一种小卫星电源系统的能量平衡分析方法技术方案

本发明专利技术提出一种小卫星电源系统的能量平衡分析方法，具体如下：(1)、进行太阳能电池阵设计；(2)、根据卫星工作过程设定不同工作模式，以及确定相应模式所需的电压和功率，从而实现对整星能量平衡问题的数学建模；(3)、输入卫星初始轨道根数，并确定卫星姿态模式，建立卫星在轨模型，(4)、计算太阳能电池阵表面太阳入射角，获取太阳能电池阵表面温度；(5)、使用温度补偿算法计算太阳能电池阵的实际工作参数；(6)、建立电源系统模型，将步骤(5)得到的电池阵工作参数输入其中；(7)、通过对应任务飞行序列的时间序列参数0和1控制卫星不同工作模式，获取电源系统的实时工作情况并进行分析。获取电源系统的实时工作情况并进行分析。获取电源系统的实时工作情况并进行分析。

【技术实现步骤摘要】
一种小卫星电源系统的能量平衡分析方法


[0001]本专利技术涉及卫星电源系统领域，特别是涉及低轨卫星整星能量平衡分析方法。

技术介绍

[0002]卫星电源系统作为星上有源设备正常运转必不可少的支持系统，其功能是完成星上能量的产生、储存、调节并对其它星上设备进行能量分配，卫星电源系统一直以来在卫星设计中都占有关键性位置。但受制于地面测试手段的局限，以及在卫星长期在轨工作的恶劣的外部空间环境，电源系统的可靠性将不可避免的受到影响。
[0003]面对着质量、体积、热防护以及成本等众多约束，最大程度提高电源系统的效率、安全和可靠性就成为了电源系统设计最大的挑战。目前小卫星电源系统设计多以简单可靠为原则，采用未调节母线拓扑结构，优化系统设计，减小系统的复杂度，减轻系统的体积和重量，根据卫星实际情况决定具体实现方式。
[0004]通过调研发现，在现有的专利中，尚未出现通过获取太阳光照角并结合太阳电池阵工作温度进行温度补偿来修正太阳电池阵在轨工作参数，依据飞行过程实时计算电池阵功率及负载功耗，并在这一过程中卫星可以自主切换工作模式，最终对飞行本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种小卫星电源系统的能量平衡分析方法，其特征在于，具体步骤如下：步骤(1)、进行太阳能电池阵设计，根据卫星需求功率计算太阳能电池阵功率，进而确定太阳能电池阵排布方式、电池片总面积、电池阵串并联方式参数；步骤(2)、整星能量平衡分析是基于卫星的工作过程来进行的，首先根据卫星工作过程设定不同工作模式，以及确定相应模式所需的电压和功率，从而实现对整星能量平衡问题的数学建模；步骤(3)、输入卫星初始轨道根数，并确定卫星姿态模式，建立卫星在轨模型，根据所建立的卫星模型及设置的初始轨道根数，获取限定时间周期内卫星处的轨道平面与太阳的矢量夹角；步骤(4)、计算太阳能电池阵表面太阳入射角，获取太阳能电池阵表面温度；步骤(5)、使用温度补偿算法计算太阳能电池阵的实际工作参数；步骤(6)、建立电源系统模型，包含电池阵模块、蓄电池模块、电源控制器模块以及负载模块，在太阳能电池阵模型中，将步骤(5)得到的电池阵工作参数输入其中；步骤(7)、通过对应任务飞行序列的时间序列参数0和1控制卫星不同工作模式，获取电源系统的实时工作情况并进行分析。2.根据权利要求1所述的一种小卫星电源系统的能量平衡分析方法，其特征在于：步骤(1)具体为：输入轨道参数和功率需求，进行太阳能电池阵的初步设计；计算整个轨道周期内，太阳能电池阵在日照时提供给整颗卫星的能量：这里，P
e
和P
s
分别为卫星在地影区和日照区时的需求功率，包括调节和电池充电损失；τ
e
和τ
s
分别为每个周期内地影区和日照区的时长；X
e
和X
s
分别表示能量从太阳能电池阵经蓄电池到达负载和从太阳能电池阵直接到达负载这两条路径的效率；卫星寿命初期BOL的发电量通过下面公式估算：其中，S为太阳辐照度；η
SC
为太阳能电池效率；m为卫星太阳能阵列数量；θ
n
为太阳能电池阵表面的太阳入射角；FF为太阳能电池填充因子；而寿命末期的发电量为：P
EOL
＝P
BOL
×
Ld这里，Ld为因空间环境产生的太阳能电池衰减；为保证寿命末期完成任务所需的发电量，太阳能电池阵面积为：3.根据权利要求1所述的一种小卫星电源系统的能量平衡分析方法，其特征在于：步骤(2)具体为：对能量平衡问题进行数学建模；在设计阶段通过模拟卫星功率流和能量来进行能量平衡分析；所有卫星太阳能电池阵产生的功率为：P
pv
(t)＝F
gen
(ξ
S
，r(t)，η
SC
(t)，T(t))
这里，F
gen
为函数的对应法则；时刻t产生的功率取决于太阳入射角θ，而入射角θ又是卫星位置r(t)的函数；ξ
S
是太阳能电池阵构型的函数；η
SC
(t)为时刻t时太阳能电池效率；T(t)为时刻t时太阳能电池阵温度；注意P
pv
(t)是η
SC
(t)的增函数，是T(t)的减函数；设在一个周期任务λ
i
∈λ下，每个设备的瞬时功耗定义为(τ
i
，P
i
(t，χ
i
))，其中τ
i
为时长，P
i
(t，χ
i
)为设备在时刻t时以χ
i
模式工作的瞬时功耗；此时卫星总瞬时功耗为：这里，|λ|为λ中的任务总数；反过来，在一段小时间间隔下蓄电池的充放电由电池荷电状态(SoC)表示为如下函数：SoC(t+Δ)＝F
SoC
(SoC(t)，Δ(P
loads
(t)
‑
P
pv
(t))，ξ
B
，η
b
(t)，T(t))这里，F
SoC
为函数的对应法则；SoC为蓄电池荷电状态；Δ(P
loads
(t)
‑
P
pv
(t))表示卫星总瞬时功耗与太阳能电池阵产生的功率之差；ξ
B
表示设计时的蓄电池单元构型；η
b
(t)为电池效率；注意F
SoC
是Δ(P
loads
(t)
‑
P
pv
(t))的增函数，是η
b
(t)的减函数；因此，电池放电深度DoD表述为：DoD(t+Δ)＝1
‑
SoC(t+Δ)在时刻t时进行能量平衡分析，光照区，I
sa
(t)＝I
load
(t)+I
chrg
(t)+I
shunt
(t)
‑
I
disch
(t)地影区有，I
load
(t)＝I
disch
(t)这里，I
sa
为太阳能电池阵输出电流；I
load
为负载电流；I
shunt
为通过电流分流器电流；I
chrg
为蓄电池充电电流；I
disch
为蓄电池放电电流。4.根据权利要求1所述的一种小卫星电源系统的能量平衡分析方法，其特征在于：步骤(3)具体为：设定轨道参数确定轨道平面，根据所得轨道求得太阳光矢量与轨道平面夹角β；对于卫星来说，由于轨道节点回归产生的轨道面移动，以及每年太阳赤经赤纬的改变，β角会随着时间推移持续变化；根据确定的轨道参数计算太阳光矢量与轨道平面夹角β，计算公式如下：β＝cos
‑1[coS(δ
S
)sin(i
inc
)sin(Ω
‑
Ω
S
)+sin(δ
S
)cos(i
inc
)]其中：δ
S
为太阳赤纬，Ω
S
为太阳赤经，Ω为轨道升交点赤经RAAN，i
inc
为轨道面倾角；则卫星在日照区的时长为：这里，为卫星轨道周期；r
Earth
为地球半径；a为卫星轨道半长轴；μ≈GM，G为引力常数，M为地球重量。5.根据权利要求1所述的一种小卫星电源系统的能量平衡分析方法，其特征在于：步骤(4)具体为：计算太阳能电池阵工作温度，需要计算太阳能电池阵的入射热流量；设卫星赤纬为δ
Sat
，赤经为Ω
Sat
，求得：
δ
Sat
＝sin
‑1[sin(ω+ν)
·
sin(i
inc
)]这里，ω为近地点幅角；ν为真近点角；太阳能电池阵的地球反照幅角为：设太阳能电池阵平面外法线向量在卫星本体坐标系下为而由卫星本体坐标系到赤道惯性坐标系的坐标转换矩阵为A
ib
，则太阳能电池阵平面外法线向量在赤道惯性坐标系下表示为：其中，这里i
b
，i
i
为X轴单位矢量，j
b
，j
i
为Y轴单位矢量，k
b
，k
i
为Z轴单位矢量，下标b和i分别表示本体坐标系和赤道惯性坐标系；太阳光矢量在赤道惯性坐标系下表示为：则求得太阳能电池阵的太阳光入射角为：6.根据权利要求5所述的一种小卫星电源系统的能量平衡分析方法，其特征在于：步骤(4)具体为：卫星在轨运行受到的热辐射类型为太阳辐射，地球反照辐射和...

【专利技术属性】
技术研发人员：王新升，孙培钊，谢萌，康承玮，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：