标准编号:	GJB 9632-2019
中文名称:	低轨航天器高压母线电源系统规范
英文名称:	Specification for low orbit spacecraft high-voltage power supply system
行业分类:	GJB    国家军用行业标准
发布日期:	2019-12-08
实施日期:	2020-1-1
标准状态:	valid
翻译语言:	英文
文件格式:	PDF
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Codeofchina.com is in charge of this English translation. In case of any doubt about the English translation, the Chinese original shall be considered authoritative. This specification was proposed by the Equipment Department of Aerospace Systems Department of PLA Strategic Support Force. Specification for low orbit spacecraft high-voltage power supply system 1 Scope This specification specifies the technical requirements, quality assurance regulations, delivery preparation and instructions of 100V high-voltage power supply system and its products for low orbit manned spacecraft. This specification is applicable to the development, test and acceptance of high-voltage fully regulated bus power supply system (hereinafter referred to as power supply system) with bus voltage of 100V for low orbit manned spacecraft. 2 Normative references The following normative documents contain provisions which, through reference in this text, constitute provisions of this specification. For dated or version indicated reference, subsequent amendments (excluding corrections), or revisions, of any of these publications do not apply to this specification. However, parties to agreements based on this specification are encouraged to investigate the possibility of applying the most recent editions of the normative documents indicated below. For undated references or references with version not indicated, the latest edition of the normative document referred to applies. GB/T 191 Packaging — Pictorial Marking for Handling of Goods GJB 150.5A-2009 Laboratory environmental test methods for military materiel — Part 5: Temperature shock test GJB 150.15A-2009 Laboratory environmental test methods for military materiel — Part 15: Acceleration test GJB 150.16A-2009 Laboratory environmental test methods for military materiel — Part 16: Vibration test GJB 150.17A-2009 Laboratory environmental test methods for military materiel — Part 17: Acoustic noise test GJB 150.18A-2009 Laboratory environmental test methods for military materiel — Part 18: Impact test GJB 151A-1997 Electromagnetic emission and susceptibility requirements for military equipment and subsystems GJB 152A Electromagnetic emission and susceptibility measurements for military equipment and subsystems GJB 1181 Packaging, handling, storage and transportability program requirements (for systems and equipment) GJB 2042A-2012 General specification for electrical power system of satellite GJB 2602-1996 General specification for space solar cell arrays GJB 2831A-2009 General specification for hermetically sealed nickel-hydrogen rechargeable cells in spacecraft GJB 2998 Mark of satellite products GJB 4038-2000 General specification for solar cell array mechanisms GJB 5174-2003 General specification for solar array drive assembly of tracking the sun GJB 6789-2009 General specification for lithium-ion rechargeable cells in spacecraft GJB/Z 35-1993 Derating criteria for electrical, electronic and electromechanical parts GJB/Z 1391 Guide to failure mode, effects and criticality analysis QJ 1019 Measurement method for electrical characteristics of solar cells QJ 2630.1 Space environment test methods for satellite components — Thermal vacuum test QJ 2630.3 Space environment test methods for satellite components — Vacuum discharge test 3 Requirements 3.1 Composition The composition of power supply system shall include: a) power generator: semi-rigid or flexible solar cell array; b) energy storage device: nickel-hydrogen battery pack or lithium-ion battery pack; c) sun-tracking device: including driving mechanism and actuator; d) power supply control device: including control equipment to realize the functions of main error amplification signal, shunt regulation, discharge regulation, charging control and bus filtering. 3.2 Performance requirements 3.2.1 Power bus 3.2.1.1 Bus voltage Nominal bus voltage: 100V. 3.2.1.2 Adjustment degree of bus voltage In regulation domain, the bus voltage regulation degree is within ±3%. 3.2.1.3 Bus voltage jump rate when entering in or exiting from shadow The voltage jump rate of bus shall be no more than 3.5V/ms and the voltage disturbance caused by bus shall be no more than 10%. 3.2.1.4 Output impedance of bus voltage Output impedance of bus shall be no more than 70 mΩ. 3.2.1.5 Bus ripple voltage In the frequency range of 10 kHz ~ 10 MHz and under rated output voltage and rated resistive load, the peak-to-peak ripple voltage of power supply system shall be no more than 500mV(p-p). 3.2.1.6 Transient characteristics of bus voltage When the transient of load current is less than 50% of the rated load, the bus output voltage shall not exceed 5% of the nominal bus voltage, and the adjustment time to dropping the voltage to within 1% of the nominal voltage shall not exceed 20ms. When the transient of load current exceeds 50% of the rated load, the bus output voltage shall not exceed 10% of the nominal bus voltage, and the adjustment time to dropping the voltage to within 1% of the nominal voltage shall not exceed 20ms. 3.2.1.7 Surge current The surge current provided by the bus shall meet the requirements of the maximum surge current when multiple loads are powered at the same time. The surge current rising slope is generally not less than 1×106A/s, and its duration is not less than 5ms, and the surge amplitude is not more than 50% of the rated load current of the bus. Under the above surge current, the voltage disturbance caused by bus shall not exceed 5%. 3.2.1.8 Power margin The output power margin of the power bus shall be at 5% ~ 10%. 3.2.2 Power supply of initiating explosive device Battery pack tap method is generally adopts for large pulse current power supply device like initiating explosive devices, generally adopts cell tap mode, and can meet the voltage requirements of initiating explosive devices under specified working temperature conditions. 3.2.3 Power generator 3.2.3.1 Output power The output power of solar cell array is determined by loading power, charging power, transmission loss and power margin of the spacecraft. Meanwhile, factors such as system test error, combination loss, optimal operating point voltage and current, effective illumination and on-orbit operating temperature shall be considered. The output power of end-of-life solar cell array is determined by the maximum output power at its early life, the working temperature of orbital solar cell array, effective illumination, particle radiation, attenuation coefficient of ultraviolet radiation and loss at high-low temperature cycle, etc., which shall meet the requirements of the provisions of special technical documents. 3.2.3.2 Output voltage The output voltage of end-of-life solar cell array is determined by bus voltage, battery pack charging voltage, isolation diode of power supply circuit, sampling resistance, cable voltage drop and other factors. The determination shall be leave with a certain margin. 3.2.3.3 Mechanical characteristics Mechanical characteristics of solar cell array are as follows: a) folded state of solar cell array: 1) the requirements of strength and stiffness under the launching mechanics environment shall be met, the solar cell array shall be free from relative sliding, and the solar panels shall not collide with each other; 2) the first-order natural frequency of the solar cell array in the folded state shall not be coupled with the natural frequency of the spacecraft, and shall meet the requirements of special technical documents of the spacecraft. b) unfolded state of solar cell array: 1) the impact load caused by the unfolding and locked of the solar cell array shall not exceed the impact allowable range of the solar cell array driving device and other components; 2) the first-order bending natural frequency after the solar cell array is unfolding and locked shall not be coupled with the loop frequency of the spacecraft control system; 3) the first-order torsion natural frequency after the solar cell array is unfolding and locked shall not be coupled with the driving frequency of the solar cell array driving device. 3.2.3.4 Thermal characteristics The solar cell array shall be able to withstand the influence of high-low temperature cycle in orbit. The temperature of solar cells shall be no higher than 110°C in illumination area and no lower than -100°C in shadow area. 3.2.3.5 Cell covering rate The requirements for the cell covering rate of solar cell array are as follows: a) the cell covering rate of the unfolding semi-rigid solar cell array is not less than 85%; b) the cell covering rate of flexible solar cell array shall meet the requirements of special technical documents for spacecraft. 3.2.3.6 Anti-blocking For the solar cell array circuit, protective measures shall be taken to prevent hot spots caused by local blocking, and the influence of blocking on the output power of the solar cell array shall be analyzed. 3.2.3.7 Remnant magnetic torques The remnant magnetic torques produced by the solar cell array shall not be greater than 0.4A·m2. 3.2.3.8 Anti-space-radiation and anti-atomic-oxygen The requirements of solar cell array for anti-space-radiation and anti-atomic-oxygen are as follows: a) the total dose equivalent to 1 MeV electron damage during the on-orbit life of the solar cell shall be determined. The ratio of the failure dose to the total dose of electron damage during the on-orbit life shall be no less than 2 times; b) protective measures shall be taken against ultraviolet rays, and the power loss caused by ultraviolet irradiation shall be considered; c) protective measures shall be taken against the corrosion caused by atomic oxygen for materials like polyimide film. 3.2.3.9 Anti-static Anti-static requirements of solar cell array are as follows: a) according to the requirements of 3.7.2, the solar cell array structure shall be grounded with high resistance; b) if the potential difference between adjacent circuits of the solar cell string is not more than 70V, the interval shall be not less than 2mm. 3.2.4 Energy storage device 3.2.4.1 Capacity The actual capacity of the battery pack at the beginning of its life shall be 110% of the rated capacity. The capacity deviation of cell in each battery pack shall not exceed 3% of the rated capacity. 3.2.4.2 Working voltage and charging efficiency 3.2.4.2.1 Working voltage of battery pack Under the worst working conditions (end-of-life, open circuit failure of a cell or a single parallel unit, maximum discharge depth and longest shadow period), the minimum discharge voltage of the battery pack after deducting the line voltage drop shall not be less than the minimum value required by the bus voltage or discharge regulator. Under the worst working conditions (end-of-life, open circuit failure of a cell or a single parallel unit), the highest charging voltage of the battery pack after adding the line voltage drop shall not be greater than the voltage of best working point of the solar cell array or the highest value required by the charging regulator. 3.2.4.2.2 Discharge voltage, charging voltage and charging efficiency of cell The average discharge voltage, charging voltage and ampere-hour charging efficiency of cell on-orbit operation for 3a shall meet the requirements in Table 1. If the cell has been in orbit for more than 3a, it is necessary to analyze and determine the average discharge voltage, charging voltage and charging efficiency according to the ground test data.   Table 1 Average discharge voltage, maximum end-of-charge voltage and charging efficiency of battery pack (on-track 3a) Item Nickel-hydrogen cell Lithium-ion cell Average discharge voltage 1.25V 3.6Va end-of-charge voltage ≤1.65V ≤4.2V Ampere-hour charging efficiency ≥90% ≥95% Average discharge depth ≤30% ≤20% a for lithium cobalt oxides system cell. 3.2.4.3 Temperature gradient The maximum temperature difference between cells in the same cell module shall not exceed 3°C, and the maximum temperature difference between modules in the same pack shall not exceed 5°C. 3.2.4.4 Redundant backup Redundancy is conducted by hot backup with one or two cells. The battery pack shall be able to work if a cell is failed, and still able to work normally if a cell is short-circuited or open-circuited. 3.2.4.5 Anti-open-circuit When a cell in the battery pack is open-circuited, the battery pack shall be able to charge and discharge normally. The requirements for different battery packs are as follows: a) for nickel-hydrogen battery pack, the charging and discharging channels of the battery packs shall be provided when the open circuit fails; b) for lithium-ion battery pack, single parallel connection mode or anti-open-circuit with bypass device may be adopted. 3.2.4.6 Discharge depth, working temperature and cycle life The discharge depth, working temperature and cycle life of the battery pack in orbit for 3a shall meet the requirements in Table 2: Table 2 Average discharge depth, optimum working temperature and cycle life Item Nickel-hydrogen cell Lithium-ion cell Average discharge depth ≤30% ≤20% Optimum working temperature 0°C~10°C 10°C~30°C Cycle life 18000 times 18000 times For the cell in orbit for more than 3a, it is necessary to analyze and determine the discharge depth and working temperature according to the ground life test data. 3.2.4.7 Equalization processing For the power supply system using lithium-ion battery pack, the voltage of each cell or parallel single unit in the battery pack shall be controlled within 60mV deviation by means of equalization processor. 3.2.5 Sun-tracking device 3.2.5.1 Electrical property The electrical property of the drive mechanism include: a) the electric transmission capacity (current and voltage) of the conductive ring; b) the transmission voltage drops of conductive ring; c) transmission noise. The electrical performance of the driving mechanism shall meet the requirements of special technical documents for spacecraft. 3.2.5.2 Driving ability 3.2.5.2.1 Drive work mode According to the driving pulse input by the driver, the driving mechanism shall be able to drive the solar cell wing to complete the working modes such as tracking, capturing, zeroing, stalling, increment, fixed angle holding, etc. 3.2.5.2.2 Driving torque The maximum output torque on the output shaft of the driving mechanism shall not be less than 2 times of the total resistance torque. 3.2.5.3 Load The driving mechanism shall be able to bear the unfolding load of solar cell array and the load of spacecraft in various flight conditions such as orbit change, maintenance and docking. The bearing capability reserve margin meets to the requirements of spacecraft special technical documents.

Foreword i 1 Scope 2 Normative references 3 Requirements 3.1 Composition 3.2 Performance requirements 3.3 Reliability 3.4 Safety 3.5 Environmental adaptability 3.6 Electromagnetic compatibility 3.7 Power consumption 3.8 Interface 3.9 Weight 3.10 Life span 3.11 Appearance 3.12 Maintainability 3.13 Interchangeability 3.14 Marking 4 Specification for quality assurance 4.1 Inspection classification 4.2 Inspection conditions 4.3 Appraisal inspection 4.4 Acceptance inspection 4.5 Inspection methods 5 Delivery preparation 5.1 Sealing and packaging 5.2 Packing 5.3 Transportation and storage 5.4 Marking 6 Instructions 6.1 Intended use 6.2 Ordering file information

低轨航天器高压母线电源系统规范 1 范围 本规范规定了低轨道载人航天器采用100V高压母线电源系统及其产品的技术要求、质量保证规定、交货准备、说明事项。 本规范适用于低轨道载人航天器母线电压为100V的高压全调节母线电源系统(以下简称电源系统)的研制、试验和验收。 2 引用文件 下列文件中的有关条款通过引用而成为本规范的条款。凡注日期或版次的引用文件，其后的任何修改单(不包含勘误的内容)或修订版本都不适用于本规范，但提倡使用本规范的各方探讨使用其最新版本的可能性。凡不注日期或版次的引用文件，其最新版本适用于本规范。 GB/T 191 包装储运图示标志 GJB 150.5A-2009 军用装备试验室环境试验方法 第5部分：温度冲击试验 GJB 150.15A-2009 军用装备试验室环境试验方法 第15部分：加速度试验 GJB 150.16A-2009 军用装备试验室环境试验方法 第16部分：振动试验 GJB 150.17A-2009 军用装备试验室环境试验方法 第17部分：噪声试验 GJB 150.18A-2009 军用装备试验室环境试验方法 第18部分：冲击试验 GJB 151A-1997 军用设备和分系统电磁发射和敏感度要求 GJB 152A 军用设备和分系统电磁发射和敏感度测量 GJB 1181 军用装备包装、装卸、储存和运输通用大纲 GJB 2042A-2012 卫星电源系统通用规范 GJB 2602-1996 空间太阳电池阵通用规范 GJB 2831A-2009 空间用全密封氢镍蓄电池通用规范 GJB 2998 卫星产品标志 GJB 4038-2000 太阳电池阵机构通用规范 GJB 5 174-2003 太阳电池阵对日定向驱动机构通用规范 GJB 6789-2009 空间用锂离子蓄电池通用规范 GJB/Z 35-1993 元器件降额准则 GJB/Z 1391 故障模式、影响及危害性分析指南 OJ 1019 太阳电池电性能测试方法 OJ 2630.1 卫星组件空间环境试验方法 热真空试验 QJ 2630.3 卫星组件空间环境试验方法 真空放电试验 3 要求 3.1 组成 电源系统组成应包括： a) 发电装置：半刚性或柔性太阳电池阵； b) 储能装置：氢镍蓄电池组或锂离子蓄电池组； c) 对日定向装置：包括驱动机构和驱动器； d) 电源控制装置：包括实现主误差放大信号、分流调节、放电调节、充电控制、母线滤波功能的控制设备。 3.2 性能要求 3.2.1 电源母线 3.2.1.1 母线电压 母线标称电压100V。 3.2.1.2 母线电压调整度 在调节域，母线电压调整度在±3％以内。 3.2.1.3 进出影时母线电压跃变速率 进出影时母线电压跃变速率应不大于3.5V/ms，母线产生的电压扰动应不超过10％。 3.2.1.4 母线电压输出阻抗 母线输出阻抗应不大于70mΩ。 3.2.1.5 母线纹波电压 在频率为10kHz～10MHz范围内，电源系统在额定输出电压和额定阻性负载下，纹波电压峰-峰值应不大于500mV(p-p)。 3.2.1.6 母线电压瞬变特性 负载电流瞬变量小于50％额定负载时，母线输出电压应不超过标称母线电压的5％，回到标称电压1％以内的调节时间不超过20ms；负载电流瞬变量超过50％额定负载时，母线输出电压应不超过标称母线电压的10％，回到标称电压1％以内的调节时间不超过20ms。 3.2.1.7 浪涌电流 母线提供的浪涌电流应满足多个负载同时加电的最大浪涌电流要求，浪涌电流上升斜率一般不小于1×106A/s，浪涌电流持续时间不小于5ms，浪涌幅度不大于母线额定负载电流的50％。在上述浪涌电流下，母线产生的电压扰动应不超过5％。 3.2.1.8 功率裕度 电源母线输出功率裕度应保证在5％～10％。 3.2.2 火工供电 火工品等脉冲大电流供电一般采用蓄电池组抽头方式，并能在规定的工作温度条件下满足火工品电压需求。 3.2.3 发电装置 3.2.3.1 输出功率 太阳电池阵输出功率由航天器的负载功率、充电功率、传输损失和功率裕度决定，同时需考虑系统测试误差、组合损失、最佳工作点电压和电流、有效光照度和在轨工作温度等因素。 太阳电池阵寿命末期输出功率由寿命初期最大输出功率、轨道太阳电池阵工作温度、有效光照度、粒子辐射、紫外辐照衰减系数和高低温交变损失等因素确定，应符合专用技术文件的规定。 3.2.3.2 输出电压 太阳电池阵寿命末期输出电压由母线电压、蓄电池组充电电压和供电回路隔离二极管、采样电阻、电缆压降等因素确定，并留有一定余量。 3.2.3.3 力学特性 太阳电池阵力学特性要求如下： a) 太阳电池阵收拢状态： 1) 应满足发射力学环境下的强度和刚度要求，太阳电池阵应不产生相对滑动，各太阳电池板之间不相互碰撞； 2) 太阳电池阵收拢状态下的一阶固有频率应不与航天器的固有频率耦合，且应符合航天器专用技术文件。 b) 太阳电池阵展开状态： 1) 太阳电池阵展开锁定产生的冲击载荷不应超过太阳电池阵驱动装置等部件的容许范围； 2) 太阳电池阵展开锁定后一阶弯曲固有频率不应与航天器控制系统的回路频率耦合； 3) 太阳电池阵展开锁定后一阶扭转固有频率不应与太阳电池阵驱动装置的驱动频率耦合。 3.2.3.4 热特性 太阳电池阵应能承受轨道高低温交变的影响，太阳电池光照期温度应不高于110℃，阴影区温度应不低于-100℃。 3.2.3.5 布片率 太阳电池阵电池片布片率要求如下： a) 展开式半刚性太阳电池阵布片率不低于85％； b) 柔性太阳电池阵布片率应满足航天器专用技术文件的规定。 3.2.3.6 防遮挡 在太阳电池阵电池电路应采取防止局部遮挡引起的热斑的防护措施，并应分析遮挡对太阳电池阵输出功率的影响。 3.2.3.7 剩磁矩 太阳电池阵工作时所产生的剩磁矩应不大于0.4A·m2。 3.2.3.8 防空间辐射和原子氧 太阳电池阵防空间辐射和原子氧要求如下： a) 应确定太阳电池在轨寿命期间等效1 MeV电子损伤总剂量，失效剂量与在轨寿命期间电子损伤总剂量之比应留有不小于2倍的余量； b) 应针对紫外线采取防护措施，并考虑紫外辐照引起的功率损失； c) 应针对原子氧对聚酰亚胺膜等材料的腐蚀采取防护措施。 3.2.3.9 防静电 太阳电池阵防静电要求如下： a) 按3.7.2的要求对太阳电池阵结构采取高阻接地； b) 太阳电池布片时太阳电池串相邻电路间的电位差不大于70V时，间距应不小于2mm。 3.2.4 贮能装置 3.2.4.1 容量 蓄电池组寿命初期的实际容量应为额定容量的110％。每组蓄电池中的单体电池的容量偏差应不超过3％额定容量值。 3.2.4.2 工作电压与充电效率 3.2.4.2.1 蓄电池组工作电压 在最坏工作情况下(寿命末期、一只单体或一个单体并联单元开路失效、最大放电深度及最长阴影期)，去除线路压降后的蓄电池组最低放电电压应不小于母线电压或放电调节器要求的最低值。 在最坏工作情况下(寿命末期、一只单体或一个单体并联单元开路失效)，加上线路压降后的蓄电池组最高充电电压应不大于太阳电池阵最佳工作点电压或充电调节器要求的最高值。 3.2.4.2.2 蓄电池单体放电电压、充电电压和充电效率 蓄电池单体在轨运行3a的平均放电电压、充电电压和安时充电效率应满足表1要求。 蓄电池单体在轨运行超过3a的，需要根据地面试验数据分析确定平均放电电压、充电电压和充电效率。 表1 蓄电池组平均放电电压、最高充电终压和充电效率(在轨3a) 项目 氢镍蓄电池 锂离子蓄电池 平均放电电压 1.25V 3.6Va 充电终压 ≤1.65V ≤4.2V 安时充电效率 ≥90％ ≥95％ 平均放电深度 ≤30％ ≤20％ a 针对钴酸锂体系电池。 3.2.4.3 温度梯度 同一蓄电池模块内单体间的最大温差应不超过3℃，同组内模块间最大温差应不超过5℃。 3.2.4.4 冗余备份 采用一只或两只单体热备份的方式进行冗余。蓄电池组应允许单个蓄电池单体故障，且在单个蓄电池单体短路或开路故障时仍能正常工作。 3.2.4.5 防开路 当蓄电池组中有一个蓄电池单体开路时，蓄电池组应能正常充电和放电。对不同的蓄电池组要求如下： a) 对于氢镍蓄电池组，在开路失效时应能提供蓄电池组的充放电通道； b) 对于锂离子蓄电池组，可采取单体并联方式或安装旁路装置的防开路方式。 3.2.4.6 放电深度、工作温度和循环寿命 蓄电池组在轨运行3a放电深度、工作温度和循环寿命应满足表2要求： 表2 平均放电深度、最佳工作温度和循环寿命 项目 氢镍蓄电池 锂离子蓄电池 平均放电深度 ≤30％ ≤20％ 最佳工作温度 0℃～10℃ 10℃～30℃ 循环寿命 18000次 18000次 蓄电池单体在轨运行超过3a的，需要根据地面寿命试验数据分析确定放电深度、工作温度。 3.2.4.7 均衡处理 对于采用锂离子蓄电池组的电源系统，应采用均衡处理器的方式，将蓄电池组中各蓄电池单体或单体并联单元的电压控制在60mV偏差以内。 3.2.5 对日定向装置 3.2.5.1 电性能 驱动机构电性能包括： a) 导电环电传输能力(电流和电压)； b) 导电环传输电压降； c) 传输噪声。 驱动机构电性能应满足航天器专用技术文件的规定。 3.2.5.2 驱动能力 3.2.5.2.1 驱动工作模式 驱动机构根据驱动器输入的驱动脉冲，应可以驱动太阳电池翼完成跟踪、捕获、归零、停转、增量、定角保持等工作模式。 3.2.5.2.2 驱动力矩 驱动机构输出轴上最大输出力矩应不小于总阻力矩的2倍。 3.2.5.3 载荷 驱动机构应能承受太阳电池阵展开载荷及航天器变轨、维持和对接等各飞行工况载荷的能力，承载 能力安全裕度符合航天器专用技术文件的规定。 3.2.5.4 刚度 驱动机构的刚度包括： a) 轴向刚度Fy/fy。 b) 扭转刚度My/θy。 c) 径向刚度Fx/fx； Fz/fz。 d) 弯曲刚度Mx/θx； Mz/θz。 驱动机构刚度应满足航天器专用技术文件的规定。 3.2.5.5 转角范围 单自由度驱动机构应能实现±360°连续转动。两自由度驱动机构的一个自由度应能实现±360°连续转动，另一个自由度的转动范围应满足专用技术文件的规定。 3.2.5.6 速度稳定度 驱动机构输出速度稳定度应满足航天器专用技术文件规定。 3.2.6 电源控制装置 3.2.6.1 主误差放大信号 电源系统主误差放大信号在各域之间应留有死区，死区值应不小于0.5V。主误差放大信号产生电路和传输路径应有冗余，且采取终端故障隔离措施。 3.2.6.2 充电控制 3.2.6.2.1 充电控制方式 蓄电池组的充电电压值、充电电流值设置应符合蓄电池组充电制度的要求。氢镍蓄电池采用充电氢压-温度控制和安时计控制方式，锂离子蓄电池采用充电电压控制方式。 3.2.6.2.2 充电保护 应具备过电压保护、过压力保护、过温度保护等一种或多种充电保护控制功能。 3.2.6.3 放电调节 放电调节要求如下： a) 蓄电池放电时应对母线电压进行升压调节，母线电压应稳定在3.2.1.2规定的范围内； b) 放电调节器额定输出功率设计余量不小于10％，在额定输入输出条件下的放电调节效率应不小于94％； c) 放电通路应能接通和断开； d) 正常情况下应采取措施保证输出到同一条功率母线上的各个机组间放电容量在一个放电周期内偏差不小于2％。 3.2.6.4 分流调节 3.2.6.4.1 分流调节方式 分流调节方式应为限频开关分流或顺序开关分流。 3.2.6.4.2 分流调节能力 应能对太阳电池阵的输出功率实现分流调节，一般具备将太阳电池阵输出功率全部分流的能力。如太阳电池阵中设置有不调节部分，则不调节部分的输出功率应不大于航天器光照期负载的最小功率。 3.2.6.5 母线滤波 电源控制装置应设滤波电容组抑制母线纹波。为防止滤波电容短路导致母线短路，滤波电容应串接保险丝或采用电容串联。 3.3 可靠性 电源系统及各装置的可靠性指标应符合航天器专用技术文件的规定。应采取以下可靠性设计措施： a) 电源系统关键部件或电路应有冗余设计； b) 电子元器件的使用应符合GJB/Z 35—1993中Ⅰ级降额的规定； c) 应按GJB/Z 1391的规定对电源系统、组成系统的各组件及其相互之间的接口进行故障模式、影响及危害性分析，对引起降低可靠性的环节及危害度为Ⅰ、Ⅱ级的故障模式以及单点故障模式应予以处理解决； d) 抗力学环境设计、热设计、抗辐照设计、静电防护设计应符合航天器专用技术文件的规定。 3.4 安全性 3.4.1 电源系统安全性 3.4.1.1 故障保护与隔离 电源系统应具备故障保护与隔离能力，要求如下： a) 电源系统对可能出现的母线过压、蓄电池过充和过放等故障应能自主响应，可通过地面指令控制恢复到母线正常调节范围内； b) 任何防止故障传播的保护功能单元电路或部件不应存在共因失效环节； c) 在飞行过程中，电源系统应在太阳电池阵单路或充放电机组单组出现故障之后，通过太阳电池阵或充放电机组重新组合后仍能工作。 3.4.1.2 紧急关机 电源系统应具备地面紧急关机功能。 3.4.2 发电装置安全性 太阳电池阵安全性要求如下： a) 将暴露在等离子体环境中的导电体(互连片)-绝缘体(玻璃盖片边缘)结合处与等离子体环境进行完全隔离； b) 太阳电池应采用几何尺寸略大的玻璃盖片并控制相邻电池串间间隙，提高二次放电阈值电压，间隙不小于2mm； c) 通过布局降低相邻电池串的串间电压，使其低于二次放电的串间阈值电压； d) 控制单串电路的电流，每串太阳电池的电流应不大于1A，并用二极管隔离。 3.4.3 贮能装置安全性 3.4.3.1 氢镍蓄电池 氢镍蓄电池单体壳体强度应满足GJB 2831A-2009中3.4.3.2的规定。 3.4.3.2 锂离子蓄电池 锂离子蓄电池单体安全性应满足GJB 6789-2009中3.15、3.16和3.17的规定。 3.4.4 对日定向装置安全性 驱动机构安全性要求如下： a) 在低真空环境下驱动机构内部导电滑环相邻环间不应出现放电现象； b) 驱动机构本体应绝缘安装至航天器； c) 驱动机构同极性相邻滑环间的绝缘层厚度应不小于0.7mm； d) 驱动机构传输正负母线的滑环之间的间距应不小于相邻同极性环绝缘层厚度间距的两倍，或间隔至少一个高阻接地空环； e) 滑环与驱动机构内金属导电表面的距离应不小于3mm，各电刷到导电滑环内金属导电表面的径向最小距离为2mm； f) 驱动机构导电环环与环之间及各环对驱动机构结构地之间的绝缘电阻应大于20MΩ(500V)； g) 驱动机构导电滑环间、滑环与驱动机构内金属导电表面的距离应不小于2mm，各电刷到导电滑环内金属导电表面的径向距离不小于2mm。 3.4.5 电源控制装置安全性 电源控制装置安全性要求如下： a) 母线滤波电容阵中电容应与熔断丝串联后并联，防止母线短路； b) 继电器线包使用时，在工作电压可接受范围内应串接电阻防止线包短路保护供电电源； c) 同一继电器中的多对触点不能高压和低压混用； d) 接插件、印制板高压正负印制线间等处安全间距设置且应满足航天器专用技术文件，一般应不小于2mm； e) 安装在设备结构上的功率器件应使器件本体与设备结构绝缘。 3.5 环境适应性 3.5.1 太阳电池阵 太阳电池阵在进行4.5.7.1规定的试验时，应无机械损伤，性能指标应满足3.2.3的要求。 3.5.2 蓄电池组 蓄电池组在进行4.5.7.2规定的试验时，蓄电池组放电电压和电流应无突变，蓄电池组无机械损伤，且无泄漏现象。试验过程中及试验后，性能指标应满足3.2.4要求。 3.5.3 对日定向装置 对日定向装置按4.5.7.3进行试验，试验过程中及试验后，对日定向装置功能性能指标应满足3.2.5的要求。 3.5.4 电源控制装置 电源控制装置按4.5.7.4进行试验，试验过程中及试验后，电源控制装置功能性能指标应满足3.2.6的要求。 3.6 电磁兼容性 3.6.1 绝缘性 电源系统绝缘性应符合以下要求： a) 在电源母线负端接地之前，电源母线与设备外壳均应隔离，其绝缘电阻应不小于10MΩ； b) 太阳电池片与基板间绝缘电阻应不小于10MΩ； c) 太阳电池阵铰链与安装的电池板之间的绝缘电阻应不小于10MΩ； d) 驱动机构安装时应采取二次绝缘措施，与安装面绝缘阻值应不小于10MΩ； e) 驱动机构的各种电连接器的芯点对结构地的绝缘电阻应大于20MΩ，导电环各环之间的绝缘电阻应大于20MΩ，空环应高阻接地，接地电阻50kΩ～100kΩ。 f) 蓄电池组安装底板与航天器结构、单体与结构件应二次绝缘措施。 3.6.2 搭接与接地 电源系统搭接与接地应符合以下要求： a) 电源母线负端应单点接航天器结构地； b) 除太阳电池翼、蓄电池组、驱动机构外，各仪器设备外壳与航天器主结构应搭接，搭接电阻应不大于10mΩ； c) 太阳电池翼结构应经10kΩ～80kΩ的电阻与航天器主结构连接； d) 蓄电池组底板应高阻接地，接地电阻阻值范围50kΩ～100kΩ； e) 驱动机构各种相连接的金属零件都应直接接触，接触电阻应小于10mΩ。 3.6.3 电磁发射和敏感度 电源系统控制装置产品和对日定向装置中驱动器的电磁发射和敏感度特性应符合GJB 151A-1997中CE102、CS101、CS114、CS115、CS116、RE102和RS103的相关规定。 3.7 功耗 电源系统各装置功耗应符合航天器专用技术文件的规定。 3.8 接口 3.8.1 测量点 电源系统测量点应至少包括以下测量内容： a) 电源系统状态/性能： 1) 每个主部件和开关器件的状态： 2) 贮能装置的荷电状态信息。 b) 电源系统健康监视： 1) 对氢镍蓄电池组，应测量每个组件中不小于两个单体的内部压力； 2) 对锂离子电池组，应测量每个电池单体电压； 3) 每个蓄电池组设置不小于8个温度测量点。 c) 电源系统功率监视： 1) 母线电压； 2) 每个蓄电池组的电压和电流。 d) 总的负载电流。 e) 反映太阳电池阵发电能力的参数。 3.8.2 总装接口 总装接口要求如下： a) 电源系统产品外形尺寸及安装尺寸，应与产品外形图或质量特性数据单等相关详细规范的要求相符； b) 电源系统产品安装表面平面度、粗糙度应符合设计要求，与质量特性一致； c) 设备的总装布局根据发热、功率需求、传输压降、拓扑构型、机组对称、电磁环境、更换操作等因素综合考虑； d) 对于重量超过15kg的设备，应在设备结构上尽量设置吊环等辅助操作环节。 3.8.3 电接口 3.8.3.1 与供配电接口 与供配电接口要求如下： a) 电源系统的母线电压调节控制采样应取自供配电的端口，电源系统自供配电取得程指母线； b) 确定电源系统设备的所有电连接器，明确接点配套、去向、电流、电压范围、信号类型、导线线径和屏蔽要求等，并明确对供电线路的电压要求； c) 电连接器设计应采取防插错措施； d) 电连接器的供电输出端，应选用孔式接触体，防止带电外露。 3.8.3.2 与信息系统接口 与信息系统接口要求如下： a) 电源系统测量参数设置应能满足3.2.1要求，且接口电路满足相关详细规范的匹配要求。电源系统应提供参数名称、采样点、类型、使用判据等。 b) 电源系统遥控设置应能满足对在轨正常工作模式、故障工作模式的处置操作的需求，且接口电路满足相关详细规范的匹配要求。电源应提供指令名称、发送条件、执行点、执行结果判据等。 3.8.3.3 与GNC系统接口 电源系统接收GNC系统的指令，驱动太阳电池阵完成对日捕获和跟踪或归零等活动，并将相关参数送出。接口符合专用技术文件的规定。 3.8.3.4 与地面综合测试接口 与地面综合测试接口要求如下： a) 应满足发射前各级段地面综合测试的需求，接口电路、地控指令、地控参数设计应适应地面各种供电模式测试需求。 b) 地面稳压供电、地面充电等功率回路的输入端可采用二极管、继电器进行隔离。 c) 确定与太阳电池阵模拟器、蓄电池组模拟器等的电连接器型号及电缆长度，提供接点分配、去向、电流、电压范围、信号类型、导线要求等。连接器设计应采取防插错措施。 3.8.4 热接口 热接口要求如下： a) 电源系统各设备应提供全周期内热耗曲线，包括最大、最小值及平均值； b) 提供接触面本体材料及涂层材料；确定各设备的比热容、表面太阳吸收系数和发射系数； c) 提供电源系统各设备与热控系统的安装界面温度。 3.9 重量 电源系统各装置重量应符合航天器专用技术文件的规定。 3.10 寿命 电源系统的设计寿命应比工作寿命长1a～2a。 3.11 外观 电源系统各装置的外观应无划伤、刻痕、裂纹、污染和其他机械性损伤。 太阳电池阵电池模块玻璃盖片裂片率应不超过电池模块总数的7％，太阳电池阵电池模块裂片率应不超过电池模块总数的2％。 3.12 维修性 维修性要求如下： a) 在地面总装测试阶段，电源系统各装置应具有可维修性； b) 对于太阳电池阵，在发生单体电池破损时，可用与其性能相同的单体电池更换，在太阳电池阵基板与电池之间的绝缘层或碳纤维结构破损时，应可修补； c) 当蓄电池单体或其他元器件发生故障时，可用相同性能的单体电池或元器件更换； d) 电源系统产品若在轨工作寿命超过5a，根据航天器的任务需求，可考虑在轨维修。 3.13 互换性 互换性要求如下： a) 电源系统总装测试阶段，组件发生故障，应可用机、电、热接口完全一致、功能相同的部件更换； b) 电源系统在轨飞行阶段，维修性设计中可更换的组件发生故障，应可用机、电、热接口完全一致、功能相同的部件更换。 3.14 标志 电源系统各设备的标志应符合GJB 2998和航天器专用技术文件的规定。 4 质量保证规定 4.1 检验分类 本规范规定的检验分类为： a) 鉴定检验； b) 交收检验。 4.2 检验条件 4.2.1 检验环境 除另有规定外，检验的环境条件为： a) 温度：20℃±5℃； b) 相对湿度：30％～70％； c) 气压：试验室气压； d) 洁净度：优于10万级(含)。 4.2.2 检验装置 检验用仪器设备应经计量部门检定合格，并在有效期内使用，检验用仪器、设备的量程和准确度应满足产品的检验要求。 4.3 鉴定检验 4.3.1 检验时机和数量 有下列情况之一时，应任意抽选一件产品进行鉴定检验： a) 新产品研发、技术鉴定、产品定型时； b) 设计和工艺重大改进、重要的原材料、元器件及生产条件有重大改变时。 4.3.2 检验项目 鉴定检验项目详见表3。 4.3.3 合格判据 当所有检验项目均满足本规范规定要求时，则判定检验合格，并由承制方提供合格认证。 4.4 交收检验 4.4.1 检验数量 全数检验。 4.4.2 检验项目 交收检验项目详见表3。 4.4.3 合格判据 当所有检验项目均满足本规范规定要求时，则判定检验合格，并由承制方提供合格认证。若没有通过表3的检验项目，允许查明原因，排除故障和修复后再送交检验。