航天器多圈能量平衡设计方法及系统技术方案

本发明专利技术提供了一种航天器多圈能量平衡设计方法及系统，涉及航天器设计与仿真技术领域，包括太阳电池阵串联数设计、太阳电池阵并联数设计、蓄电池组串联数设计和蓄电池组并联数设计，所述能量平衡设计方法适用于航天器多圈能量平衡状态。本发明专利技术有效解决了整星负载功率过大时供配电分系统体积重量超限的问题，为航天器多圈能量平衡的供配电分系统设计提供了可行的方案，扩大了能量平衡设计方法的适用范围。范围。范围。

【技术实现步骤摘要】
航天器多圈能量平衡设计方法及系统


[0001]本专利技术涉及航天器设计与仿真
，具体地，涉及航天器多圈能量平衡设计方法及系统。

技术介绍

[0002]航天器的能源形式主要有锌银蓄电池、氢氧燃料电池、同位素温差电池、太阳阵
‑
锂离子蓄电池组等。目前使用最为广泛的为太阳阵
‑
锂离子蓄电池组，基于砷化镓等太阳电池片，利用光伏效应将太阳能转化为电能，并由蓄电池组在光照期储存富余的电能、在阴影期或大功率时提供电能。
[0003]采用太阳阵
‑
锂离子蓄电池组为能源形式的航天器，需要根据轨道参数、负载功耗等一系列因素，进行能量平衡分析与计算，以便确定所需的太阳阵、蓄电池组的串并联数。
[0004]传统的航天器一般要求能量当圈平衡，即轨道环绕一圈，可给蓄电池充电的电量大于等于蓄电池消耗的电量。随着航天器任务的多样化、有效载荷的高功率化，航天器短期功率日益增加，若仍要求当圈能量平衡，所需的太阳阵的面积重量、蓄电池组的体积重量都需要随之增加。受限于运载能力，航天器的体积、重量不能无限增加，本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航天器多圈能量平衡设计方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤S1：输入条件参数，所述条件参数包括轨道参数、负载参数、太阳电池片参数、蓄电池单体参数、空间环境参数和限定条件参数；步骤S2：对太阳电池片和蓄电池单体进行选型，获取太阳电池片参数和蓄电池单体参数；步骤S3：根据整个航天器的功耗和型号需求，选取母线调节方式和母线电压；步骤S4：计算蓄电池串联数；步骤S5：计算太阳电池阵串联数；步骤S6：以多圈平衡算法计算太阳电池阵并联数；步骤S7：计算蓄电池组并联数；步骤S8：进行能量平衡验证分析；步骤S9：判断航天器是否满足指标要求，若满足，则输出设计结果；若不满足，则对太阳电池阵、蓄电池的并联数进行优化设计，优化设计后重新进入步骤S8分析。2.根据权利要求1所述的航天器多圈能量平衡设计方法，其特征在于：所述轨道参数包括轨道周期、单圈最长阴影时长、单圈最短光照时长以及光照角；所述负载参数包括航天器各工作模式下负载长期功耗、短期功耗以及平均功耗；所述太阳电池片参数包括单片最佳工作电压、工作电流面密度、单片面积以及损失因子；所述蓄电池单体参数包括单体额定容量、单体额定电压、单体平均放电电压以及单体放电截止电压；所述空间环境参数包括空间环境温度、太阳光强因子以及辐照通量，所述限定条件参数包括蓄电池组允许放电深度、太阳阵线路压降以及多圈平衡圈数。3.根据权利要求1所述的航天器多圈能量平衡设计方法，其特征在于：所述蓄电池组串联数的计算方法如下：式中，N
BS
表示蓄电池组的串联数，U
Busmin
表示母线最低电压，V
rated
表示蓄电池单体额定电压。4.根据权利要求1所述的航天器多圈能量平衡设计方法，其特征在于：所述太阳电池阵串联数的计算方法如下：获得太阳电池阵需要输出的总电压：V
SA
＝V
Busmax
+V
w
V
mp
＝V
mpΦ
×
F
u
+β
vp
(T
op
–
T
o
)式中，V
SA
表示太阳电池阵输出总电压；V
Busmax
表示母线最高电压；V
w
表示母线压降；V
mp
表示寿命末期太阳电池片单片工作电压；V
mpΦ
表示该太阳电池片在1MeV能量，电子辐照通量为Φe
·
cm
‑2后，在标准温度T
o
时的工作电压；F
u
表示寿命末期电压组合损失因子；
β
vp
表示太阳电池工作电压温度系数；T
op
表示太阳电池工作温度；T
o
表示太阳电池标准测试温度25℃；则太阳电池阵串联数的计算式为：N
s
＝V
SA
/V
mp
。5.根据权利要求1所述的航天器多圈能量平衡设计方法，其特征在于：所述太阳电池阵并联数的计算方法如下：计算太阳电池片末期工作电流：I
mp
＝[I
mpΦ
+β
IP
(T
op
–
T
o
)]
×
S
×
S
’×
F
m
×
F<...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈占胜，邵陈懋，张朋松，宋效正，陆一波，
申请(专利权)人：上海卫星工程研究所，
类型：发明
国别省市：