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たけなりひろなが
4 years ago
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1 Feasibility Study on Spacecraft Power System Using Lithium-Ion Capacitor asatoshi Uno, Akio Kukita, and Koji Tanaka ISAS/JAXA, Yoshinodai, Sagamihara, Kanagawa, Japan Abstract: The feasibility of the spacecraft power system using lithium-ion capacitors (s) as its energy storage source is discussed on the basis of a comparison with lithium-ion batteries (s). Although the specific energy of s is rather lower than that of s, the s outstanding cycle life performance at even deep depth of disrge (DoD) can bridge the gap between s and s with respect to the net specific energy, which is defined as the product of the specific energy and DoD. A constant power (CP) rging scheme that can reduce the size and mass of photovoltaic () arrays in the -based power system is proposed. s usually need not only constant current (CC) rging but also constant voltage (CV) rging to be rged to a high state of rge (SoC) level, while s can reach a high SoC without CV rging. Using CP rging instead of traditional CC CV rging, the power demand for arrays from s can be leveled to be constant, resulting in a reduction of the size and mass of arrays. The mass comparison between the - and -based power systems consisting of energy storage source, arrays, and power conditioning system was made. In the case that the -based system is operated at a relatively shallow DoD (shallower than %) to achieve long cycle life, the -based system with deep DoD ( %) can be comparable. The analysis indicated that the can be an alternative energy storage source to the that is operated with shallow DoD to achieve long cycle life, even from the power system mass view point. Other benefits, such as extended operational temperature range of the, etc., improve the likelihood of s being considered to be a spacecraft energy storage source. Presented at the 31 st ISAS Space Energy Symposium, 24 February, 12

2 リチウムイオンキャパシタを蓄電源に用いた宇宙機電源システムのフィージビリティスタディ ISAS/JAXA 鵜野将年久木田明夫田中孝治 1. はじめに宇宙機電源において軽量化長寿命化運用性向上は往年の課題である宇宙機用蓄電源として従来ではアルカリ系二次電池が用いられてきたが近年ではセルあたり 15 Wh/kg 以上の高いエネルギー密度を有するリチウムイオン二次電池 (: Lithium-Ion Battery) が主流であるを含む二次電池の寿命は放電深度 (DoD: Depth of Disrge) 温度充電電圧等の化学反応をもたらす諸条件に大きく依存する宇宙機では要求寿命を満足させるためこれらの条件を厳密に管理し運用する必要があるため更なる長寿命化運用性向上には課題を有するのが現状である電気二重層キャパシタ (EDLC: Electric Double-Layer Capacitor) は電極電解液の界面に形成される電気二重層を蓄電原理に用いた化学反応を伴わない蓄電デバイスであり寿命レート特性温度特性等の観点において二次電池よりも優れた特性を示すしかしエネルギー密度がセルあたり 1 Wh/kg 以下と二次電池と比較して低いためその用途はハイブリッド電源や回生システム等のハイパワー用途に限られている電気二重層の蓄電原理との反応機構の両方を用いたハイブリッドキャパシタとしてリチウムイオンキャパシタ (: Lithium-Ion Capacitor) が大きな注目を集めている通常の EDLC と比較しては3 Wh/kg 程度の高いエネルギー密度を有しており電動車両や産業用途を含めた様々な分野への応用が期待されているエネルギー密度の観点でと比較すると依然として大きな隔たりがあるが優れた寿命性能や温度特性を考慮した場合の代替電源となる可能性を秘めている本稿ではを比較対象としつつを蓄電源に用いた宇宙機電源システムのフィージビリティスタディを行う 2. エネルギー密度の比較前述の通り二次電池の寿命は DoD に大きく依存する低軌道衛星では典型的な 3 サイクルの要求寿命を満足するために二次電池は一般的に % 以下の DoD で運用が行われる言い換えると通常の運用時には二次電池の有するエネルギー密度のうち % しか利用されないため軌道上で有効となるエネルギー密度は大幅に低下してしまう Table 1 は各種蓄電源の有効エネルギー密度 ( エネルギー密度と DoD の積 ) の比較を示すのエネルギー密度は 15 Wh/kg 程度であるが DoD が % 以下であるため有効エネルギー密度は < Wh/kg まで低下してしまう一方 EDLC やは非常に長寿命であり且つその寿命は DoD にほとんど依存しないため [1] 従来の二次電池よりも深い DoD で運用することが可能となる EDLC とをそれぞれ % の DoD で運用した場合それぞれの有効エネルギー密度は < 8 Wh/kg < 24 Wh/kg となり有効エネルギー密度の観点でとの差異は大幅に縮まる Table 1. Comparison among traditional secondary batteries, EDLC, and. Alkaline Battery Supercapactor (Ni-Cd, Ni-H) EDLC Specific Energy Wh/kg <15 Wh/kg < 1 Wh/kg < 3 Wh/kg Depth of Disrge <% <% < % < % Net Specific Energy <24 Wh/kg < Wh/kg < 8 Wh/kg < 24 Wh/kg

3 Voltage [V] State of Charge [%] CC CV Peak Power of 5.5W Current Power Voltage Time [h] Current [A], Power [W] Voltage [V] State of Charge [%] Power Voltage Time [h] (a) (b) Fig. 1. Typical rging profiles of (a) a 1-Wh cell and (b) a 1-Wh cell. Current Current [A], Power [W] 3. 定電力充電による太陽電池面積の削減典型的なの充電特性として Fig. 1(a) に 1 Wh のセルに対して定電流定電圧 (CC CV: Constant Current Constatnt Voltage) で充電を行った際の特性を示す充電電流と電圧が共に最大となる CC 充電期間の末期 ( もしくは CV 充電の初期 ) に充電電力は最大となる CC 充電期間に充電可能な SoC(State of Charge) は % 程度であり残りの約 % は CV 期間で充電が行われる即ちを高い SoC まで充電するためには CV 充電が必要不可欠であることが分かる一般的な宇宙機では CC と CV 充電の切り替わり時に生じる最大電力を供給可能なよう太陽電池パドル (SAP: Solar Array Paddle) は設計されるとは異なりや EDLC はインピーダンスが低いため CV 充電を用いずともほぼ % の高い SoC まで充電可能である CC CV 充電に替わり定電力 (CP: Constatnt Power) 充電で 1 Wh のを充電した際の充電特性を Fig. 1(b) に示すはほぼ % の SoC まで一定の電力で充電可能なためを CC CV で充電する場合と比較して必要となる最大充電電力を低減することが可能となる最大充電電力の低減により結果として SAP の面積ならびに質量を削減することができる 4. 蓄電源にならびにを用いた電源システムの質量比較蓄電源にを用いた小 ~ 中規模の宇宙機電源システムでは Fig. 2(a) に示す Array Power Regulator (APR) を用いた常時非安定バスが主流となりつつあるの充電制御は APR により行われるため専用充電器は不要である一方の電圧変動はと比較して大きいためを蓄電源に用いる際は充放電器 (: Charge/Disrge Regulator) が必要になると考えられる Fig. 2(b) にに蓄電源を用いた常時安定バスの一例を示すここではバス電圧制御にシャントデシペータを用いている本項ではに対しては Fig. 2(a) に対しては Fig. 2(b) に示す電源システムの質量比較を行う 4.1. 蓄電源にを用いた電源システムの質量日照日陰の期間を T sun T eclipse 負荷電力を P load とすると日陰時の放電エネルギー E dis- は E = P T (1) dis load eclipse

4 となる蓄電源のアセンブリに必要となる構造部品のセルに対する質量比率を A セルのエネルギー密度を Array Power Regulator S _cell DoD を D とするとの質量は ( A) E 1+ dis = DS _ cell (2) Photovoltaic Array Load となるの放電時における平均電圧を V ave とするとの容量 C は次式で決定される E DV dis C = (3) ave の充電電流 I は充電レートを R とすると I = C R (4) となる充放電の比率 (C/D 比 ) を次式で定義すると R T sun R = (5) C / D D CC 充電末期におけるの最大充電電力 P _ は P = I V (6) _ となるを用いる電源システムにおける SAP の質量 _ は APR の効率を η APR SAP の出力密度を ρ とすると P load _ = (7) _ η + P APR ρ 電源制御系 (PCS: Power Conditioning System) の質量 _ は APR の質量密度を m APR とすると PCS _ ( P _ Pload) mapr = + (8) を用いた宇宙機電源システムの総質量は (2) (7) (8) の和で与えられる 4.2. 蓄電源にを用いた電源システムの質量の効率を η とすると放電エネルギー E dis- は P T load eclipse E = (9) dis η で表せるの質量はセルのエネルギー密度を S _cell とすると次式で表せる ( A) E 1+ dis = DS _ cell (1) 日照期間の末期でが CP 充電により完全充電されるとするに対する充電電力 P _ は E η T dis P = (11) _ sun Photovoltaic Array Shunt Dissipator (a) (b) Charge/Disrge Regulator Table 2. Parameters for mass comparison. Load Fig. 2. Bus architecture for (a) -based Parameter Symbol Value Load Power P load W Sun Period T sun 1 h Eclipse Period T eclipse.5 h C/D Ratio (for only) R C/D 1.25 Charge Voltage ( only) V 28.7 V Average Disrge Voltage ( only) V ave 25.9 V ass Ratio of enical Strucrural Supports to Cells A % Specific Power of Array ρ W/kg Efficiency of Array Power Regulator η APR 9% Efficiency of Charge/Disrge Regulator η 9% ass/watt Coefficient of Array Power Regulator m APR 4 kg/kw ass/watt Coefficient of Charge/Disrge Regulator m 4 kg/kw ass/watt Coefficient of Shunt Dissipator m Shunt 2 kg/kw system and (b) -based system. ass of Power System [kg] Wh/kg (+%) 15Wh/kg (nominal) 1Wh/kg (-%) Energy DoD [%] 24Wh/kg (-%) 3Wh/kg (nominal) 36Wh/kg (+%) Fig. 3. ass of - and -based power systems as a function of DoD.

5 を用いる電源システムにおける SAP の質量 _ ならびに PCS の質量 PCS_ はそれぞれ P + P load _ = (12) _ PCS _ load ρ ( P _ P load ) m shunt = P m + + (13) ここで m m shunt はそれぞれシャントの質量密度であるを蓄電源に用いた電源システムの総質量は (1) (12) (13) の和で与えられる System ass [kg] -Based System -Based System PCS % % % % 15% 1% DoD of DoD of 4.3 システム質量比較 Fig. 4. ass breakdown of - and 負荷電力 1 kw に対してならびにを蓄電源に -based power systems. 用いた電源システムの質量を Table 2 に示すパラメータを用いて比較を行ったとのノミナルのエネルギー密度 ( それぞれ 15 Wh/kg 3 Wh/kg)±% におけるシステム質量の DoD 依存性を Fig. 3 に示す前述の通り 3 サイクルを満足させるためには % 以下の DoD で運用される DoD% におけるシステムの質量は 5 kg 前後でありシステムよりも軽量であることから要求寿命が 3 サイクル程度であれば蓄電源にを用いたシステムの方が質量の観点で依然として有利であることが分かる一方更なる長期運用を目指してを浅い DoD で運用する場合はシステムの質量は急激に増加するためを用いたシステムと質量の観点において競合することになる Fig. 4 には 3 サイクル以上の長期運用を満足可能であると考えられる DoD でそれぞれの電源システムを運用した場合におけるシステム質量の内訳を示す蓄電源にを用いたシステムはが大きな質量比率を占める一方 CP 充電による SAP 面積削減効果により SAP の質量がシステムにおけるそれよりも削減されていることが分かる総質量としてはを ~% で運用するシステムとを 15~% で運用するシステムが同程度となることから宇宙機の長期運用を目指す場合においてはは有用な蓄電源に成り得ることが示唆されたの幅広い温度特性 ( ~ C) による電源システムの熱設計制約条件の緩和等を考慮すれば宇宙機電源におけるの有用性は更に高まるものと期待できる 5. まとめ蓄電源にを用いた電源システムのフィージビリティスタディを行ったはと比較して低エネルギー密度ではあるが深い DoD における良好な寿命特性 CP 充電の採用による SAP 面積の削減効果等を考慮すると宇宙機の長期運用を目指す場合のシステムレベルにおいてと質量の観点において同等の蓄電源と成り得ることが示された参考文献 [1]. Uno and K. Tanaka, Accelerated Charge Disrge Cycling Test and Cycle Life Prediction odel for Supercapacitors in Alternative Battery Applications, IEEE Trans. Industrial Electronics, to be published.

1. はじめに再生可能エネルギー発電の増加に伴い電力需給調整用の蓄電池の必要性が増している蓄電池は運用性に優れるが非常に高価であり寿命がそれほど長くなく使い方によっては寿命が短くなると言われているそこで運用に悪影響を及ぼさない範囲で極力寿命を長くする運用を行うことが望まれる蓄電池の実運用

1. はじめに再生可能エネルギー発電の増加に伴い電力需給調整用の蓄電池の必要性が増している蓄電池は運用性に優れるが非常に高価であり寿命がそれほど長くなく使い方によっては寿命が短くなると言われているそこで運用に悪影響を及ぼさない範囲で極力寿命を長くする運用を行うことが望まれる蓄電池の実運用四国電力, 四国総合研究所研究期報 104(2016 年 6 月 ) 41-45 ページリチウムイオン電池加速劣化試験結果について四国総合研究所産業応用技術部多田安伸キーワード : リチウムイオン電池 Key Words: Lithium Ion Battery 加速劣化試験 Accelerated deterioration test SOC SOC(State Of Charge) 放電容量