基于全桥LLC变换器的离子电推进高压屏栅电源优化设计

针对1 kW离子电推力器屏栅电源供电需求,本文基于全桥LLC设计分别给出了实用的谐振参数优化方法、谐振电感器优化方法、变频移相结合控制方法、过载保护电路和软启动电路;同时论述了采用双副边绕组串联和倍压整流技术的1 kV/1 kW屏栅电源的设计过程;最后,搭建了一台1 kW的离子电推进屏栅电源工程样机,验证了设计方法的可行性和对产品性能的改进。与相同规格移相全桥屏栅电源相比,体积缩小了27%,重量减轻了21%。

当一回“考古学家”——参观三星堆艺术工坊

“在小小的坑里挖呀挖呀挖,挖特别的文物,看历史之花。”四川之行,我们来到三星堆艺术工坊模拟考古,当了半天的“考古学家”,探索古蜀文明。我们在二号坑模拟考古,坑里埋着青铜面具、象牙等各种“宝物”。我们的任务就是用工具发现它们的“藏身之处”,再挖掘出来。大家兴奋极了,马上准备开始考古。大家戴上护目镜,穿上鞋套,戴上手套,下坑开始考古。我们进行了详细的分工,有人探测,有人记录,有人挖掘,有人负责清理,各司其职。

基于12U标准立方体星的μ-PPT电推进系统研制

为了研究针对翱翔三号12U标准立方星应用的5W级μ-PPT电推进系统技术,分别对推力器、点火系统以及储能供电系统进行了研究,获得了一个轨控喷头和两个姿控喷头在1U体积下的狭小空间推力器微小集成化设计以及点火系统和储能供电系统的高可靠长寿命设计。以此为基础,依据任务分析,完成了μ-PPT电推进系统产品研制,对其进行了性能测试、环境试验以及寿命试验验证研究。试验结果表明:在系统功率小于5W和系统重量不大于2kg情况下,实现了元冲量40μN·s,比冲600s,总冲量大于60N·s的性能参数,并能够在力、热等环境试验后保持性能基本不变,并以飞行状态完成了220万次的地面1:1寿命考核,且寿命周期内的元冲量及比冲等性能参数偏差在10%以内。

霍尔电推进系统数字化电源处理单元设计

分析了霍尔电推进系统的电源处理单元(PPU)的需求,介绍了使用移相全桥软开关电路设计方法,实现了电源处理单元阳极电源高效率,同时通过采用FPGA设计方法,实现了数字化电源处理单元的设计,最后给出了80mN霍尔电推进系统数字化电源处理单元工程样机的实现情况,结果表明:采用软开关后电源效率得到了明显的提高,数字化控制的电源处理单元具备了参数灵活调整的功能。

5kW离子电推进大功率屏栅电源的设计研究

针对航天器用5kW离子电推力器核心供电模块屏栅电源的技术需求,采用移相全桥技术设计了低电压输入高电压输出的大功率屏栅电源模块。对比分析了零电压开关ZVS和零电压零电流开关ZVZCS两种移相全桥方案后,得出ZVZCS更适合于电推进屏栅电源的设计。提出了ZVZCS移相全桥变换器CDD无损缓冲电路中辅助电容的设计方法,论述了屏栅电源功率级和控制电路的设计过程。通过实物产品验证表明:采用ZVZCS移相全桥技术设计的屏栅电源模块能在较宽的负载范围内实现超前桥臂和滞后桥臂的软开关,提高了变换器的效率;采用CDD无损缓冲电路能辅助实现滞后桥臂的零电流关断,降低原边电流的损耗,同时降低高压整流管的电压应力。在具备完善的输入滤波、浪涌抑制及母线开关等功能以后,最大功率下效率>95%。

一种新型多路电源在空间电推进系统的应用

针对空间电推进系统的特殊应用背景,介绍了一种新型级联结构的多路输出电源。总体电路设计以共用DC/AC部分为原则,前级拓扑结构采用全桥结构,采用前级反馈的方式对次级输出电压进行预稳压,通过多绕组输出方式输出多路电源,后级采用Buck拓扑结构和脉冲拓扑再次进行电压电流变换,最终实现多路不同特性的电源输出,通过仿真分析及在1.5 kW级霍尔电推进系统的在轨应用,该方案有效实现了系统的各项功能,各路输出误差均在1%以内,效率可达94%以上。

移相全桥和LLC技术在电推进PPU上的应用对比

分别采用移相全桥和全桥LLC设计了离子电推进电源处理单元(PPU)屏栅电源模块。针对恒流启动、打火保护、负载调整率等特性开展了设计和实验验证。得出移相全桥变换器应用在PPU设计显著提高了效率,但整流二极管和变压器绕组的电压应力较高,限制了单模块能够输出的最大电压;全桥LLC变换器消除了输出端滤波电感和箝位电路,降低了绝缘设计的难度和体积重量,劣势在于在输入电压范围变宽时效率下降明显。

超大功率电推进电源处理单元关键技术研究

针对深空探测等空间任务对超大功率(10~100kW)电推进系统的需求,通过对国内外超大功率电推进技术的调研,提出了一种50kW超大功率霍尔电推进系统电源处理单元(Power processing unit,PPU)设计方案,重点对核心的阳极电源关键技术进行研究,提出了四管Buck-Boost变换器和三相LLC谐振变换器级联的设计方案。

航天磁性器件失效分析与筛选试验

磁性器件在航天产品中广泛,尤其在电源系统中,起着关键的作用。基于美国航天磁性器件的失效统计数据,分析了磁性器件的主要失效原因。又对国内航天磁性器件的失效进行了初步的统计和分析。通过对比美国和国内航天磁性器件由设计、生产和使用中发生的失效对比,给出了发生失效的主要原因。为了保证磁性器件的质量和可靠性,提出在参考美军标和国军标的基础上,实施国内航天磁性器件筛选试验的建议。

高频变压器介质阻挡放电现象实验研究

针对航天器开关电源中变压器在低气压环境下绕组内层间发生介质阻挡放电,设计了简单的实验模型演示了高频开关电源变压器层间发生介质阻挡放电的现象。通过实验总结得到:交流电压若超过空气最低帕刑击穿电压,则变压器在低气压环境下会发生剧烈的交流介质阻挡放电,经过几十分钟的发展,绝缘层会烧蚀碳化,引起火花放电或短路;高压直流不会发生导致绝缘层迅速烧毁的介质阻挡放电;当交流电压幅值低于空气帕刑击穿电压时,在低气压环境下,不会发生剧烈的交流介质阻挡放电;高压直流叠加低压交流,交流电压幅值小于空气帕刑击穿电压的情况下也不会发生剧烈的交流介质阻挡放电。

磁隔离技术在航天器二次电源系统中的应用

分析了航天器二次电源系统设计中信号隔离传输的需求,针对传统应用中光耦器件存在的抗辐照敏感及霍尔传感器在高电压测量时功耗大的问题,提出了基于磁隔离的电路解决方案。采用开关电源中常用的器件分别设计了DC/DC变换器中磁隔离反馈电路、磁隔离遥测采样电路、磁隔离基准电压输入电路以及磁隔离驱动电路。实验结果表明,所提出的电路均实现其设计功能,在一定场合能替代霍尔传感器、光耦合器等器件,简化航天器电源系统的设计。

光谱01卫星脉冲等离子推力器电源处理单元的开发

针对光谱01卫星应用需求,提出了脉冲等离子推力器电源处理单元的设计方案,给出了验证结果。采用反激变换拓扑和恒功率方式实现了以2.5Hz的频率将5.76μF的储能电容器充电至1600V,将0.68μF的火花塞点火电容充电至800V;采用超快恢复高压整流管、高压绕组串联、高压整流管串联和开关频率设计解决了反激变换器整流二极管反向恢复引起的功率反向传输问题;采用输出钳位二极管和限流电阻解决了储能电容振荡负电压反向一次母线充电的问题。PPT的地面寿命试验和在轨测试结果表明,所设计的电源处理单元方案合理可行。

离子推力器栅极放电分析和保护设计

离子推力器的栅极结构复杂、电压高,两栅之间容易发生放电,给离子电推进正常工作带来影响,文章提出推力器加工工艺和过程污染物是产生放电的主要原因。分析国内外离子电推进系统放电现象,建议采用放电保护设计,以有效保护电推进系统及卫星的正常工作。文章以电源处理单元为主,给出了针对离子推力器栅极放电的保护设计和系统控制保护措施。

宽范围输入输出离子电推进屏栅电源的设计

深空探测器离子电推进系统电源处理单元(Power Processing Unit,PPU)需要适应宽范围电压输入、宽范围电压输出和功率输出,造成PPU的元器件应力增加、体积重量增加和效率降低。针对我国小天体探测器离子电推进PPU中核心模块屏栅电源输入电压60~110 V、输出电压420~1260 V、输出电流0.3~2.1 A的指标需求,从功率模块分解、软开关拓扑选择、单级功率变换器拓扑设计和两级功率变换器拓扑设计方面研究了屏栅电源的设计,提出了在效率、体积和可靠性方面综合优化的方案,对屏栅单个功率模块的设计开展了实物验证。得出:采用优化的模块分解,将输出电压固定,能有效降低元器件应力、优化变换器工作点效率以及提高变换器的可靠性;移相全桥和全桥LLC在设计宽范围输入变换器时存在半导体功率元器件电应力高和磁性元器件加工困难等问题;采用BUCK或BOOST+全桥LLC的两级拓扑方案,能简化高压整流电路的应力,同时适应宽范围输入电压,是宽范围输入输出屏栅电源优选的方案。

微小卫星用脉冲等离子体推力器电源处理单元设计

近年来,随着微纳米技术的迅速发展,以及星上探测器、数据处理和传输设备日趋小型化,使微小卫星的研究和应用成为航天技术发展的一股新潮流。针对应用于体积和功率有限的微小卫星的电推进系统,以脉冲等离子体推力器为研究对象,介绍了电源处理单元的组成和功能。为进一步提高脉冲等离子体推力器点火的可靠性和使用寿命,设计了应用于微小卫星电推进系统的脉冲等离子体推力器电源处理单元,并对整个电源处理单元的稳定可靠性进行研究。结果表明,充电电源采用恒功率充电方式,在母线电压6.8 V条件下,以5 W的输入功率可将储能电容器恒功率充电致1600 V;放电点火电路采用LC振荡电路,减小了开关器件的电流应力,在输入电压800 V时,点火电流的峰值可高达100~150 A,这种大电流放电有助于清除火花塞表面的积碳,增加了点火的可靠性。

空间电推进系统电源处理单元技术发展综述

电推进技术作为目前航天器的一种先进推进技术,已逐步广泛用于各类航天器,电源处理单元PPU(power processing unit)作为系统供配电的核心关键设备之一,其技术发展对电推进技术的可靠应用具有重要作用。为给推进系统设计者以及PPU研究人员提供更加全面的技术发展信息,综述了电推进PPU产品的国内外发展与研究现状,针对霍尔推力器和离子推力器的多种供配电技术方案在实际应用中的通用性与局限性进行了对比分析,同时,结合我国电推进系统PPU的应用背景,介绍了目前PPU技术发展面临的高效率功率变换、高压绝缘防护和高功率密度小型化等问题的解决途径,最后,讨论了PPU技术发展的挑战与趋势。

用于小行星探测的离子电推进屏栅电源拓扑研究

为了满足小行星探测中离子电推进多工作点调节的需求,将离子电推进电源处理单元(PPU)屏栅电源的拓扑结构作为研究对象,介绍了国内外屏栅电源的现状与应用场合,分析了各个屏栅电源拓扑结构的特点,最后得出了LLC拓扑可以满足任务要求。通过对LLC拓扑的工作特性分析,提出了一种简化的时域增益曲线模型,以适应宽范围输入的要求。结合目前对于LLC拓扑的研究,提出数字化控制方式、三电平谐振变换器和混合控制3方面的技术展望,可为今后研制高效率、轻质量的离子电推进PPU屏栅电源提供技术参考。

脉冲等离子体推力器电源处理单元技术研究

为了进一步提高脉冲等离子体推力器点火的可靠性和使用寿命,采用理论计算和地面试验的方法,设计了一款可应用于立方体纳卫星脉冲等离子体推力器放电能量为2.6J的电源处理单元,其放电点火电路是基于LC振荡电路,且对放电点火电路的性能、开关管的电流应力和整个电源处理单元的稳定可靠性进行了研究。结果表明:LC振荡放电点火电路中,开关器件的电流应力较小,提高了整个电路的可靠性;该放电点火电路在输入电压800V时,点火电流的峰值可达到100A^150A,这种大电流放电有助于清除火花塞表面的积碳。

航天员生命安全保护神——空间站主动电位控制系统研制及在轨应用

空间站处于低地球轨道(LEO),采用100 V高压太阳能电池阵供电。电池阵在轨工作时,受LEO轨道稠密等离子体环境充电以及地磁场诱导充电影响,使空间站主体结构产生最高约-100 V的电压,危及航天员出舱安全,国际空间站将航天员出舱过程中舱体对航天员放电列为致命级的危害。主动电位控制系统实时监测空间站悬浮电位并将其控制在安全电压范围内,保证航天员出舱时的生命安全。由于缺乏相关理论基础,我国一直未能掌握对空间飞行器进行结构电位控制的主动电位控制技术。为此研制团队研究了卫星电位自适应主动控制理论,获得了电位控制的解析模型,提出了采用空心阴极的电位主动控制方法,研制了测控一体的主动电位控制系统,突破了“悬浮电位检测技术”“电位主动控制技术”和“在轨诊断技术”三项关键技术。

空间站悬浮电位监测与控制系统及地面试验验证

我国空间站采用100 V高压电池阵,在空间等离子体环境中,空间站将会产生太阳电池阵工作电压90%左右的结构电位,在低轨运行时,空间站结构电位会达到90 V,此电位在航天员出舱时会危及航天员生命,为此研制了空间站主动电位控制系统,用于将空间站结构电位由100 V控制到37 V内,保证航天员安全出舱。为了真实模拟主动电位控制系统在轨工况,通过电推进系统实现地面供气及调压,主动电位控制系统进行电位监测和控制。在地面真空环境中建立等效实验方法,模拟舱体100 V带电及主动电位控制系统放电工况,开展了主动电位控制系统与电推进系统的全系统地面联试。对试验情况进行了描述和总结,验证了主动电位控制系统在轨控制效果,结果表明,主动电位控制系统和电推进系统工作时,可将悬浮电位控制到-16.7 V,满足航天员出舱要求。