標準編號:	GJB 9632-2019
中文名稱:	低軌航天器高壓母線電源系統規范
英文名稱:	Specification for low orbit spacecraft high-voltage power supply system
行業分類:	GJB    國家軍用行業標準
發布日期:	2019-12-08
實施日期:	2020-1-1
標準狀態:	valid
翻譯語言:	英文
文件格式:	PDF
中文字符數:	22000 字
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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

低軌航天器高壓母線電源系統規范 1 范圍 本規范規定了低軌道載人航天器采用100V高壓母線電源系統及其產品的技術要求、質量保證規定、交貨準備、說明事項。 本規范適用于低軌道載人航天器母線電壓為100V的高壓全調節母線電源系統(以下簡稱電源系統)的研制、試驗和驗收。 2 引用文件 下列文件中的有關條款通過引用而成為本規范的條款。凡注日期或版次的引用文件，其后的任何修改單(不包含勘誤的內容)或修訂版本都不適用于本規范，但提倡使用本規范的各方探討使用其最新版本的可能性。凡不注日期或版次的引用文件，其最新版本適用于本規范。 GB/T 191 包裝儲運圖示標志 GJB 150.5A-2009 軍用裝備試驗室環境試驗方法 第5部分：溫度沖擊試驗 GJB 150.15A-2009 軍用裝備試驗室環境試驗方法 第15部分：加速度試驗 GJB 150.16A-2009 軍用裝備試驗室環境試驗方法 第16部分：振動試驗 GJB 150.17A-2009 軍用裝備試驗室環境試驗方法 第17部分：噪聲試驗 GJB 150.18A-2009 軍用裝備試驗室環境試驗方法 第18部分：沖擊試驗 GJB 151A-1997 軍用設備和分系統電磁發射和敏感度要求 GJB 152A 軍用設備和分系統電磁發射和敏感度測量 GJB 1181 軍用裝備包裝、裝卸、儲存和運輸通用大綱 GJB 2042A-2012 衛星電源系統通用規范 GJB 2602-1996 空間太陽電池陣通用規范 GJB 2831A-2009 空間用全密封氫鎳蓄電池通用規范 GJB 2998 衛星產品標志 GJB 4038-2000 太陽電池陣機構通用規范 GJB 5 174-2003 太陽電池陣對日定向驅動機構通用規范 GJB 6789-2009 空間用鋰離子蓄電池通用規范 GJB/Z 35-1993 元器件降額準則 GJB/Z 1391 故障模式、影響及危害性分析指南 OJ 1019 太陽電池電性能測試方法 OJ 2630.1 衛星組件空間環境試驗方法 熱真空試驗 QJ 2630.3 衛星組件空間環境試驗方法 真空放電試驗 3 要求 3.1 組成 電源系統組成應包括： a) 發電裝置：半剛性或柔性太陽電池陣； b) 儲能裝置：氫鎳蓄電池組或鋰離子蓄電池組； c) 對日定向裝置：包括驅動機構和驅動器； d) 電源控制裝置：包括實現主誤差放大信號、分流調節、放電調節、充電控制、母線濾波功能的控制設備。 3.2 性能要求 3.2.1 電源母線 3.2.1.1 母線電壓 母線標稱電壓100V。 3.2.1.2 母線電壓調整度 在調節域，母線電壓調整度在±3％以內。 3.2.1.3 進出影時母線電壓躍變速率 進出影時母線電壓躍變速率應不大于3.5V/ms，母線產生的電壓擾動應不超過10％。 3.2.1.4 母線電壓輸出阻抗 母線輸出阻抗應不大于70mΩ。 3.2.1.5 母線紋波電壓 在頻率為10kHz～10MHz范圍內，電源系統在額定輸出電壓和額定阻性負載下，紋波電壓峰-峰值應不大于500mV(p-p)。 3.2.1.6 母線電壓瞬變特性 負載電流瞬變量小于50％額定負載時，母線輸出電壓應不超過標稱母線電壓的5％，回到標稱電壓1％以內的調節時間不超過20ms；負載電流瞬變量超過50％額定負載時，母線輸出電壓應不超過標稱母線電壓的10％，回到標稱電壓1％以內的調節時間不超過20ms。 3.2.1.7 浪涌電流 母線提供的浪涌電流應滿足多個負載同時加電的最大浪涌電流要求，浪涌電流上升斜率一般不小于1×106A/s，浪涌電流持續時間不小于5ms，浪涌幅度不大于母線額定負載電流的50％。在上述浪涌電流下，母線產生的電壓擾動應不超過5％。 3.2.1.8 功率裕度 電源母線輸出功率裕度應保證在5％～10％。 3.2.2 火工供電 火工品等脈沖大電流供電一般采用蓄電池組抽頭方式，并能在規定的工作溫度條件下滿足火工品電壓需求。 3.2.3 發電裝置 3.2.3.1 輸出功率 太陽電池陣輸出功率由航天器的負載功率、充電功率、傳輸損失和功率裕度決定，同時需考慮系統測試誤差、組合損失、最佳工作點電壓和電流、有效光照度和在軌工作溫度等因素。 太陽電池陣壽命末期輸出功率由壽命初期最大輸出功率、軌道太陽電池陣工作溫度、有效光照度、粒子輻射、紫外輻照衰減系數和高低溫交變損失等因素確定，應符合專用技術文件的規定。 3.2.3.2 輸出電壓 太陽電池陣壽命末期輸出電壓由母線電壓、蓄電池組充電電壓和供電回路隔離二極管、采樣電阻、電纜壓降等因素確定，并留有一定余量。 3.2.3.3 力學特性 太陽電池陣力學特性要求如下： a) 太陽電池陣收攏狀態： 1) 應滿足發射力學環境下的強度和剛度要求，太陽電池陣應不產生相對滑動，各太陽電池板之間不相互碰撞； 2) 太陽電池陣收攏狀態下的一階固有頻率應不與航天器的固有頻率耦合，且應符合航天器專用技術文件。 b) 太陽電池陣展開狀態： 1) 太陽電池陣展開鎖定產生的沖擊載荷不應超過太陽電池陣驅動裝置等部件的容許范圍； 2) 太陽電池陣展開鎖定后一階彎曲固有頻率不應與航天器控制系統的回路頻率耦合； 3) 太陽電池陣展開鎖定后一階扭轉固有頻率不應與太陽電池陣驅動裝置的驅動頻率耦合。 3.2.3.4 熱特性 太陽電池陣應能承受軌道高低溫交變的影響，太陽電池光照期溫度應不高于110℃，陰影區溫度應不低于-100℃。 3.2.3.5 布片率 太陽電池陣電池片布片率要求如下： a) 展開式半剛性太陽電池陣布片率不低于85％； b) 柔性太陽電池陣布片率應滿足航天器專用技術文件的規定。 3.2.3.6 防遮擋 在太陽電池陣電池電路應采取防止局部遮擋引起的熱斑的防護措施，并應分析遮擋對太陽電池陣輸出功率的影響。 3.2.3.7 剩磁矩 太陽電池陣工作時所產生的剩磁矩應不大于0.4A·m2。 3.2.3.8 防空間輻射和原子氧 太陽電池陣防空間輻射和原子氧要求如下： a) 應確定太陽電池在軌壽命期間等效1 MeV電子損傷總劑量，失效劑量與在軌壽命期間電子損傷總劑量之比應留有不小于2倍的余量； b) 應針對紫外線采取防護措施，并考慮紫外輻照引起的功率損失； c) 應針對原子氧對聚酰亞胺膜等材料的腐蝕采取防護措施。 3.2.3.9 防靜電 太陽電池陣防靜電要求如下： a) 按3.7.2的要求對太陽電池陣結構采取高阻接地； b) 太陽電池布片時太陽電池串相鄰電路間的電位差不大于70V時，間距應不小于2mm。 3.2.4 貯能裝置 3.2.4.1 容量 蓄電池組壽命初期的實際容量應為額定容量的110％。每組蓄電池中的單體電池的容量偏差應不超過3％額定容量值。 3.2.4.2 工作電壓與充電效率 3.2.4.2.1 蓄電池組工作電壓 在最壞工作情況下(壽命末期、一只單體或一個單體并聯單元開路失效、最大放電深度及最長陰影期)，去除線路壓降后的蓄電池組最低放電電壓應不小于母線電壓或放電調節器要求的最低值。 在最壞工作情況下(壽命末期、一只單體或一個單體并聯單元開路失效)，加上線路壓降后的蓄電池組最高充電電壓應不大于太陽電池陣最佳工作點電壓或充電調節器要求的最高值。 3.2.4.2.2 蓄電池單體放電電壓、充電電壓和充電效率 蓄電池單體在軌運行3a的平均放電電壓、充電電壓和安時充電效率應滿足表1要求。 蓄電池單體在軌運行超過3a的，需要根據地面試驗數據分析確定平均放電電壓、充電電壓和充電效率。 表1 蓄電池組平均放電電壓、最高充電終壓和充電效率(在軌3a) 項目 氫鎳蓄電池 鋰離子蓄電池 平均放電電壓 1.25V 3.6Va 充電終壓 ≤1.65V ≤4.2V 安時充電效率 ≥90％ ≥95％ 平均放電深度 ≤30％ ≤20％ a 針對鈷酸鋰體系電池。 3.2.4.3 溫度梯度 同一蓄電池模塊內單體間的最大溫差應不超過3℃，同組內模塊間最大溫差應不超過5℃。 3.2.4.4 冗余備份 采用一只或兩只單體熱備份的方式進行冗余。蓄電池組應允許單個蓄電池單體故障，且在單個蓄電池單體短路或開路故障時仍能正常工作。 3.2.4.5 防開路 當蓄電池組中有一個蓄電池單體開路時，蓄電池組應能正常充電和放電。對不同的蓄電池組要求如下： a) 對于氫鎳蓄電池組，在開路失效時應能提供蓄電池組的充放電通道； b) 對于鋰離子蓄電池組，可采取單體并聯方式或安裝旁路裝置的防開路方式。 3.2.4.6 放電深度、工作溫度和循環壽命 蓄電池組在軌運行3a放電深度、工作溫度和循環壽命應滿足表2要求： 表2 平均放電深度、最佳工作溫度和循環壽命 項目 氫鎳蓄電池 鋰離子蓄電池 平均放電深度 ≤30％ ≤20％ 最佳工作溫度 0℃～10℃ 10℃～30℃ 循環壽命 18000次 18000次 蓄電池單體在軌運行超過3a的，需要根據地面壽命試驗數據分析確定放電深度、工作溫度。 3.2.4.7 均衡處理 對于采用鋰離子蓄電池組的電源系統，應采用均衡處理器的方式，將蓄電池組中各蓄電池單體或單體并聯單元的電壓控制在60mV偏差以內。 3.2.5 對日定向裝置 3.2.5.1 電性能 驅動機構電性能包括： a) 導電環電傳輸能力(電流和電壓)； b) 導電環傳輸電壓降； c) 傳輸噪聲。 驅動機構電性能應滿足航天器專用技術文件的規定。 3.2.5.2 驅動能力 3.2.5.2.1 驅動工作模式 驅動機構根據驅動器輸入的驅動脈沖，應可以驅動太陽電池翼完成跟蹤、捕獲、歸零、停轉、增量、定角保持等工作模式。 3.2.5.2.2 驅動力矩 驅動機構輸出軸上最大輸出力矩應不小于總阻力矩的2倍。 3.2.5.3 載荷 驅動機構應能承受太陽電池陣展開載荷及航天器變軌、維持和對接等各飛行工況載荷的能力，承載 能力安全裕度符合航天器專用技術文件的規定。 3.2.5.4 剛度 驅動機構的剛度包括： a) 軸向剛度Fy/fy。 b) 扭轉剛度My/θy。 c) 徑向剛度Fx/fx； Fz/fz。 d) 彎曲剛度Mx/θx； Mz/θz。 驅動機構剛度應滿足航天器專用技術文件的規定。 3.2.5.5 轉角范圍 單自由度驅動機構應能實現±360°連續轉動。兩自由度驅動機構的一個自由度應能實現±360°連續轉動，另一個自由度的轉動范圍應滿足專用技術文件的規定。 3.2.5.6 速度穩定度 驅動機構輸出速度穩定度應滿足航天器專用技術文件規定。 3.2.6 電源控制裝置 3.2.6.1 主誤差放大信號 電源系統主誤差放大信號在各域之間應留有死區，死區值應不小于0.5V。主誤差放大信號產生電路和傳輸路徑應有冗余，且采取終端故障隔離措施。 3.2.6.2 充電控制 3.2.6.2.1 充電控制方式 蓄電池組的充電電壓值、充電電流值設置應符合蓄電池組充電制度的要求。氫鎳蓄電池采用充電氫壓-溫度控制和安時計控制方式，鋰離子蓄電池采用充電電壓控制方式。 3.2.6.2.2 充電保護 應具備過電壓保護、過壓力保護、過溫度保護等一種或多種充電保護控制功能。 3.2.6.3 放電調節 放電調節要求如下： a) 蓄電池放電時應對母線電壓進行升壓調節，母線電壓應穩定在3.2.1.2規定的范圍內； b) 放電調節器額定輸出功率設計余量不小于10％，在額定輸入輸出條件下的放電調節效率應不小于94％； c) 放電通路應能接通和斷開； d) 正常情況下應采取措施保證輸出到同一條功率母線上的各個機組間放電容量在一個放電周期內偏差不小于2％。 3.2.6.4 分流調節 3.2.6.4.1 分流調節方式 分流調節方式應為限頻開關分流或順序開關分流。 3.2.6.4.2 分流調節能力 應能對太陽電池陣的輸出功率實現分流調節，一般具備將太陽電池陣輸出功率全部分流的能力。如太陽電池陣中設置有不調節部分，則不調節部分的輸出功率應不大于航天器光照期負載的最小功率。 3.2.6.5 母線濾波 電源控制裝置應設濾波電容組抑制母線紋波。為防止濾波電容短路導致母線短路，濾波電容應串接保險絲或采用電容串聯。 3.3 可靠性 電源系統及各裝置的可靠性指標應符合航天器專用技術文件的規定。應采取以下可靠性設計措施： a) 電源系統關鍵部件或電路應有冗余設計； b) 電子元器件的使用應符合GJB/Z 35—1993中Ⅰ級降額的規定； c) 應按GJB/Z 1391的規定對電源系統、組成系統的各組件及其相互之間的接口進行故障模式、影響及危害性分析，對引起降低可靠性的環節及危害度為Ⅰ、Ⅱ級的故障模式以及單點故障模式應予以處理解決； d) 抗力學環境設計、熱設計、抗輻照設計、靜電防護設計應符合航天器專用技術文件的規定。 3.4 安全性 3.4.1 電源系統安全性 3.4.1.1 故障保護與隔離 電源系統應具備故障保護與隔離能力，要求如下： a) 電源系統對可能出現的母線過壓、蓄電池過充和過放等故障應能自主響應，可通過地面指令控制恢復到母線正常調節范圍內； b) 任何防止故障傳播的保護功能單元電路或部件不應存在共因失效環節； c) 在飛行過程中，電源系統應在太陽電池陣單路或充放電機組單組出現故障之后，通過太陽電池陣或充放電機組重新組合后仍能工作。 3.4.1.2 緊急關機 電源系統應具備地面緊急關機功能。 3.4.2 發電裝置安全性 太陽電池陣安全性要求如下： a) 將暴露在等離子體環境中的導電體(互連片)-絕緣體(玻璃蓋片邊緣)結合處與等離子體環境進行完全隔離； b) 太陽電池應采用幾何尺寸略大的玻璃蓋片并控制相鄰電池串間間隙，提高二次放電閾值電壓，間隙不小于2mm； c) 通過布局降低相鄰電池串的串間電壓，使其低于二次放電的串間閾值電壓； d) 控制單串電路的電流，每串太陽電池的電流應不大于1A，并用二極管隔離。 3.4.3 貯能裝置安全性 3.4.3.1 氫鎳蓄電池 氫鎳蓄電池單體殼體強度應滿足GJB 2831A-2009中3.4.3.2的規定。 3.4.3.2 鋰離子蓄電池 鋰離子蓄電池單體安全性應滿足GJB 6789-2009中3.15、3.16和3.17的規定。 3.4.4 對日定向裝置安全性 驅動機構安全性要求如下： a) 在低真空環境下驅動機構內部導電滑環相鄰環間不應出現放電現象； b) 驅動機構本體應絕緣安裝至航天器； c) 驅動機構同極性相鄰滑環間的絕緣層厚度應不小于0.7mm； d) 驅動機構傳輸正負母線的滑環之間的間距應不小于相鄰同極性環絕緣層厚度間距的兩倍，或間隔至少一個高阻接地空環； e) 滑環與驅動機構內金屬導電表面的距離應不小于3mm，各電刷到導電滑環內金屬導電表面的徑向最小距離為2mm； f) 驅動機構導電環環與環之間及各環對驅動機構結構地之間的絕緣電阻應大于20MΩ(500V)； g) 驅動機構導電滑環間、滑環與驅動機構內金屬導電表面的距離應不小于2mm，各電刷到導電滑環內金屬導電表面的徑向距離不小于2mm。 3.4.5 電源控制裝置安全性 電源控制裝置安全性要求如下： a) 母線濾波電容陣中電容應與熔斷絲串聯后并聯，防止母線短路； b) 繼電器線包使用時，在工作電壓可接受范圍內應串接電阻防止線包短路保護供電電源； c) 同一繼電器中的多對觸點不能高壓和低壓混用； d) 接插件、印制板高壓正負印制線間等處安全間距設置且應滿足航天器專用技術文件，一般應不小于2mm； e) 安裝在設備結構上的功率器件應使器件本體與設備結構絕緣。 3.5 環境適應性 3.5.1 太陽電池陣 太陽電池陣在進行4.5.7.1規定的試驗時，應無機械損傷，性能指標應滿足3.2.3的要求。 3.5.2 蓄電池組 蓄電池組在進行4.5.7.2規定的試驗時，蓄電池組放電電壓和電流應無突變，蓄電池組無機械損傷，且無泄漏現象。試驗過程中及試驗后，性能指標應滿足3.2.4要求。 3.5.3 對日定向裝置 對日定向裝置按4.5.7.3進行試驗，試驗過程中及試驗后，對日定向裝置功能性能指標應滿足3.2.5的要求。 3.5.4 電源控制裝置 電源控制裝置按4.5.7.4進行試驗，試驗過程中及試驗后，電源控制裝置功能性能指標應滿足3.2.6的要求。 3.6 電磁兼容性 3.6.1 絕緣性 電源系統絕緣性應符合以下要求： a) 在電源母線負端接地之前，電源母線與設備外殼均應隔離，其絕緣電阻應不小于10MΩ； b) 太陽電池片與基板間絕緣電阻應不小于10MΩ； c) 太陽電池陣鉸鏈與安裝的電池板之間的絕緣電阻應不小于10MΩ； d) 驅動機構安裝時應采取二次絕緣措施，與安裝面絕緣阻值應不小于10MΩ； e) 驅動機構的各種電連接器的芯點對結構地的絕緣電阻應大于20MΩ，導電環各環之間的絕緣電阻應大于20MΩ，空環應高阻接地，接地電阻50kΩ～100kΩ。 f) 蓄電池組安裝底板與航天器結構、單體與結構件應二次絕緣措施。 3.6.2 搭接與接地 電源系統搭接與接地應符合以下要求： a) 電源母線負端應單點接航天器結構地； b) 除太陽電池翼、蓄電池組、驅動機構外，各儀器設備外殼與航天器主結構應搭接，搭接電阻應不大于10mΩ； c) 太陽電池翼結構應經10kΩ～80kΩ的電阻與航天器主結構連接； d) 蓄電池組底板應高阻接地，接地電阻阻值范圍50kΩ～100kΩ； e) 驅動機構各種相連接的金屬零件都應直接接觸，接觸電阻應小于10mΩ。 3.6.3 電磁發射和敏感度 電源系統控制裝置產品和對日定向裝置中驅動器的電磁發射和敏感度特性應符合GJB 151A-1997中CE102、CS101、CS114、CS115、CS116、RE102和RS103的相關規定。 3.7 功耗 電源系統各裝置功耗應符合航天器專用技術文件的規定。 3.8 接口 3.8.1 測量點 電源系統測量點應至少包括以下測量內容： a) 電源系統狀態/性能： 1) 每個主部件和開關器件的狀態： 2) 貯能裝置的荷電狀態信息。 b) 電源系統健康監視： 1) 對氫鎳蓄電池組，應測量每個組件中不小于兩個單體的內部壓力； 2) 對鋰離子電池組，應測量每個電池單體電壓； 3) 每個蓄電池組設置不小于8個溫度測量點。 c) 電源系統功率監視： 1) 母線電壓； 2) 每個蓄電池組的電壓和電流。 d) 總的負載電流。 e) 反映太陽電池陣發電能力的參數。 3.8.2 總裝接口 總裝接口要求如下： a) 電源系統產品外形尺寸及安裝尺寸，應與產品外形圖或質量特性數據單等相關詳細規范的要求相符； b) 電源系統產品安裝表面平面度、粗糙度應符合設計要求，與質量特性一致； c) 設備的總裝布局根據發熱、功率需求、傳輸壓降、拓撲構型、機組對稱、電磁環境、更換操作等因素綜合考慮； d) 對于重量超過15kg的設備，應在設備結構上盡量設置吊環等輔助操作環節。 3.8.3 電接口 3.8.3.1 與供配電接口 與供配電接口要求如下： a) 電源系統的母線電壓調節控制采樣應取自供配電的端口，電源系統自供配電取得程指母線； b) 確定電源系統設備的所有電連接器，明確接點配套、去向、電流、電壓范圍、信號類型、導線線徑和屏蔽要求等，并明確對供電線路的電壓要求； c) 電連接器設計應采取防插錯措施； d) 電連接器的供電輸出端，應選用孔式接觸體，防止帶電外露。 3.8.3.2 與信息系統接口 與信息系統接口要求如下： a) 電源系統測量參數設置應能滿足3.2.1要求，且接口電路滿足相關詳細規范的匹配要求。電源系統應提供參數名稱、采樣點、類型、使用判據等。 b) 電源系統遙控設置應能滿足對在軌正常工作模式、故障工作模式的處置操作的需求，且接口電路滿足相關詳細規范的匹配要求。電源應提供指令名稱、發送條件、執行點、執行結果判據等。 3.8.3.3 與GNC系統接口 電源系統接收GNC系統的指令，驅動太陽電池陣完成對日捕獲和跟蹤或歸零等活動，并將相關參數送出。接口符合專用技術文件的規定。 3.8.3.4 與地面綜合測試接口 與地面綜合測試接口要求如下： a) 應滿足發射前各級段地面綜合測試的需求，接口電路、地控指令、地控參數設計應適應地面各種供電模式測試需求。 b) 地面穩壓供電、地面充電等功率回路的輸入端可采用二極管、繼電器進行隔離。 c) 確定與太陽電池陣模擬器、蓄電池組模擬器等的電連接器型號及電纜長度，提供接點分配、去向、電流、電壓范圍、信號類型、導線要求等。連接器設計應采取防插錯措施。 3.8.4 熱接口 熱接口要求如下： a) 電源系統各設備應提供全周期內熱耗曲線，包括最大、最小值及平均值； b) 提供接觸面本體材料及涂層材料；確定各設備的比熱容、表面太陽吸收系數和發射系數； c) 提供電源系統各設備與熱控系統的安裝界面溫度。 3.9 重量 電源系統各裝置重量應符合航天器專用技術文件的規定。 3.10 壽命 電源系統的設計壽命應比工作壽命長1a～2a。 3.11 外觀 電源系統各裝置的外觀應無劃傷、刻痕、裂紋、污染和其他機械性損傷。 太陽電池陣電池模塊玻璃蓋片裂片率應不超過電池模塊總數的7％，太陽電池陣電池模塊裂片率應不超過電池模塊總數的2％。 3.12 維修性 維修性要求如下： a) 在地面總裝測試階段，電源系統各裝置應具有可維修性； b) 對于太陽電池陣，在發生單體電池破損時，可用與其性能相同的單體電池更換，在太陽電池陣基板與電池之間的絕緣層或碳纖維結構破損時，應可修補； c) 當蓄電池單體或其他元器件發生故障時，可用相同性能的單體電池或元器件更換； d) 電源系統產品若在軌工作壽命超過5a，根據航天器的任務需求，可考慮在軌維修。 3.13 互換性 互換性要求如下： a) 電源系統總裝測試階段，組件發生故障，應可用機、電、熱接口完全一致、功能相同的部件更換； b) 電源系統在軌飛行階段，維修性設計中可更換的組件發生故障，應可用機、電、熱接口完全一致、功能相同的部件更換。 3.14 標志 電源系統各設備的標志應符合GJB 2998和航天器專用技術文件的規定。 4 質量保證規定 4.1 檢驗分類 本規范規定的檢驗分類為： a) 鑒定檢驗； b) 交收檢驗。 4.2 檢驗條件 4.2.1 檢驗環境 除另有規定外，檢驗的環境條件為： a) 溫度：20℃±5℃； b) 相對濕度：30％～70％； c) 氣壓：試驗室氣壓； d) 潔凈度：優于10萬級(含)。 4.2.2 檢驗裝置 檢驗用儀器設備應經計量部門檢定合格，并在有效期內使用，檢驗用儀器、設備的量程和準確度應滿足產品的檢驗要求。 4.3 鑒定檢驗 4.3.1 檢驗時機和數量 有下列情況之一時，應任意抽選一件產品進行鑒定檢驗： a) 新產品研發、技術鑒定、產品定型時； b) 設計和工藝重大改進、重要的原材料、元器件及生產條件有重大改變時。 4.3.2 檢驗項目 鑒定檢驗項目詳見表3。 4.3.3 合格判據 當所有檢驗項目均滿足本規范規定要求時，則判定檢驗合格，并由承制方提供合格認證。 4.4 交收檢驗 4.4.1 檢驗數量 全數檢驗。 4.4.2 檢驗項目 交收檢驗項目詳見表3。 4.4.3 合格判據 當所有檢驗項目均滿足本規范規定要求時，則判定檢驗合格，并由承制方提供合格認證。若沒有通過表3的檢驗項目，允許查明原因，排除故障和修復后再送交檢驗。