一種雙艙組合式航天器聯(lián)合供電系統(tǒng)及方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明屬于航天器電源系統(tǒng)設(shè)計領(lǐng)域，尤其涉及一種雙艙組合式航天器聯(lián)合供電系統(tǒng)及方法。
【背景技術(shù)】
[0002]雙艙組合航天器是空間飛行器的一種常見形態(tài)，在返回式衛(wèi)星、飛船、探月工程中已得到廣泛應(yīng)用。隨著空間探測目標(biāo)任務(wù)日益豐富，尤其是以空間站為代表的載人航天探測任務(wù)，和以月球著陸、巡視勘探、采樣返回任務(wù)為代表的深空探測任務(wù)，往往采用雙艙組合方式完成預(yù)定探測任務(wù)。我國返回式衛(wèi)星和“神舟”系列飛船一般由軌道艙、推進艙和返回器組成，嫦娥三號探測器由著陸器與巡視器組成，嫦娥五號探測器由軌道器、著陸器、上升器、返回器四器組成。另外，在火星探測等深空探測任務(wù)中通常由環(huán)繞探測器攜帶著陸探測器，如火星快車和獵兔犬2號任務(wù)，兩者共同完成對目標(biāo)天體的探測。
[0003]常規(guī)航天器經(jīng)由運載發(fā)射入軌后，在任務(wù)期間一般不會發(fā)生組合形態(tài)變化，其電源系統(tǒng)也通常為獨立電源系統(tǒng)。雙艙組合航天器在任務(wù)期間不同階段完成不同任務(wù)，會出現(xiàn)艙分離、交會對接等組合形態(tài)變化，且各艙之間也根據(jù)任務(wù)安排有不同供電需求，因此，雙艙組合航天器電源系統(tǒng)設(shè)計更為復(fù)雜，需要根據(jù)任務(wù)特點進行針對性設(shè)計。
[0004]對于獨立飛行航天器，國內(nèi)外約95%航天器采用太陽電池陣-蓄電池組電源系統(tǒng)，光照期由太陽電池陣供電并向蓄電池組充電，陰影期由蓄電池組供電，保障全任務(wù)周期航天器的供電需求。
[0005]對于雙艙組合式航天器，各艙之間的供電方式需要根據(jù)各艙的任務(wù)進行設(shè)計。由于航天器的重量直接影響發(fā)射成本，因此需要對存在聯(lián)合工作模式的組合式航天器進行聯(lián)合供電設(shè)計，充分考慮設(shè)備與模塊分時復(fù)用等手段，實現(xiàn)減重的目的。
[0006]目前雙艙組合航天器供電方式大致可以分為3類:1)艙間不存在供電關(guān)系，各艙獨立供電滿足各自負(fù)載需求；2)艙間單向供電，在艙組合飛行期間，一個艙完全由另外的艙供電；3)艙間雙向供電，雙向供電又包括兩種情況，其一是并網(wǎng)互為補充供電，第二種為聯(lián)合供電。國際空間站中美國電源系統(tǒng)與俄羅斯電源系統(tǒng)之間就是通過并網(wǎng)供電實現(xiàn)雙向供電，我國天宮一號目標(biāo)飛行器與神舟飛船之間也是通過并網(wǎng)供電方式實現(xiàn)由天宮一號目標(biāo)飛行器向神舟飛船之間供電。
[0007]以空間站電源系統(tǒng)的聯(lián)合供電方式為例，國際空間站電源系統(tǒng)組成框圖如圖1所示，包含美國建設(shè)的一套120V直流電源系統(tǒng)(USOS)和俄羅斯建設(shè)的一套28V直流電源系統(tǒng)(FGB)。2套電源系統(tǒng)之間可以互聯(lián)并允許相互進行功率傳輸。2套電源系統(tǒng)均采用太陽電池陣-蓄電池組電源系統(tǒng)，光照期由太陽電池陣供電并對蓄電池組進行充電儲能，陰影期由蓄電池組進行供電。美國的電源系統(tǒng)提供約78kW功率，俄羅斯的電源系統(tǒng)提供約29kW功率。通常情況下，2套電源系統(tǒng)分別滿足各自負(fù)載需求。當(dāng)需要進行互相補充供電時，國際空間站中有兩種設(shè)備實現(xiàn)美俄兩套電源系統(tǒng)能量的傳輸及母線體制的轉(zhuǎn)換。通過一個降壓型變換器 ARCU(American-to-Russian Converter Unit)實現(xiàn)由 USOS 向 FGB 的高壓到低壓轉(zhuǎn)換，通過一個升壓型變換器RACU(Russian-to-American Converter Unit)實現(xiàn)由FGB到USOS的低壓到高壓轉(zhuǎn)換。
[0008]從圖中可以看出，為實現(xiàn)2個艙之間的聯(lián)合供電，需要通過ARCU和RA⑶進行電壓變換實現(xiàn)，一方面使空間站的電源系統(tǒng)重量增加，一方面由于增加電源變換環(huán)節(jié)也增加了系統(tǒng)熱耗并降低了可靠性。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0009]為解決上述問題，本發(fā)明提供一種雙艙組合式航天器聯(lián)合供電系統(tǒng)及方法，既能夠保證航天器組合飛行時供電需求，也能夠保證艙獨立飛行時供電需求。
[0010]本發(fā)明的雙艙組合式航天器聯(lián)合供電系統(tǒng)，其包括:上升艙電源系統(tǒng)和著陸艙電源系統(tǒng)；其中，上升艙電源系統(tǒng)包括:第一太陽電池陣、第一充電分流調(diào)節(jié)模塊、放電調(diào)節(jié)模塊和蓄電池組；著陸艙電源系統(tǒng)包括:第二太陽電池陣和第二充電分流調(diào)節(jié)模塊；雙艙組合式航天器聯(lián)合供電系統(tǒng)的供電對象為航天器中各個負(fù)載，其中負(fù)載包括:上升艙的全調(diào)節(jié)母線負(fù)載和不調(diào)節(jié)母線負(fù)載，以及著陸艙的全調(diào)節(jié)母線負(fù)載和不調(diào)節(jié)母線負(fù)載；
[0011]連接關(guān)系為:
[0012]第一太陽電池陣的正端引出線為第一全調(diào)節(jié)母線，負(fù)端引出線為第一供電回線；第一充電分流調(diào)節(jié)模塊和上升艙的全調(diào)節(jié)母線負(fù)載分別串接在第一全調(diào)節(jié)母線與第一供電回線之間；蓄電池組的正端引出線為第一不調(diào)節(jié)母線，蓄電池組的負(fù)端引出線與第一供電回線連接，上升艙的不調(diào)節(jié)母線負(fù)載分別串接在第一不調(diào)節(jié)母線與第一供電回線之間；放電調(diào)節(jié)模塊串接在第一全調(diào)節(jié)母線與蓄電池正端之間，對蓄電池輸出到第一全調(diào)節(jié)母線上的電流進行調(diào)節(jié)；
[0013]第二太陽電池陣的正端引出線為第二全調(diào)節(jié)母線，負(fù)端引出線為第二供電回線；第二充電分流調(diào)節(jié)模塊的正端引出線為第二不調(diào)節(jié)母線，負(fù)端與第二供電回線連接；著陸艙的全調(diào)節(jié)母線負(fù)載分別串接在第二全調(diào)節(jié)母線與第二供電回線之間，著陸艙的不調(diào)節(jié)母線負(fù)載分別串接在第二不調(diào)節(jié)母線與第二供電回線之間；
[0014]第一全調(diào)節(jié)母線和第二全調(diào)節(jié)母線之間通過全調(diào)節(jié)母線供電電纜連接；第一不調(diào)節(jié)母線和第二不調(diào)節(jié)母線之間通過不全調(diào)節(jié)母線供電電纜連接；第一供電回線電纜和第二供電回線電纜之間通過回線電纜連接，且全調(diào)節(jié)母線供電電纜、不全調(diào)節(jié)母線供電電纜和回線電纜組成雙艙組合式航天器的艙間電纜；
[0015]其中，第一充電分流調(diào)節(jié)模塊用于消耗第一全調(diào)節(jié)母線和第一不調(diào)節(jié)母線上的多余電流，為上升艙的所有負(fù)載提供符合負(fù)載要求的電流和為蓄電池組提供符合充電電動率需求的電流；
[0016]在組合工作模式下，第二充電分流調(diào)節(jié)模塊用于消耗艙間電纜、第二全調(diào)節(jié)母線和第二不調(diào)節(jié)母線上的多余電流，為兩艙所有負(fù)載提供符合負(fù)載要求的電流和為蓄電池組提供符合充電電動率需求的電流；
[0017]在單獨工作模式下，第二充電分流調(diào)節(jié)模塊用于消耗第二全調(diào)節(jié)母線和第二不調(diào)節(jié)母線上的多余電流，為著陸艙的所有負(fù)載提供符合負(fù)載要求的電流。
[0018]本發(fā)明還提供一種基于權(quán)利要求1所述的供電系統(tǒng)的供電方法，其包括:
[0019]步驟I，雙艙組合式航天器從發(fā)射至月面工作段，以及在月面且雙艙分離前供電方式為組合工作模式，該組合體工作模式的具體內(nèi)容為:
[0020]I)光照期:
[0021]上升艙的第一太陽電池陣不工作，著陸艙的第二太陽電池陣加上升艙的蓄電池組構(gòu)成聯(lián)合供電模式，即第二太陽電池陣輸出功率分為2部分:一部分為著陸艙的全調(diào)節(jié)母線負(fù)載和不調(diào)節(jié)母線負(fù)載供電；一部分通過全調(diào)節(jié)母線供電電纜和不全調(diào)節(jié)母線供電電纜分別為上升艙的全調(diào)節(jié)母線負(fù)載和不調(diào)節(jié)母線負(fù)載供電；
[0022]若著陸艙的第二太陽電池陣輸出功率大于兩艙所有負(fù)載總需求但小于或等于兩艙所有負(fù)載總需求加蓄電池組充電功率需求，則在為兩艙所有負(fù)載供電的同時通過艙間電纜為蓄電池組充電；若著陸艙的第二太陽電池陣輸出功率大于兩艙所有負(fù)載總需求和蓄電池組充電功率需求，則通過第二充電分流調(diào)節(jié)模塊進行分流后再為兩艙所有負(fù)載供電和蓄電池組充電；
[0023]2)陰影期:
[0024]上升艙的第一太陽電池陣和著陸艙的第二太陽電池陣均不工作，探測器由上升艙的蓄電池組供電，即蓄電池組輸出功率分為4部分:一部分為上升艙的不調(diào)節(jié)母線負(fù)載供電；一部分通過放電調(diào)節(jié)模塊后為上升艙的全調(diào)節(jié)母線負(fù)載供電；一部分通過不全調(diào)節(jié)母線電纜為著陸艙的不調(diào)節(jié)母線負(fù)載供電；一部分通過全調(diào)節(jié)母線電纜為著陸艙的全調(diào)節(jié)母線負(fù)載供電；
[0025]步驟2，雙艙組合式航天器的上升艙與著陸艙分離后，著陸艙在月面繼續(xù)工作，上升艙離開月面，供電方式為單艙體工作模式，該單艙體