空間太陽能高壓充電機充電蓄電池電站高壓大功率電力傳輸關鍵技術綜述
2018-8-2 9:32:37??????點擊：
建立在技術上和經濟上可行的空間太陽能電站系統可以有效利用空間太陽能，更能為國家提供巨大的可再生能源戰略儲備，對于保證中國的能源獨立與安全以及國民經濟的可持續發展具有重大戰略意義。
面向未來空間太陽能電站的空間高壓大功率電力傳輸需求，本文論述空間電能傳輸與管理系統的國內外發展現狀，梳理有待解決的基礎科學問題與核心關鍵技術，為未來深化研究指明方向。提出現階段制約太空高壓電力傳輸與能量管理系統發展的關鍵技術、材料和器件，分析空間輻射環境對于空間電力系統的影響并提出了其輻射防護需求，最后明確了需進一步研究的重點內容，為開拓該領域的后續研究提供參考。
太空中的太陽光不會因大氣衰減，也不受季節、晝夜變化的影響，太陽輻照強度穩定，約為1353W/m2，是地面太陽平均輻照強度的5倍以上。特別在地球同步軌道（Geosynchronous Orbit, GEO）上，99%的時間內可穩定接收太陽輻射，是建設太陽能電站的理想位置?？臻g太陽能電站（Space solar Power Station, SPS），是指在地球軌道上將太陽能進行有效收集、轉化并傳輸到地面，進而轉化為電能供地面使用的系統。
空間太陽能電站的電力傳輸與管理系統，負責將太陽充電機充電蓄電池陣發出的超高功率電力傳輸并分配到發射天線及服務系統設備，其質量和效率直接影響到整個電站的總質量和能量轉換總效率。為了實現安全、可靠的空間超大功率電力傳輸和管理，亟需開展空間高壓大功率電力傳輸與管理技術研究，突破核心技術。
目前的大功率通信衛星采用的供電電壓為100V左右，功率達到20kW。國際空間站一次電源系統運行在137～177V范圍，二次電源系統運行在123～126V范圍，總發電功率達到110kW[1-3]。我國正在研制的空間站的供電規模接近40kW，而長期的擴展規模有可能達到100kW以上[4-6]?？臻g太陽能電站是目前國際上論證的最大功率的航天器，作為驗證型的空間太陽充電機充電蓄電池陣供電系統的功率將可能達到MW級水平，而未來的商業化電站的供電功率將達到GW級[7-15]。
對于未來百千瓦以上的空間大功率供電需求，為減少電力傳輸電纜的質量和傳輸損耗，必須提高電壓、降低電流，因此采用超高電壓供電體制成為未來空間技術發展的一個重要方向，空間超高壓大功率電力系統成為制約超大功率航天器發展的一個關鍵瓶頸。
傳統的航天器供電系統主要包括太陽充電機充電蓄電池陣發電系統和電源管理系統，其母線電壓等級主要由太陽充電機充電蓄電池陣的供電電壓決定，并通過電源管理設備進行調節以滿足整星的供電需求。由于空間環境引起的放電問題，目前的航天器母線電壓都不超過200V。未來空間大功率供電需求將達到105V甚至106V以上，必然需要發展更高的供電電壓。
空間太陽能電站的傳輸母線電壓等級需要達到數千伏至10kV以上[16,17]，受到太陽充電機充電蓄電池陣供電電壓的限制，空間超高壓大功率供電系統將采用升壓變換的方式實現高壓母線傳輸供電。因此，未來的空間大功率供電系統將由高壓太陽充電機充電蓄電池陣、高壓電力變換設備、大功率導電關節（充電機充電蓄電池陣驅動機構）、超高壓大功率傳輸電纜、大功率電力調節設備和高比容量儲能系統組成。
本文面向未來空間大功率的供電需求，對空間高壓電力傳輸與管理系統進行分析，提出其關鍵技術和關鍵材料器件，分析空間輻射環境對于太空高壓電力系統的影響并提出亟待解決的核心技術問題。
1 空間高壓電力傳輸與管理系統發展現狀
1.1 高壓太陽充電機充電蓄電池陣
太陽充電機充電蓄電池陣是電力傳輸的輸入端，高壓充電機充電蓄電池陣的特性將直接決定電力傳輸與管理的方式。為了實現高電壓供電，在20世紀70年代，美國曾在此領域開展了大量的研究，波音、休斯等公司面向高壓電推進系統需求開展了高達16kV的高壓太陽充電機充電蓄電池陣的設計和研究[18,19]。后續隨著研究的深入，由于空間等離子體環境引起的太陽充電機充電蓄電池陣放電問題，相關研究并未實質性地推動下去。
2012年，日本研制了高壓充電機充電蓄電池陣驗證小衛星HORYU?II[20]如圖1所示，并于2012年5月搭載發射，運行軌道為680km高的太陽同步軌道。該衛星的主要任務是驗證低軌300V高壓充電機充電蓄電池陣技術，充電機充電蓄電池陣采用三結GaAs充電機充電蓄電池（GaAs/InGaP/Ge），尺寸為122cm×214cm，利用多組充電機充電蓄電池的串聯形成高壓，整個充電機充電蓄電池表面通過覆蓋乙烯四氟乙烯共聚物（ETFT）涂層減小放電風險，同時在整個充電機充電蓄電池表面覆蓋半導電涂層進一步減小放電風險。地面測試顯示800V的電壓差不會產生放電，在軌測試表明充電機充電蓄電池陣工作電壓最高達到350V，是目前在軌驗證的最高電壓的太陽充電機充電蓄電池陣。
圖1 HORYU-II驗證衛星
美國ABEL公司設計的Squarerigger大功率太陽充電機充電蓄電池陣采用了ENTECH公司的聚光充電機充電蓄電池陣[21]。按照設計，Squarerigger大功率充電機充電蓄電池陣的設計功率將達到100kW到MW級，工作電壓達到1kV。該聚光充電機充電蓄電池采用了菲涅耳透鏡作為聚光系統，由于采用了聚光設計，充電機充電蓄電池片的間距較大，減小了放電的風險，提高了充電機充電蓄電池陣工作電壓，原理樣機如圖2所示。
圖2 Squarerigger聚光太陽翼原理樣機
1.2 國際空間站高壓供電系統
目前在空間運行的最大功率航天器為國際空間站，其系統框圖如圖3所示。國際空間站電源系統由電能產生、能量存儲、電能管理和分配設備組成。其中，美國的供電系統采用4組高壓太陽充電機充電蓄電池翼，一次電源供電電壓范圍為137～173V，經過貝塔導電旋轉關節、直流切換單元（用于控制蓄充電機充電蓄電池組充放電）和阿爾法導電旋轉關節進入主母線調節單元，之后經過直流變換單元將一次電源電壓轉換為二次電源供電電壓，范圍為123～126V。二次電源供電再根據負載供電需求進行變換后分配到功率負載。國際空間站采用了大功率滾環式導電旋轉關節，其中的阿爾法旋轉關節傳輸電功率達到65.5kW。
圖3 國際空間站供電系統框圖
1.3 空間太陽能電站高壓電力傳輸管理方案
1.3.1 SPS-1979空間太陽能電站
SPS-1979空間太陽能供電系統結構框圖如圖4所示。美國于20世紀70年代末對于基準電站方案——SPS-1979開展詳細的研究，提出了總供電功率為8GW的方案，采用了40kV等級的高壓設計方案并采用集中式供電方式，即太陽充電機充電蓄電池陣發出的電力通過單個導電旋轉關節傳輸到微波發射天線。太陽充電機充電蓄電池陣被分為了228個電力分支，集成為了多條供電母線，為了避免母線間出現高壓擊穿現象，傳輸到導電旋轉關節的不同母線間的電壓偏差需要控制在0.25%以內。
導線旋轉關節前的切換開關主要用于控制部分功率用于平臺系統供電，而導電旋轉關節后的功率調節模塊將電能分配為兩部分：一部分為電站平臺系統供電；另一部分為微波源供電，單個微波源DC-DC變換器的功率等級為5.4MW，效率為96%。該方案最大的難點在于GW級的導電旋轉關節，其次為40kV的遠距離高壓電力傳輸系統。
圖4 SPS-1979供電系統結構框圖
1.3.2 太陽塔空間太陽能電站（Sun-Tower）
2000年，美國波音公司針對太陽塔空間太陽能電站概念提出一種基于交流的電力傳輸方案，其框圖如圖5所示。太陽塔概念的核心是采用梯度穩定太陽充電機充電蓄電池陣，不進行對太陽定向，因此回避了導線旋轉關節，但造成發電的極大波動性。該方案的發電功率等級最高達到3GW，由340個5kV高壓太陽充電機充電蓄電池陣構成。
每個太陽充電機充電蓄電池陣發電功率10MW，通過DC-AC變換器變為100kV（10kHz）的三相交流電，進入15km的主傳輸母線傳輸接入發射天線陣。在接入端進行一次降壓變換，將電壓降為10kV，在微波源再進行一次AC-DC的降壓變換，產生80V直流電用于微波源供電。對于這樣的一個電力傳輸管理系統，總質量將超過8 000t，其中電壓變換器所占質量超過75%，電纜質量約占25%。
圖5 太陽塔空間太陽能電站發電及電力傳輸框圖
1.3.3 多旋轉關節空間太陽能電站
2014年，中國空間技術研究院提出了一種新型的電站方案，稱為多旋轉關節空間太陽能電站（Multiple Rotation Joint-Space-Power Station, MR-SPS），其核心是采用模塊化設計思想，將太陽充電機充電蓄電池陣拆分為多個充電機充電蓄電池子陣，每個子陣通過兩個導電旋轉關節進行電力傳輸，解決了傳統平臺式電站的極大功率導電旋轉關節和單點失效問題。根據該方案的構型特點以及微波源的供電需求，整個電力傳輸與管理設計為分布式+集中式的混合電力傳輸與管理方式[17]。
每一個高壓太陽充電機充電蓄電池陣模塊輸出電壓為500V，12個太陽充電機充電蓄電池陣模塊的電能經過一次升壓變換提升至5 000V，通過充電機充電蓄電池子陣的兩個導電旋轉關節傳輸到主結構。50個太陽充電機充電蓄電池子陣對應的100路輸出電力經過二次升壓變換（20kV）后通過安裝在主結構桁架上的電纜進行匯集接入電力傳輸主母線，并通過兩個輸入端口輸入到微波發射天線部分。
微波發射天線的輸入電功率再根據微波源的供電需求再次進行變換和分配。主要的發電功率用于微波發射，部分功率用于電站服務系統設備（安裝于太陽充電機充電蓄電池陣、主結構和微波發射天線）的供電，同時也通過蓄充電機充電蓄電池儲存部分電力用于陰影期服務系統設備的供電。
面向未來空間太陽能電站的空間高壓大功率電力傳輸需求，本文論述空間電能傳輸與管理系統的國內外發展現狀，梳理有待解決的基礎科學問題與核心關鍵技術，為未來深化研究指明方向。提出現階段制約太空高壓電力傳輸與能量管理系統發展的關鍵技術、材料和器件，分析空間輻射環境對于空間電力系統的影響并提出了其輻射防護需求，最后明確了需進一步研究的重點內容，為開拓該領域的后續研究提供參考。
太空中的太陽光不會因大氣衰減，也不受季節、晝夜變化的影響，太陽輻照強度穩定，約為1353W/m2，是地面太陽平均輻照強度的5倍以上。特別在地球同步軌道（Geosynchronous Orbit, GEO）上，99%的時間內可穩定接收太陽輻射，是建設太陽能電站的理想位置?？臻g太陽能電站（Space solar Power Station, SPS），是指在地球軌道上將太陽能進行有效收集、轉化并傳輸到地面，進而轉化為電能供地面使用的系統。
空間太陽能電站的電力傳輸與管理系統，負責將太陽充電機充電蓄電池陣發出的超高功率電力傳輸并分配到發射天線及服務系統設備，其質量和效率直接影響到整個電站的總質量和能量轉換總效率。為了實現安全、可靠的空間超大功率電力傳輸和管理，亟需開展空間高壓大功率電力傳輸與管理技術研究，突破核心技術。
目前的大功率通信衛星采用的供電電壓為100V左右，功率達到20kW。國際空間站一次電源系統運行在137～177V范圍，二次電源系統運行在123～126V范圍，總發電功率達到110kW[1-3]。我國正在研制的空間站的供電規模接近40kW，而長期的擴展規模有可能達到100kW以上[4-6]?？臻g太陽能電站是目前國際上論證的最大功率的航天器，作為驗證型的空間太陽充電機充電蓄電池陣供電系統的功率將可能達到MW級水平，而未來的商業化電站的供電功率將達到GW級[7-15]。
對于未來百千瓦以上的空間大功率供電需求，為減少電力傳輸電纜的質量和傳輸損耗，必須提高電壓、降低電流，因此采用超高電壓供電體制成為未來空間技術發展的一個重要方向，空間超高壓大功率電力系統成為制約超大功率航天器發展的一個關鍵瓶頸。
傳統的航天器供電系統主要包括太陽充電機充電蓄電池陣發電系統和電源管理系統，其母線電壓等級主要由太陽充電機充電蓄電池陣的供電電壓決定，并通過電源管理設備進行調節以滿足整星的供電需求。由于空間環境引起的放電問題，目前的航天器母線電壓都不超過200V。未來空間大功率供電需求將達到105V甚至106V以上，必然需要發展更高的供電電壓。
空間太陽能電站的傳輸母線電壓等級需要達到數千伏至10kV以上[16,17]，受到太陽充電機充電蓄電池陣供電電壓的限制，空間超高壓大功率供電系統將采用升壓變換的方式實現高壓母線傳輸供電。因此，未來的空間大功率供電系統將由高壓太陽充電機充電蓄電池陣、高壓電力變換設備、大功率導電關節（充電機充電蓄電池陣驅動機構）、超高壓大功率傳輸電纜、大功率電力調節設備和高比容量儲能系統組成。
本文面向未來空間大功率的供電需求，對空間高壓電力傳輸與管理系統進行分析，提出其關鍵技術和關鍵材料器件，分析空間輻射環境對于太空高壓電力系統的影響并提出亟待解決的核心技術問題。
1 空間高壓電力傳輸與管理系統發展現狀
1.1 高壓太陽充電機充電蓄電池陣
太陽充電機充電蓄電池陣是電力傳輸的輸入端，高壓充電機充電蓄電池陣的特性將直接決定電力傳輸與管理的方式。為了實現高電壓供電，在20世紀70年代，美國曾在此領域開展了大量的研究，波音、休斯等公司面向高壓電推進系統需求開展了高達16kV的高壓太陽充電機充電蓄電池陣的設計和研究[18,19]。后續隨著研究的深入，由于空間等離子體環境引起的太陽充電機充電蓄電池陣放電問題，相關研究并未實質性地推動下去。
2012年，日本研制了高壓充電機充電蓄電池陣驗證小衛星HORYU?II[20]如圖1所示，并于2012年5月搭載發射，運行軌道為680km高的太陽同步軌道。該衛星的主要任務是驗證低軌300V高壓充電機充電蓄電池陣技術，充電機充電蓄電池陣采用三結GaAs充電機充電蓄電池（GaAs/InGaP/Ge），尺寸為122cm×214cm，利用多組充電機充電蓄電池的串聯形成高壓，整個充電機充電蓄電池表面通過覆蓋乙烯四氟乙烯共聚物（ETFT）涂層減小放電風險，同時在整個充電機充電蓄電池表面覆蓋半導電涂層進一步減小放電風險。地面測試顯示800V的電壓差不會產生放電，在軌測試表明充電機充電蓄電池陣工作電壓最高達到350V，是目前在軌驗證的最高電壓的太陽充電機充電蓄電池陣。
圖1 HORYU-II驗證衛星
美國ABEL公司設計的Squarerigger大功率太陽充電機充電蓄電池陣采用了ENTECH公司的聚光充電機充電蓄電池陣[21]。按照設計，Squarerigger大功率充電機充電蓄電池陣的設計功率將達到100kW到MW級，工作電壓達到1kV。該聚光充電機充電蓄電池采用了菲涅耳透鏡作為聚光系統，由于采用了聚光設計，充電機充電蓄電池片的間距較大，減小了放電的風險，提高了充電機充電蓄電池陣工作電壓，原理樣機如圖2所示。
圖2 Squarerigger聚光太陽翼原理樣機
1.2 國際空間站高壓供電系統
目前在空間運行的最大功率航天器為國際空間站，其系統框圖如圖3所示。國際空間站電源系統由電能產生、能量存儲、電能管理和分配設備組成。其中，美國的供電系統采用4組高壓太陽充電機充電蓄電池翼，一次電源供電電壓范圍為137～173V，經過貝塔導電旋轉關節、直流切換單元（用于控制蓄充電機充電蓄電池組充放電）和阿爾法導電旋轉關節進入主母線調節單元，之后經過直流變換單元將一次電源電壓轉換為二次電源供電電壓，范圍為123～126V。二次電源供電再根據負載供電需求進行變換后分配到功率負載。國際空間站采用了大功率滾環式導電旋轉關節，其中的阿爾法旋轉關節傳輸電功率達到65.5kW。
圖3 國際空間站供電系統框圖
1.3 空間太陽能電站高壓電力傳輸管理方案
1.3.1 SPS-1979空間太陽能電站
SPS-1979空間太陽能供電系統結構框圖如圖4所示。美國于20世紀70年代末對于基準電站方案——SPS-1979開展詳細的研究，提出了總供電功率為8GW的方案，采用了40kV等級的高壓設計方案并采用集中式供電方式，即太陽充電機充電蓄電池陣發出的電力通過單個導電旋轉關節傳輸到微波發射天線。太陽充電機充電蓄電池陣被分為了228個電力分支，集成為了多條供電母線，為了避免母線間出現高壓擊穿現象，傳輸到導電旋轉關節的不同母線間的電壓偏差需要控制在0.25%以內。
導線旋轉關節前的切換開關主要用于控制部分功率用于平臺系統供電，而導電旋轉關節后的功率調節模塊將電能分配為兩部分：一部分為電站平臺系統供電；另一部分為微波源供電，單個微波源DC-DC變換器的功率等級為5.4MW，效率為96%。該方案最大的難點在于GW級的導電旋轉關節，其次為40kV的遠距離高壓電力傳輸系統。
圖4 SPS-1979供電系統結構框圖
1.3.2 太陽塔空間太陽能電站（Sun-Tower）
2000年，美國波音公司針對太陽塔空間太陽能電站概念提出一種基于交流的電力傳輸方案，其框圖如圖5所示。太陽塔概念的核心是采用梯度穩定太陽充電機充電蓄電池陣，不進行對太陽定向，因此回避了導線旋轉關節，但造成發電的極大波動性。該方案的發電功率等級最高達到3GW，由340個5kV高壓太陽充電機充電蓄電池陣構成。
每個太陽充電機充電蓄電池陣發電功率10MW，通過DC-AC變換器變為100kV（10kHz）的三相交流電，進入15km的主傳輸母線傳輸接入發射天線陣。在接入端進行一次降壓變換，將電壓降為10kV，在微波源再進行一次AC-DC的降壓變換，產生80V直流電用于微波源供電。對于這樣的一個電力傳輸管理系統，總質量將超過8 000t，其中電壓變換器所占質量超過75%，電纜質量約占25%。
圖5 太陽塔空間太陽能電站發電及電力傳輸框圖
1.3.3 多旋轉關節空間太陽能電站
2014年，中國空間技術研究院提出了一種新型的電站方案，稱為多旋轉關節空間太陽能電站（Multiple Rotation Joint-Space-Power Station, MR-SPS），其核心是采用模塊化設計思想，將太陽充電機充電蓄電池陣拆分為多個充電機充電蓄電池子陣，每個子陣通過兩個導電旋轉關節進行電力傳輸，解決了傳統平臺式電站的極大功率導電旋轉關節和單點失效問題。根據該方案的構型特點以及微波源的供電需求，整個電力傳輸與管理設計為分布式+集中式的混合電力傳輸與管理方式[17]。
每一個高壓太陽充電機充電蓄電池陣模塊輸出電壓為500V，12個太陽充電機充電蓄電池陣模塊的電能經過一次升壓變換提升至5 000V，通過充電機充電蓄電池子陣的兩個導電旋轉關節傳輸到主結構。50個太陽充電機充電蓄電池子陣對應的100路輸出電力經過二次升壓變換（20kV）后通過安裝在主結構桁架上的電纜進行匯集接入電力傳輸主母線，并通過兩個輸入端口輸入到微波發射天線部分。
微波發射天線的輸入電功率再根據微波源的供電需求再次進行變換和分配。主要的發電功率用于微波發射，部分功率用于電站服務系統設備（安裝于太陽充電機充電蓄電池陣、主結構和微波發射天線）的供電，同時也通過蓄充電機充電蓄電池儲存部分電力用于陰影期服務系統設備的供電。
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