基于皮卫星的数字化智能航天电源系统设计

进入21世纪以来，微小卫星（micro-satellite）以其较高的功能密度，先进的技术性能以及发射与运行过程中的高度的灵活性，逐渐成为国际航天技术研究领域的重要发展方向。按照当前国际通行的卫星分类方法，重量在0.1～1kg之间的微小卫星可称为皮卫星（pico-satellite）[1]。对于以皮卫星为代表的微小卫星而言，由于其太阳能帆板面积十分有限，同时面临复杂多变的空间环境，因此要求卫星电源系统具有高效率、高能量密度与控制自主化的特点，这是目前一般工业电源所难以达到的。

本文针对皮卫星电源系统的特点开发了一套智能化、高效率的数字化电源系统，其智能化设计主要体现在：通过多种测量电路对电源系统各关键节点的电压、电流等重要信号进行实时采集、处理与分析，随时掌握电源系统的能量输入、贮存与输出以及实时效率等重要参数；在数据采集基础上，通过微控制器及其控制软件的处理，合理地采取峰值功率跟踪（MPPT）、充放电调节(BCR/BDR)等控制策略，控制电源系统工作状态，跟踪最大输入功率点；针对不同空间任务需求与能量界面参数，通过调整软件灵活地进行电源运行实验；通过串口通信方式与上位机通信，为卫星电源系统测控以及数据储存与传输提供了良好条件。

2 皮卫星智能电源系统的硬件设计

皮卫星智能电源系统基于“太阳能电池阵——电源控制系统——蓄电池组”拓扑结构进行设计[2]。电源控制系统作为整个电源系统的核心部分，主要由以下几个部分构成：微控制单元、一次母线电压调节单元（即峰值功率跟踪单元）、二次母线电压调节单元（即放电调节单元）、充电调节单元、电压电流信号采集单元、信号处理单元、串行通信单元等。

电源控制系统的基本工作流程为：根据预先设定的空间环境参数，由太阳电池阵模拟器形成电源系统的初始输入；初始输入经过一次母线电压调节单元的调节，形成与蓄电池组工作电压相匹配的一次母线电压7.2V～8.4V，同时完成对输入峰值功率的跟踪与锁定；供给二次母线的功率经过二次母线调节器的调节，分别为星上负载提供5V与3.3V两种二次母线电压；电压电流信号采集单元不断采集初始输入、一次母线、蓄电池组、二次母线等各关键节点的电压电流信号，经由电压跟随器、一阶滤波电路与多路信号选通芯片，送入微控制单元进行A/D转换；微控制器根据各关键节点信号，经过进一步的处理与分析，向各级母线调节单元及充电控制单元发出控制信号，同时通过串行通信单元向上位机传送数据。

1.1 微控制单元

微控制单元电路以ATMEL 公司推出的ATmega8L单片机为核心，配以MAX 397双8通道模拟多路器与MAX 6129参考电压源等外围设备组成，如图2所示。ATmega8L单片机是一款基于AVR RISC的低功耗CMOS的8位高档单片机，具有接近1 MIPS/MHZ的高速运行处理能力。ATmega8L具有23路可编程多功能I/O端口，八通道10位A/D转换和三通道16位以内的PWM输出功能，因此在系统中完成10位信号A/D转换与处理，MPPT算法实现以及31.25KHz PWM控制信号输出等重要功能。

1.2 一次母线电压调节单元（峰值功率跟踪单元）

一次母线电压调节单元电路以Boost DC/DC电压变换电路为核心，同时增加了以两个MOSFET组合而成的一次母线控制开关，如图3所示。Boost电压变换电路由MOSFET开关管Q1，续流二极管D3、D4，储能电感L2与滤波电容C13组成，升压变换比满足

M = Vout/Vin = 1/ (1-D) （1）

由于一次母线输出电压Vout被钳位在蓄电池组工作电压，即7.2V～8.4V区间某特定值，则调整微处理单元发出的PWM控制信号占空比D，可调整输入电压（即太阳电池阵输出电压）Vin。在此基础上，调用峰值功率跟踪（MPPT）算法，实现太阳电池阵输出功率最大化。

1.3 电流电压信号采集单元

信号采集单元以MAX4373F电流传感放大器与分压精密电阻为核心，采集初始输入、一次母线、蓄电池组、5/3.3V二次母线等6处节点的电压电流信号。信号送入集成运放LM234进行电压跟随，再经过一阶R-C滤波电路滤去纹波，最终送入MAX397等待A/D转换。

1.4 充电调节器单元

蓄电池组充电调节器由n-MOSFET与p-MOSFET组合电子开关构成，具体结构同图3右侧的电子开关。充电过程中，MOSFET驱动器输出高电平信号，则n-MOSFET IRF3205导通，使p-MOSFET IRF4905的G极电压近似为0，此时IRF4905的S极与G极间电压为正，使IRF4905导通。当蓄电池组达到满充电压时，微处理单元控制电子开关关断。

1.5 二次母线电压调节单元（放电调节单元）

由于输出电压为特定值，二次母线电压调节单元中采用了MAX649（5V输出）、MAX651（3.3V输出）的Buck型DC/DC降压变换控制芯片。MAX649、MAX651芯片将4.0V～16.5V范围内的任意的一次母线电压分别转换为3.3V与5V，供给星上各分系统的能量需求。当输出电流处于10mA～1.5A范围内，芯片功率转换效率可达到90％以上。

放电调节器同样由受微控制单元驱动的n-MOSFET与p-MOSFET组合电子开关构成。

1.6 串行通信单元

串行通信单元电路以双通道串口通信驱动芯片MAX232为核心，使用串口通信标准EIA-RS-232C协议。MAX232将单片机输出的TTL电平信号 “逻辑1电平+5V，逻辑0电平0V”，转化为上位机RS-232C信号“逻辑1电平-5～-15V，逻辑0电平+5～+15V”。

3 皮卫星智能电源系统的软件与算法设计

3.1 皮卫星电源系统控制软件基本流程

电源系统控制软件流程主要以“信号巡回检测→PWM控制信号调整→系统运行参数传输→再次信号巡回检测”过程为主干，并在“巡检→控制→数据传输”过程中增加充电控制、放电控制等分支控制功能。控制软件采用模块化思想设计，由系统初始化模块，多路A/D转换模块、数字滤波模块、数据分析与控制模块、串口通信模块等组成[3]。

3.2 基于模糊控制逻辑的电导增量MPPT算法

皮卫星智能电源系统主要依靠软件中的MPPT算法实现其功率的最大化。MPPT算法原理在于：在一定的温度与光强条件下，卫星电源使用的太阳电池阵的输出电压与电流存在着非线性的关系，当输出电压到达特定值Vmp，与对应电流值Imp之间乘积达到最大值，即为太阳电池阵峰值输出功率点Pmp。

在峰值功率点处，输出功率对输出电压的微分

dP/dV = d(VI)/dV = I+V dI/dV = 0 　　（2）

进一步推导，可得：-dI/dV = I/V 　　　（3）

由此关系，建立基于模糊控制逻辑的电导增量MPPT算法。

其中，V(n),V(n-1),I(n),I(n-1)分别为当前时刻与上一时刻的太阳电池阵输出电压、电流值，D(n),D(n+1)分别为当前时刻与下一时刻的占空比，△D为占空比调整步长。根据采集的电流、电压信号，微处理单元不断增减PWM信号占空比，利用Boost电压变换电路调整太阳电池阵的输出电压，从而使工作点到达峰值功率点Pmp，卫星电源系统获得最大的输出功率。

进一步，在基本算法的基础上引入模糊控制逻辑，其作用为加快峰值功率跟踪的速度。模糊逻辑控制器的两个输入变量分别取为当前时刻电导增量差值e(n)= -dI/dV- I/V和占空比调整步长△D(n)，输出变量取为下一时刻的占空比调整步长△D(n+1)。然后建立相应的隶属度函数与模糊规则库，此处从略。模拟实验表明，在标准空间环境条件(AM0,25℃)下，引入模糊控制逻辑后的电导增量MPPT算法，其峰值功率跟踪所需时间减少了60％以上。

4 结论

本文针对皮卫星电源系统的特点开发了一套智能化的航天电源系统，该电源系统以ATmega8L单片机为核心，对电源系统各关键节点的信号进行实时采集与处理，并运用峰值功率跟踪等控制策略，控制系统工作状态。模拟实验表明，该电源系统在标准空间环境条件(AM0,25℃)下，峰值功率跟踪性能良好，最大输入功率达到约2.75W，电源整体效率保持在82％以上。

本文创新点：采用ATmega8L单片机为核心控制器，在航天电源系统中实现了运行参数实时采集、系统自主功率跟踪、充放电调节以及上、下位机数据通信等智能化控制方法；提出了基于模糊控制逻辑的电导增量MPPT算法，快速实现对电源系统输入峰值功率的跟踪。