空間太陽能電站高低壓混合供電系統設計

（中國空間技術研究院載人航天總體部，北京 100094）

1 引言

空間太陽能電站（Solar Power Satellite，SPS）是航天與新能源的戰略結合，它在空間將太陽能轉化為電能，再通過無線傳輸方式將電能傳輸到地面，與地面電網并網為用戶供電［1］?？臻g太陽能電站可充分利用太陽巨大的能量和連續供電的優勢，解決人類對清潔能源的需求難題，同時將大大促進能源和航天技術領域的可持續發展。

目前，空間太陽能電站概念受到了國際的廣泛關注，其中以美國和日本為代表，都以2030年左右實現商業化運行為目標。美國計劃于2020年實現10 MW 系統的空間驗證，日本也提出在2030年實現1GW 商業系統運行的技術路線圖。此外，歐洲航天局（ESA）于2002年8月組建了歐洲空間太陽能電站研究網［2］，我國也已經啟動了空間太陽能電站的預先研究，成立了專門的課題組［3］?？臻g太陽能電站發電功率為吉瓦（109W）級，比目前的衛星高出6個數量級，需要特別的電源管理技術［4］；而目前的研究重點均集中在高效多層太陽電池、薄膜太陽電池、高效微波轉化器、輕型大型空間結構等先進技術上，對電源管理技術研究甚少，僅有美國在1979年設計的空間太陽能電站基準系統（以下簡稱1979-SPS）包括電源管理系統的詳細設計，但其中為平臺設備供電需要高低壓轉換環節，系統效率較低。因此，為提高系統效率，本文根據不同的用電需求，設計了適用于空間太陽能電站的高低壓混合供電系統。

2 美國空間太陽能電站電源管理系統概況

在美國科學家彼得·格拉賽博士（P.E.Glaser）于1968年首次提出空間太陽能電站的構想之后，美國開展了大量的研究，并在1976―1980年達到了頂峰，其中NASA約翰遜航天中心（JSC）提出了一套較為完整的系統設計1979-SPS［5］。1979-SPS 電源管理系統的功率等級為8GW，總的供電需求可分為太陽能電站主體及微波管兩大部分，結構框圖如圖1所示。

圖1 1979-SPS電源管理系統結構框圖Fig.1 Configuration of power management system of 1979-SPS

為了便于電能管理和電能分配，1979-SPS被分為了223個電能分支，每個電能分支都是可變換的，相互獨立，有利于散熱及維修。在功率調節模塊中，將電能分為兩部分，一部分為電站主體，即平臺系統供電，另一部分為微波管供電。

從圖1中可以看出，整個系統采用40kV 高壓，較現有航天器常用的電壓等級高出2～3個數量級。為應對高壓問題，NASA 采取了多項措施：該系統存在多條母線，為避免出現高壓擊穿現象，將傳輸到天線滑環的不同母線間的電壓差控制在0.25%以內；為適應高壓環境，采用了效率高達96%的高壓大功率DC／DC 變換器；同時，由于高壓，在斷開回路時產生的拉弧現象不可避免，為此采取了相應地消除電弧措施，設計出高壓大電流真空開關及固態開關，開關時間均控制在5毫秒級。

在該系統中，對于電站控制設備，如姿態控制、功率調節、電站維持等，由功率調節模塊供電，其輸入端為40kV 高壓，而控制設備需求電壓為100V，微波管加熱器所需供電電壓僅為10V，這對中間的DC／DC電壓轉換環節提出了極高的要求，或需要通過多級變壓，這樣會降低整個系統的效率。因此，應在設計上避免采用高壓作為上級為平臺設備供電，而應設計低壓系統直接給平臺設備供電，即采用高低壓混合供電模式。

3 空間太陽能電站高低壓供電系統

從上述分析可以看出，在空間太陽能電站中，平臺設備（姿態控制、有效載荷熱控、電站管理等）所需的功率較低，供電電壓較低，而有效載荷微波管需要的功率非常大，供電電壓量級高達千伏，因此要在電源系統設計中將太陽電池陣發出的電能分為高壓、低壓兩種完全獨立的供電模式。按照該設計思路設計的空間太陽能電站整個供電系統，見圖2。

圖2 空間太陽能電站的高低壓混合供電系統組成Fig.2 Configuration of high-and low-voltage hybrid power supply system of SPS

在圖2中，為平臺及微波管加熱供電的是低壓母線，母線電壓為100V，獨立于微波管高壓供電系統。此外，按照目前預定的軌道設計，空間太陽能電站位于地球同步軌道，存在短期地影，地球同步軌道周期約為23h56min，每個周期內的地影期最短為0，最長約為72min［6］。因此，為保證平臺的持續正常運行，須為平臺設計一套完整的太陽電池陣-蓄電池組電源系統，系統主要包括陽照期供電的太陽電池陣，地影期供電的蓄電池組及功率調節設備（PCU），采用目前已應用于高軌衛星且效率較高的順序開關串行分流調節（S4R）控制模式［7］，即圖2中的平臺功率調節設備。通過合理設計太陽電池陣及蓄電池組的串并聯數，并經過平臺功率調節設備的調節，使系統輸出電壓穩定在100V 左右，以維持整個任務期內平臺的穩定運行。

目前，我國為空間太陽能電站設計的大功率微波管需要的輸入電壓為5kV，因此要設計高壓供電母線為微波管供電。微波管作為平臺的有效載荷，負責將太陽電池陣發出的電能轉換為微波傳輸至地面接收裝置。因此，在地影期太陽電池陣無法發電的情況下，除了微波管加熱器等維持微波管正常性能的設備外，不必為微波管供電（微波管加熱器為平臺有效載荷熱控設備，由低壓母線供電），即為微波管本身供電的高壓系統僅采用太陽電池陣供電即可，不配置蓄電池。為提高太陽電池陣輸出功率，設置電源控制器，采用最大功率點跟蹤（MPPT）電源控制方式。將前后2個時間點的太陽電池陣電壓或電流誤差信號，作為最大功率點跟蹤模塊的輸入信號，根據輸入信號判斷太陽電池陣的工作狀態，經比較計算產生相應的脈寬調制（PWM）信號，以控制電壓控制模塊的輸出，從而調整太陽電池陣的工作點，跟蹤其最大功率點［8］。此外，配置分流調節器（SR），用于在太陽電池陣輸出超過微波管的傳輸能力后，將多余的電能分流。為提高系統的可靠性，設置了多條高壓母線，互為備份，不同的高壓母線之間相互隔離，單條母線發生短路故障時，不會對其他母線造成影響。

4 關鍵技術分析

在空間太陽能電站高低壓混合供電系統中，由于采用5kV 的超高壓，因此對高壓防護、空間等離子體防護等提出了更高的要求。

4.1 高壓防護

對于高壓防護，在配電及輸電環節主要關注電纜網、繼電器等。

目前，少量航天產品使用的電纜最高抗壓值已達到千伏量級，適用于空間太陽能電站，但電站電壓等級更高，絕緣層更厚，由此帶來的質量大、散熱能力差、轉彎半徑大等問題，均需要深入的研究，通過對絕緣層材料及結構設計的優化來解決。

對于繼電器，目前航天產品使用的電壓等級最高為百伏量級，美國1979-SPS中使用的千伏繼電器為真空繼電器。除真空繼電器外，理論上，混合式繼電器（EMPC）也可實現耐壓千伏?；旌鲜嚼^電器為機械觸點與固態功率管并聯［9］，其耐壓等級取決于固態功率管的耐壓等級。高壓大功率固態功率管在民用領域已得到了廣泛的應用，額定電壓最高達6.5kV，滿足5kV 的需求，因此可借鑒該成熟技術，設計適用于航天任務的高壓混合式繼電器。

4.2 等離子體防護

空間太陽能電站所處地球同步軌道的等離子體環境相當復雜，太陽電池陣容易發生高電位不等量帶電并誘發靜電放電，雖然靜電放電沒有足夠的電能破壞太陽電池陣，但由靜電放電引起的二次放電是導致高壓太陽電池陣永久性短路損壞的原因［10］。因此，對于空間高壓光伏系統，如何防止由于空間等離子體環境引發太陽電池陣發生二次放電，是保證太陽電池陣高可靠性運行的關鍵技術。

目前，等離子體防護方法大致分為被動防護與主動防護兩種。被動防護的主要手段是采取加強絕緣等措施抑制靜電放電，提高二次放電的閾值電壓，如表1前4項所示，但采用被動防護有一定的局限性，并未徹底解決靜電積累問題，當電壓高達一定程度時，仍會引發放電。主動防護手段如表1第5項所示，已應用于“國際空間站”（ISS），等離子體接觸器通過發射電子使航天器與周圍環境等電位，消除太陽電池陣表面充電［11］，該方法通過控制靜電積累從根源上解決了靜電放電問題。我國現有的在軌航天器大多采用被動防護；而“國際空間站”采取的主動防護技術，即等離子體接觸器通過消除表面充電，破壞靜電放電的條件，從根本上解決靜電放電，適用于空間太陽能電站這樣的超高壓大型航天器。

表1 常用等離子體防護技術Table 1 Plasma prevention technology

5 結束語

面對發展空間太陽能電站的任務需求，本文分析了美國1979-SPS供電系統設計，發現其采用高壓母線經過降壓后為低壓設備供電，因而具有降低系統效率的缺點。為此，針對電站平臺設備及有效載荷不同的用電需求，提出了高低壓混合供電系統，并設計了系統框架。在此基礎上，分析了系統由于存在超高壓而涉及到的高壓防護和等離子體防護等關鍵技術，并提出：高壓電纜的后續研究重點為減少質量和解決散熱問題；將采用高壓固態功率管的混合式繼電器作為后續高壓繼電器的研究方向；主動等離子體防護技術更適用于空間太陽能電站的超高壓系統。以上分析結果，可為后續空間太陽能電站的進一步設計論證提供參考。

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