小卫星(SmallSats)标志着太空探索进入新时代，其特点是航天器质量低于 180 千克 [1]。与传统卫星不同，得益于技术的小型化，小卫星能以更低成本和更快速度进入太空。

其中，CubeSat(立方星)是最常见的标准(图 1)。基于边长为 10 厘米的立方体模块(称为"1U")，CubeSat 可以组合(例如获得 2U、3U 和 6U 的外形尺寸)以增强操作能力。

图1

许多此类卫星采用商用现成(COTS)组件设计。此外，它们通常作为次级有效载荷发射，从而显著降低任务成本。

这类卫星最初为学术研究而开发，但现在已用于多种应用，包括地球监测、全球电信和科学研究。

电力系统(EPS)是任何航天器中最关键的分系统之一。对于 CubeSat 和小卫星而言，它通常也是约束最多的分系统。产生多少能量、如何存储、以及如何调节和分配，都是工程师必须做出的设计选择。这些选择必须符合发射器在体积、质量预算和可用太阳能电池阵列表面积方面的技术约束。

本文探讨小卫星 EPS 的关键功能模块：通过最大功率点跟踪(MPPT)太阳能电池阵列发电、通过稳压充电架构进行电池管理，以及设计中每个组件都需考虑的 SWaP-C 概念。

EPS 架构的主要组成部分

EPS 架构包含两个主要部分(图 2)：一次电源系统(PPS)和功率调节与分配单元(PCDU)。PPS 负责从太阳能电池阵列产生原始电能，并将能量存储在电池组中。

图2

PPS 提供未经稳压的总线电压，因为太阳能电池和电池的输出取决于轨道温度、太阳角度和充电状态。这种原始且波动的能量对于直接为敏感的飞行计算机或通信硬件供电而言，还不够安全或稳定。

PCDU 的首要任务是进行调节，通常采用 MPPT 来最大化太阳能电池阵列的效率。在此阶段，使用 DC-DC 降压/升压转换器将波动的电压降低/升高到稳定的稳压轨。

除了稳压功能外，PCDU 还将电力分配给某些分系统，并监测其状态以发现辐射引起的故障。它通常提供过流保护和闩锁恢复 [2]，以确保一个有效载荷的短路不会威胁整个航天器。

尽管 CubeSat 可能将这两个系统物理集成到一块 PCB 上，但它们在功能上仍然是分开的。

太阳能发电

大多数在低地球轨道(LEO)运行的 CubeSat 和小卫星使用光伏电池作为其主要电源 [3]。根据 NASA [4] 的数据，截至 2021 年，超过九成的纳米卫星和小卫星航天器依赖太阳能电池板搭配可充电电池。

替代方案，即放射性同位素热电发电机(RTG)或核反应堆，无论从技术还是后勤角度，对于小型平台都不可行。

现代航天级太阳能电池通常采用 III-V 族材料，如砷化镓(GaAs)。三结电池是最常见的选择，因为它们在效率和成本之间提供了良好的平衡。这些高效率电池非常适合可用电池板面积有限的小型平台。

比效率更相关的指标是比功率(单位：W/kg)，即产生功率与阵列质量之比。它同时考虑了电池性能和结构质量。太空任务提供的经验数据表明，大多数航天器太阳能电池阵列的比功率约为 30 W/kg，记录到的最大值约为 200 W/kg。

MPPT 与 DET 的对比

太阳能电池不输出固定的电压或电流：其输出取决于光照水平、温度及其所接的负载。如图 3 所示，太阳能电池阵列的电流-电压(I-V)特性曲线呈膝形，电压和电流的乘积(功率)在称为最大功率点(MPP)的特定工作点达到最大值。

图3

为使太阳能电池阵列持续在 MPP 或接近 MPP 处运行，需要使用 MPPT 控制技术。MPPT 转换器放置在太阳能电池阵列和总线之间，调整其输入阻抗，使阵列始终看到能使其输出最大功率所需的负载。

最常用的寻找 MPP 算法是扰动观察法 [5]，转换器对其工作点做一个小改变，并测量输出功率是增加还是减少，然后朝最优方向步进。

更复杂的算法，如增量电导法，能更快地跟踪 MPP，且稳态振荡更小。这在从全日照到地影的快速转换期间，或在改变电池板光照的姿态机动期间非常有用。

MPPT 在小卫星上的实际好处是，它将阵列工作电压与电池总线电压解耦 [6]。另一种替代 MPPT 的技术是直接能量传递(DET)。

这种方案将阵列直接连接到稳压总线或电池，阵列在总线电压下工作。因此，在许多条件下，其工作点可能远离 MPP。这意味着 DET 大部分时间被迫在"非峰值"状态下运行。

MPPT 在电池板温度频繁变化的环境中尤其有用，例如在 LEO 中，卫星大约每 90 分钟进出一次全日照和深地影。MPPT 转换器提高了效率，但需要更多组件，存在开关损耗，并增加了控制复杂性。

DET 方案的主要优点是其固有的过压保护，通常通过使用分流稳压器和整流器实现。这使得该方案更适用于必须无故障运行数年的大型卫星，例如欧空局(ESA)哥白尼计划中的哨兵任务 [7]。

电池管理与充电调节

小卫星中最常用的电池类型是锂离子(Li-ion)和锂聚合物(LiPo)电池。它们具有高比能量、可接受的循环寿命(适用于 1 至 5 年的典型 LEO 任务寿命)，并且在电子供应链中具有良好的可获得性。

许多 CubeSat 项目依赖商用现成(COTS)电芯。由于任务寿命较短且 LEO 辐射环境相对有利，因此降低的鉴定开销是合理的。

需要电池管理系统(BMS)来保护电池组并正确充电。BMS 监测电芯电压和温度，防止过充和过放情况。更先进的实现包括电芯均衡、充电状态(SOC)估算和故障隔离。

电芯不均衡可能导致多电芯组提前失效。如果一个电芯比其他电芯先达到其电压限制，则必须中断充电，即使其他电芯还有更多容量。有源或无源均衡电路传递电荷，以使电芯在数千次充放电循环中保持匹配。

在 EPS 中，充电调节是一个关键设计。小卫星设计中广泛采用的一种方法是顺序开关分流稳压器(S3R)。该概念最初由欧空局(ESA)开发，并已成为许多中大型航天器电源系统的标准。

S3R 拓扑将太阳能电池阵列分成多个部分，每个部分由一个分流开关控制。当电池接近充满电，且阵列产生的功率超过总线负载需求时，各个部分被逐步分流(短路)以消耗多余功率。

然后，电池充电器在一个单独的控制支路上运行，施加定义的充电电流和电压曲线。通过这种方式，可以获得一个稳定、稳压的总线电压，该电压与电池的充电状态无关。太阳能电池阵列产生的任何多余功率都在分流元件中耗散，而不会强制充入电池。

S3R 方法对小卫星有一些优点。它具有固有的容错性：开路失效的分流器只会使该阵列部分永久激活，而短路失效的分流器则会移除一个部分。

此外，它没有升压或降压转换器的电感器和开关损耗，因此能产生低纹波的清洁总线电压。其主要缺点是将多余太阳能作为热量浪费在分流器中，因此需要足够的热管理。

SWaP-C

尺寸、重量、功率和成本(SWaP-C)是一组约束，定义了每个 CubeSat 和小卫星 EPS 的设计空间。它不仅适用于 EPS 本身，也适用于 EPS 必须供电的每个分系统。

尺寸受 CubeSat 标准(xU 单位)或运载火箭可用的有效载荷体积限制。EPS 板必须适应分配的空间，这直接限制了组件的数量和尺寸、电池组容量以及太阳能电池板面积。

重量由每公斤发射成本和运载火箭的动态载荷能力决定。例如，在一个总质量预算约为 4 公斤的 3U CubeSat 上，一个 500 克的 EPS 就占航天器质量分配的八分之一。

CubeSat 上的功耗对任务提出了严格的要求。机载计算机、无线电、姿态控制执行器和有效载荷都构成了总功率预算，范围从 1U 卫星的 1–2 瓦到较大 12U 单元的 50–150 瓦不等。

EPS 设计人员不仅必须提供所需的功率，还必须以高转换效率实现，因为在转换器中每损失一瓦热量，都代表着浪费的电池容量，并且可能在缺乏对流冷却的密封机箱中造成热管理问题。

成本是制约其他所有因素的约束。基于氮化镓(GaN)的高效率负载点(PoL)转换器比硅替代品效率更高，但如果其成本高出三倍，而任务预算固定，那么硅器件可能是更优的工程选择。

对于标准任务，COTS EPS 板的日益普及显著降低了成本和开发时间。然而，当任务具有不寻常的电压要求、非常高的功率水平或特定的耐辐射要求时，定制 EPS 设计仍然很常见。

在定制设计的情况下，必须设计整个配电链以最小化损耗。一个以 80% 端到端效率将太阳能转换为稳压负载功率的系统，会在链路中的每一点损失 20% 的能量作为热量，并且在地影期间，这些损失的能量来自电池而非电池板。考虑到 45 分钟的地影期和一个 5 Wh 的电池，转换效率提高 5% 就可以扩展任务的操作裕度。