p u t e r S c i e n c e,２０１３,１６:７９Ｇ８８[８]R e i c h w e i nA,P a r e d i sCJ J,C a n e d oA,e t a l．M a i n t a iＧn i n g c o n s i s t e n c y b e t w e e ns y s t e m a r c h i t e c t u r ea n dd yＧn a m i c s y s t e m m o d e l sw i t hS y s M L４M o d e l i c a[C]//P r oＧc e e d i n g so ft h e６t hI n t e r n a t i o n a l W o r k s h o p o n M u l t iＧP a r a d i g m M o d e l i n g．I n n s b r u c k:A C M,２０１２:４３Ｇ４８(编辑:夏光)００１㊀航㊀天㊀器㊀工㊀程㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀３１卷㊀。

航天器新型功率电源系统设计赵岩;张翔;杨友超;王健康;梁君【摘要】近年来航天器整体技术发展迅速,对电源系统的轻质小型化要求越来越高;传统的功率电源系统储能单元采用蓄电池组或贮备电池,由于脉冲类负载存在脉冲电流用电的工作特性,在储能单元设计时通常采用增加电池设计容量的方式来满足脉冲类负载供电要求,导致功率电源系统轻质小型化设计受到限制;提出一种新型功率电源系统方案设计思路,引入超级电容器与蓄电池组联合供电输出,充分发挥超级电容器大脉冲放电的优势,有利于实现航天器功率电源系统轻质小型化,具有一定的应用前景.【期刊名称】《计算机测量与控制》【年(卷),期】2018(026)012【总页数】4页(P279-282)【关键词】航天器;超级电容;功率电源【作者】赵岩;张翔;杨友超;王健康;梁君【作者单位】中国运载火箭技术研究院,北京 100076;中国运载火箭技术研究院,北京 100076;中国运载火箭技术研究院,北京 100076;中国运载火箭技术研究院,北京100076;中国运载火箭技术研究院,北京 100076【正文语种】中文【中图分类】V4420 引言航天器电源系统通常情况下根据负载工作特性的不同设置不同的电源母线：控制电母线、功率电母线、高压母线等。

控制电母线为航天器所有的器载计算机、GNC控制器等仪器设备供电，功率电母线为航天器所有的火工品、电磁阀等机电类负载供电，高压母线为航天器舵机或有效载荷等高压设备供电，为保证电源系统的稳定性，控制电母线通常采用单独的主电池进行供电，高压母线采用单独的高压电池进行供电，功率电母线则可采用单独的电源进行供电，亦可通过高压电池抽头获取供电。

在航天器发射及飞行过程中，需要按照一定的时序通过电磁阀对油液气路的通断进行控制，并且通过引爆火工品完成点火、分离等规定动作。

电磁阀工作电流为恒定电流模式，量级为1 A以下，火工品工作电流为脉冲电流模式，目前广泛使用了钝感电火工品，一般单桥带钝感火工品发火电流为5～10 A。