太阳同步轨道卫星电源系统设计计算方法研究_鄢婉娟
低轨道卫星蓄电池充电策略研究及在轨验证
其可行性，保证了蓄电池良好的工作状态。
关键词：低轨道卫星；镉镍蓄电池；充电策略
中图分类号：TM 912
文献标识码：A
文章编号：1002-087 X(2017)11-1586-03
Study of control strategy applicable for battery charging on low-orbit satellite
研究与设计
低轨道卫星蓄电池充电策略研究及在轨验证
王乐乐， 刘元默， 鄢婉娟， 马文伟， 苏 蛟 (航天东方红卫星有限公司，北京 100094)
摘要：蓄电池组作为低轨道卫星上重要的储能设备，其工作状态直接影响到整星工作的安全性和稳定性。而合理有效的
充电策略和控制手段能够有效延缓蓄电池性能的衰降速度，延长其在轨使用寿命。指出了以往充电终止控制策略的局
低轨道卫星中典型的是太阳同步轨道卫星，由于其卫星 与太阳之间的连线和轨道平面的夹角恒定，并且对太阳的视 角也是恒定的，因此对于太阳同步轨道卫星来说，它的电源系 统有着明显的特点，如负载功率变化较大，特别是短期负载特
收稿日期：2017-04-15 作者简介：王乐乐（1981—），女，江苏省人，高级工程师，主要研 究方向为卫星一次电源设计。
别大；还有蓄电池充放电循环次数多，大多数的太阳同步轨道 卫星并无全日照，如卫星的运行周期为 90 min，每一个轨道圈 均有一个地影期，则蓄电池需经受一次充放电循环，在一年飞 行寿命内，太阳同步轨道卫星的充放电循环次数是地球同步 轨道卫星的 50~60 倍。所以太阳同步轨道卫星上的蓄电池长 期处于反复的充放电循环中，性能出现衰降，对整个卫星的性 能和寿命造成重大影响。而合理而有效的充电策略和控制手 段的研究，能够确保蓄电池在轨保持良好的工作状态，有效延 缓性能的衰降速度，延长蓄电池的使用寿命。
带有太阳电池阵的卫星电源系统在轨测试方法
区 可调 节 母 线 为例 ， 出 了卫 星 电 源 系统在 轨 测 试 方 法 及 相 应 的 计 算 公 式 ； 给 最后 ， 过 工程 验 证 了该 方 法 的 正 确 通
性 。
关键词
地球 同步轨道 ； 电源 系统； 在轨测试 ； 太阳帆板 ； 卫星操作 中心
文 献标 识 码 ： Ａ
维普资讯
第２ 卷 第 １ ６ 期
２０ ０ ７年 ２月
飞行 器测控 学报
Ｊ ｕ ｎ ｌｏ ｐ ｃ ｃ ａｔＴＴ＆ Ｃ Ｔｅ ｈ ｏｏ ｙ ｏ ｒ ａ ｆＳ ａ ｅｒ ｆ ｃ ｎ ｌｇ
Ｖｏ ． ６ Ｎｏ １２ ．１ Ｆｅ 舢 ｂ．
带 有 太 阳 电池 阵 的 卫 星 电 源 系统 在 轨 测 试 方 法
李 建 成 ’ 任 登 高 兰 宝君 ’ ， ’
（． １西北工业大学 ・ 陕西西安 ・ １０ ２ ２ 西安卫星测控中心 。 ７０３ ； ． 陕西西安 ’ １０ ３ ７阳帆板 的地球 同步卫星在 轨测 试需求 ， 分析 了星上 电源 系统 的组成及技 术状 态； 以光 照 并
Ａｂ ｔ ａ ｔ Ｉ ｉ ｐ ｐ ｒａ ａ ｙ ｅ ｈ ｏ ｏ ｉｏ ｄ ｓ ｔ ｓｏ ｅ ｅ ｅ ｔ ｃ ｗｅ ｙ ｔ ｍｓｏ ｉ ａ ｅ ｓａｉｎ ｒ ａｅ－ ｓ ｒ ｃ Ｉ ｓ ａ ｅ ｎ ｌｚ ｓｔ ｅ ｃ ｍｐ ｓｔ ｎ ａ ｔ ｕ ｆｔ ｌ ｃｒ ａ ｐ ｈ ｉ ｎ ａ ｈ ｉｌ ｏ ｒｓ ｓ ｅ ｆ Ｃｈｎ ’ ｇ ｏ ｔｔ ａ ｙｓ ｔｌ Ｓ ｏ ｌ ｅ ｎ ａ ｃ ｒ ａ ｃ ｉ ｈ ｅ ｕ ｒ ｍｅ ｔ ｆｒｉ ． ｒ ｉ ｔｓ ｏ ｅ ｓ ｎ ｈ ｏ ｏ ｓｓ ｔｌ ｔｓ ｅ ｕ ｐ ｅ ｔ ｏａ ｒａ ｓ ａ ｉ ｇ ｉ ｓｉ ｃ ｏ ｄ ｎ ｅ ｗ ｔ ｔｅ ｒ ｑ ｉ ｔ ｈ ｅ ｎ ｓ ｏ — ｂ ｔ ｅ ｔ ｆｇ ｏ ｙ ｅ ｒ ｎ ｕ ａｅｌ ｅ ｑ ｉ ｐ ｄ ｗ ｈ ｓ ｌｒａ ｒ ｙ ．Ｔ ｋ ｎ ｎｏ ｉ ｉ
太阳同步轨道卫星电源系统供电模型及任务规划方法
２０１９年第３７卷８月增㊀刊西北工业大学学报ＪｏｕｒｎａｌｏｆＮｏｒｔｈｗｅｓｔｅｒｎＰｏｌｙｔｅｃｈｎｉｃａｌＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙＡｕｇ．Ｖｏｌ．３７２０１９Ｓｕｐｐｌｅｍｅｎｔ收稿日期：２０１９⁃０３⁃２０作者简介：张勇（１９８７ ），航天东方红卫星有限公司工程师，主要从事小卫星电源系统总体设计研究㊂太阳同步轨道卫星电源系统供电模型及任务规划方法张勇，鄢婉娟，苏蛟，郝佳宁（航天东方红卫星有限公司，北京㊀１０００９４）摘㊀要：传统的任务规划方法依据卫星寿命末期最恶劣条件下电源系统供电能力给出短期载荷允许的最大工作时间，导致卫星系统效能偏低㊂针对这个问题，首先给出了太阳同步轨道卫星的能源约束条件模型㊁锂离子蓄电池组充放电过程模型，以及影响太阳电池阵输出功率的输入条件模型，包括：太阳入射角㊁地球反照㊁姿态机动㊁星体对太阳电池的遮挡㊂在此基础上，提出了一种以任务执行时的电源系统状态和轨道光照条件状态下电源系统供电能力为输入条件，以能源约束条件为边界约束条件的任务规划方法，并给出了某光学遥感卫星典型工作模式下的任务规划结果㊂该任务规划方法可充分利用电源系统的供电能力，实现了短期载荷工作模式的任意组合，提高了卫星的使用效能㊂关㊀键㊀词：电源系统；能源约束条件；任务规划中图分类号：Ｖ４２３．４＋４㊀㊀㊀文献标识码：Ａ㊀㊀㊀文章编号：１０００⁃２７５８（２０１９）Ｓ１⁃０００１⁃０７㊀㊀现有遥感卫星任务规划能源约束采用固定约束规划策略，以卫星最恶劣的使用状态，即在轨寿命末期光照及轨道条件最恶劣，电源分系统提供能量最低时的状态制定约束条件，对任意时间段内的成像及回放时间长度进行限制［１］，防止卫星放电过度造成蓄电池组的损害；也不能实现不同短期载荷工作模式的任意组合㊂本文以能源约束条件模型为基础，提出了一种任务规划算法流程，将锂离子蓄电池组充放电过程模型㊁影响太阳电池阵输出功率的输入条件模型，以及卫星在各工作模式下的功率情况应用到算法流程中进行迭代，得到任务执行时电源系统状态和轨道光照条件下的不同短期载荷工作模式组合的最大工作时间，实现了电源系统供电能力的充分利用，提高了卫星的使用效能㊂１ 能源约束条件对于太阳电池阵－蓄电池组电源系统，蓄电池组作为储能电源，其循环寿命是约束电源系统在轨寿命的瓶颈㊂蓄电池组的使用寿命与其放电深度成反相关关系，为了延长其在轨使用寿命，需要对放电深度做出限制；对于配置太阳电池阵－蓄电池组电源系统的太阳同步轨道低轨小卫星，由于其轨道周期较短，在一个轨道周期内，阴影期又较长，约占整个轨道周期的三分之一［２］，在对蓄电池组放电深度做出要求外，还会要求卫星电源系统能够满足单圈能量平衡，即在一个轨道周期内，阳照期结束时蓄电池组应处于满电量状态㊂为了满足单圈能量平衡及放电深度的限制，需要对卫星载荷的在轨使用提出约束，该约束条件称为能源约束㊂定义一个轨道周期从卫星开始进入阴影区时刻为起始时刻，到阳照区结束时刻为止㊂以一个轨道周期为单位安排卫星有效载荷的工作，由于在一个轨道周期内需要满足单圈能量平衡，且放电深度不能超过设计值Ｄｍａｘ，所以一个轨道圈内必须满足以下条件：单圈能量平衡条件：单圈蓄电池总的充放电量Ｃ（Ｔ０）ȡＣｅ；西㊀北㊀工㊀业㊀大㊀学㊀学㊀报第３７卷单圈放电深度限制条件：在一个轨道圈内任意时刻的当前电量Ｃ（ｔ）ȡＣｅ㊃Ｄｍａｘ㊂式中，Ｃｅ为卫星所用蓄电池组的额定电量；Ｔ０为从阴影区起始的轨道周期时间；Ｄｍａｘ为允许的最大放电深度；Ｃ（Ｔ０）为一个轨道周期结束时的当前电量值；ｔ为以开始进入阴影区为起点的时间，范围为０ Ｔ０；Ｃ（ｔ）为在一个轨道周期内ｔ时刻的当前电量㊂２㊀蓄电池组充放电过程建模锂离子蓄电池组采用恒流恒压充电控制方式，防止过充电㊂当蓄电池组电压低于设定的恒压电压时，进行恒流充电，此时只要有足够的能量，都可用来充电，但受到充电调节器输出电流能力的限制，充电电流最大不能超过设定值；当蓄电池组电压达到设定的恒压电压时，进入恒压充电阶段，充电电流逐渐减小，直到充电终止［３］，蓄电池组电压不再升高㊂实际应用中，蓄电池组充电可进入恒压段，也可不进入恒压段，只需满足单圈能量平衡即可㊂蓄电池组充电进入恒压段意味着太阳电池阵输出功率有余量㊂令Ｐｗ为太阳电池阵输出到母线的功率，Ｐｌｏａｄ为负载所需功率㊂负载所需功率是时间的函数，通常情况下分为平均长期功耗Ｐ１和不同的短期负载功耗Ｐ２１，Ｐ２２， ，Ｐ２ｎ㊂当太阳电池阵输出到母线的功率不能满足负载所需功率时：如果在阴影期，由蓄电池组负责向负载供电［４］Ｃ（ｔ）＝ʏｔ０Ｐｌｏａｄ（ｔ）ηｄＶｄｄｔ（１）㊀㊀如在阳照期，太阳电池阵为负载供电，不足部分由蓄电池组进行供电Ｃ（ｔ）＝ʏｔ０Ｐｌｏａｄ（ｔ）－Ｐｗ（ｔ）ηｄＶｄｄｔ（２）㊀㊀当太阳电池阵输出到母线的功率除向负载供电有富裕，且蓄电池组当前电量未达到额定容量时，太阳电池阵输出功率为蓄电池组充电Ｃ（ｔ）＝ʏｔ０ｍｉｎ（Ｐｗ（ｔ）－Ｐｌｏａｄ（ｔ））ηｃＶｃ，Ｉｍａｘéëêêùûúúｄｔ（３）式中，ηｄ为蓄电池组供电时的放电效率；Ｖｄ为蓄电池组的放电电压；ηｃ为蓄电池组的充电效率；Ｖｃ为蓄电池组的充电电压；Ｉｍａｘ为允许的最大充电电流，通常取０．３Ｃｅ㊂３㊀太阳电池阵输出功率计算３．１㊀太阳电池发电特性文献［５］给出了太阳电池阵寿命末期输出电流电压的计算模型和Ｉ⁃Ｖ曲线仿真模型，在电源分系统的设计中，要求串联片数有一定余量，即太阳电池阵在轨工作时，由于全调节母线电压的嵌位，实际的工作点在Ｉ⁃Ｖ曲线最佳工作点的左侧，即Ｖｏｐ＜Ｖｍｐ；实际输出到母线上的电流不小于最佳工作点电流ＩｏｐȡＩｍｐ，式中Ｉｍｐ为Ｉ⁃Ｖ曲线中最佳工作点电流，Ｖｏｐ＝Ｖｂ＋Ｖｄｉｏ＋Ｖｌｉｎｅ为工作点电压，Ｖｂ为阳照期母线电压值，Ｖｄｉｏ为串联二极管压降，Ｖｌｉｎｅ太阳电池阵供电线路压降，Ｉｏｐ为Ｉ⁃Ｖ曲线中Ｖｏｐ对应的工作点电流㊂根据文献［５］给出的计算模型，计算春秋分太阳光矢量与太阳电池阵正面法线夹角为０时，太阳电池阵输出到母线的电流Ｉｏｐ㊂则春秋分太阳电池阵在正照时输出到母线的功率为Ｐ０＝ＶｂＩｏｐ㊂３．２㊀轨道条件影响卫星的轨道条件决定了太阳有效光强因子及轨道周期内地影时间在全年内的变化㊂文献［５］给出了由轨道条件计算太阳有效光强因子和地影时间的方法模型，其中太阳有效光强因子Ｋｓｓ＝ｃｏｓβ㊃Ｋｄ，式中β＝γ－ϕ为太阳光矢量与太阳电池阵法线的夹角，当β在０ʎ ５０ʎ之间时，Ｋｓｓ基本符合余弦定律；当入射角超过５０ʎ之后，明显偏离余弦值，超过８５ʎ时，Ｋｓｓ＝０，实际Ｋｓｓ随β的变化曲线被称为凯利余弦（Ｋｅｌｌｙｃｏｓｉｎｅ）［６］；γ为太阳光矢量与轨道面的夹角，ϕ为太阳电池阵与轨道平面的夹角，太阳翼绕卫星本体坐标系的Ｙ轴单轴转动跟踪太阳时，ϕ＝９０ʎ，Ｋｄ为日地距离因子，与日地距离的平方成反比，春秋分时取为１㊂地影时间计算如下：Ｔｅ＝Ｔ０㊃Ｋｅ（４）Ｋｅ＝１１８０ａｒｃｃｏｓ１－ｒ２ｅ／（ｒｅ＋ｈ）２ｃｏｓγéëêêùûúú（５）式中，ｒｅ为地球赤道半径，ｈ为卫星轨道高度㊂３．３㊀地球反照影响太阳电池阵受到的辐射光源除了太阳光的直接辐射外，还包括地球红外辐射和地球反照辐射㊂其中地球红外辐射主要集中在６ １６μｍ，而太阳电池２增㊀刊张勇，等：太阳同步轨道卫星电源系统供电模型及任务规划方法阵采用的三结砷化镓电池的吸收光谱范围为０．３ １．８μｍ，所以地球红外辐射对太阳电池阵发电效果的影响可以忽略不计㊂地球反照辐射将会增强太阳电池阵接收到的光照强度，增加太阳电池阵的输出功率㊂地球反照辐射的强弱可以用地球反照率表示㊂目前认为，地球平均反照率可取０．３［７］㊂文献［８］给出了一种地球反照辐射强度与日－地－卫星相对位置的简化模型㊂当卫星太阳电池阵与轨道面垂直时，地球反照辐射强度：ＨＥ＝Ｓρｋ（τ）ｃｏｓδ（６）式中，Ｓ为太阳直射辐射强度；ρ为地球平均反照率，δ为太阳光与地球－卫星连线的夹角；ｋ（τ）为太阳电池阵法线与地球－卫星连线之间夹角的影响因子，夹角越大，ｋ（τ）越大，当夹角为０，即当卫星飞至赤道上空时，太阳电池阵背向地球时，不再受地球反照辐射影响［９］㊂文献［１０］利用太阳电池阵电流的遥测数据，根据最小二乘法给出地球反照下的输出电流模型参数，结果表明，对于６３０ｋｍ高度的近地卫星，地球反照辐射强度约为太阳直射辐射强度的５％ ８％㊂３．４㊀卫星姿态机动影响在三维空间中，矢量旋转可以通过单一的旋转角α和旋转所围绕的单位向量Ｖ＝ｘｙｚ()来定义，某一向量绕单位向量Ｖ旋转α角度的变换矩阵如下Ｍ＝ｃｏｓα＋（１－ｃｏｓα）ｘ２（１－ｃｏｓα）ｙｘ－ｚ（ｓｉｎα）（１－ｃｏｓα）ｚｘ＋ｙ（ｓｉｎα）（１－ｃｏｓα）ｙｘ＋ｚ（ｓｉｎα）（１－ｃｏｓα）ｙ２＋ｃｏｓα（１－ｃｏｓα）ｙｚ－ｘ（ｓｉｎα）（１－ｃｏｓα）ｚｘ－ｙ（ｓｉｎα）（１－ｃｏｓα）ｙｚ＋ｘ（ｓｉｎα）（１－ｃｏｓα）ｚ２＋ｃｏｓαéëêêêêùûúúúú图１㊀卫星运动轨迹假设卫星轨道偏心率为０，以地心为原点，定义Ｏ（ｘ，ｙ，ｚ）右手坐标系，其中卫星轨道面为坐标系的ｘｏｙ面；垂直于ｘｏｙ面且平行于太阳光的面为ｙｏｚ面；太阳翼正面法线方向为ｙ轴方向；以卫星运动方向为四手指指向方向，以右手定则定义拇指指向方向为ｚ轴，如图１所示，其中：ｃ０，ｃ１，ｖ０均为单位向量；ｃ０为不侧摆时太阳翼的法线方向，与ｙ轴重合；ｃ１是太阳光照射方向，在ｙｏｚ平面内，与ｙ轴夹角为β；ｖ０是卫星的速度方向，与卫星与地球中心连线垂直，与ｙ轴夹角为θ；ｆ是卫星轨道平面的法线方向，与ｚ轴重合㊂则ｃ０，ｃ１，ｖ０表示如下ｃ０＝０１０()ｃ１＝０ｃｏｓβ－ｓｉｎβ()ｖ０＝ｘｙｚ()＝－ｓｉｎθｃｏｓθ０()ｆ＝ｘｙｚ()＝００１()㊀㊀侧摆是卫星绕其速度方向进行转动，是光学载荷卫星扩大幅宽的有效手段，卫星在进行侧摆过程中，太阳电池阵输出功率会因为侧摆引起的β角变化而受到影响㊂根据图１所示的坐标定义，侧摆为卫星绕ｖ０的转动，角度为α，图１中未标出㊂ｃ０绕ｖ０转动α角度后的向量ｃ２计算如下ｃ２＝Ｍˑｃ０＝ｃｏｓα＋（１－ｃｏｓα）ｘ２（１－ｃｏｓα）ｙｘ－ｚ（ｓｉｎα）（１－ｃｏｓα）ｚｘ＋ｙ（ｓｉｎα）（１－ｃｏｓα）ｙｘ＋ｚ（ｓｉｎα）（１－ｃｏｓα）ｙ２＋ｃｏｓα（１－ｃｏｓα）ｙｚ－ｘ（ｓｉｎα）（１－ｃｏｓα）ｚｘ－ｙ（ｓｉｎα）（１－ｃｏｓα）ｙｚ＋ｘ（ｓｉｎα）（１－ｃｏｓα）ｚ２＋ｃｏｓαéëêêêêùûúúúú０１０éëêêêùûúúú＝㊀㊀㊀－（１－ｃｏｓα）ｓｉｎθｃｏｓθｃｏｓα＋（１－ｃｏｓα）ｃｏｓθｃｏｓθ－ｓｉｎαｓｉｎθéëêêêùûúúú３西㊀北㊀工㊀业㊀大㊀学㊀学㊀报第３７卷㊀㊀则侧摆后太阳帆板法线与太阳光方向夹角的余弦Ａ＝ｃ１㊃ｃ２＝ｓｉｎαｓｉｎθｓｉｎβ＋㊀ｃｏｓαｃｏｓβ＋（１－ｃｏｓα）ｃｏｓθｃｏｓθｃｏｓβ（７）㊀㊀２种特殊位置情况：当θ为０ʎ时，Ａ＝ｃｏｓβ，即此时侧摆对太阳翼与光照方向夹角没有影响；当θ为９０ʎ时，Ａ＝ｓｉｎαｓｉｎβ＋ｃｏｓαｃｏｓβ＝ｃｏｓ（β－α），此时侧摆对太阳翼与光照方向夹角影响最大㊂如图１，由于光照方向平行于ｙｏｚ面，则ｙｏｚ面将卫星在ｘｏｙ面内一个轨道周期的阳照时间和阴影时间均分，定义θɪ［－π，π］，在ｘｏｙ面内＋ｙ轴上θ＝π２，在阳照区中间；－ｙ轴上θ＝－π２，在地影区中间㊂由于ｔ为０时表示刚进入地影，则θ＝ｔ－Ｔｅ２æèçöø÷２πＴ０－π２㊀㊀俯仰是卫星绕轨道平面的法线方向进行转动，可使光学载荷长时间凝视卫星星下点某一区域，卫星在进行俯仰过程中，太阳翼将保持以轨道角速度绕卫星本体坐标系Ｙ轴跟踪太阳的模式不变，则卫星俯仰机动同样影响太阳光矢量与太阳电池阵法线的夹角，从而影响太阳电池阵的功率输出㊂根据图１所示的坐标定义，俯仰为卫星绕ｆ的转动，角度为λ，图１中未标出㊂ｃ０绕ｆ转动λ角度后的向量ｃ３计算如下ｃ３＝Ｍˑｃ０＝㊀ｃｏｓα＋（１－ｃｏｓα）ｘ２（１－ｃｏｓα）ｙｘ－ｚ（ｓｉｎα）（１－ｃｏｓα）ｚｘ＋ｙ（ｓｉｎα）（１－ｃｏｓα）ｙｘ＋ｚ（ｓｉｎα）（１－ｃｏｓα）ｙ２＋ｃｏｓα（１－ｃｏｓα）ｙｚ－ｘ（ｓｉｎα）（１－ｃｏｓα）ｚｘ－ｙ（ｓｉｎα）（１－ｃｏｓα）ｙｚ＋ｘ（ｓｉｎα）（１－ｃｏｓα）ｚ２＋ｃｏｓαéëêêêêùûúúúú０１０éëêêêùûúúú＝－ｓｉｎλｃｏｓλ０éëêêêùûúúú㊀㊀则俯仰后太阳帆板法线与太阳光方向夹角的余弦Ｂ＝ｃ１㊃ｃ３＝ｃｏｓβｃｏｓλ（８）３．５㊀星体对太阳电池阵的遮挡卫星进行构型设计时，应避免天线等星表突起物对太阳翼的遮挡㊂通常情况下，卫星正常姿态飞行时，在整个阳照期太阳翼绕卫星本体坐标系Ｙ轴跟踪太阳的过程中，星体不对太阳翼构成遮挡㊂但在卫星姿态机动时，尤其是在背向太阳的侧摆过程中，星体可能会对太阳翼构成遮挡，遮挡比例与太阳光与太阳帆板法线的夹角β正相关；太阳翼转动过程中，遮挡的效果也一直在变化过程中，与星表不同侧面的布局相关㊂太阳电池阵由太阳电池片先串联成单元电路，再并联后组成，每片电池上都有旁路二极管，进行电流导通作用㊂如果串联电池中的电池被遮挡，电池串会损失一定比例的电压，使得电池串的开路电压Ｖｃｐ和最佳工作点电压Ｖｍｐ降低，即使串联片数有设计余量，但一个电池串中遮挡片数过多时，当Ｖｏｐ＞Ｖｍｐ，工作点电流迅速降低，当Ｖｏｐ＞Ｖｃｐ时，工作点电流将为０，电池串向母线输出的电流为０，不再向母线输出功率㊂所以太阳电池阵的输出功率的损失与遮挡面积不成比例关系，这是由于遮挡效果与太阳电池阵布片形式间的相互关系对输出功率的损失也有影响㊂为了计算简便，将遮挡造成的太阳电池阵效率损失简化为仅与太阳光与太阳电池阵法线夹角β的相关关系，β角由太阳电池阵与轨道平面的夹角ϕ㊁侧摆角α，俯仰角λ决定，即遮挡造成的效率损失的遮挡因子ηｓｈａｄｏｗ＝ｆ（ϕ，α，λ）㊂首先根据太阳翼㊁卫星各星体表面㊁太阳三者之间的位置关系进行仿真，同时考虑侧摆机动和俯仰机动２种情况，给出在某一ϕ角下，一个轨道周期的阳照期内任意位置进行侧摆或俯仰不同角度时的遮挡效果，并取其遮挡面积最大值，即在某一ϕ角下一个轨道圈阳照期内：侧摆α角度时的遮挡面积Ｓｓｈａｄｏｗ（α）＝ｍａｘ［Ｓｓｈａｄｏｗ（α）（ｔ）］（９）㊀㊀俯仰λ角度时的遮挡面积Ｓᶄｓｈａｄｏｗ（λ）＝ｍａｘ［Ｓｓｈａｄｏｗ（λ）（ｔ）］（１０）式中，ｔ为轨道周期阳照期的任意时刻㊂根据最大遮挡面积的遮挡效果，太阳电池串受遮挡后，当Ｖｏｐ＞Ｖｍｐ，工作点电流按此时Ｉ⁃Ｖ曲线中的Ｉｍｐ２，当Ｖｏｐ＞Ｖｃｐ时，工作点电流按０㊂依此算法求解遮挡后的太阳电池阵有效发电面积与总面积的比值，即为遮挡因子㊂４增㊀刊张勇，等：太阳同步轨道卫星电源系统供电模型及任务规划方法４㊀任务规划４．１㊀任务规划流程将能源约束条件㊁蓄电池组充放电模型㊁不同条件下太阳电池阵输出功率计算模型作为输入条件，进行任务规划㊂任务规划流程如图２所示㊂图２㊀任务规划流程图其中一个任务规划周期通常指２４小时，实际应用中，以上一个任务规划周期的卫星正常姿态下星下点过赤道时太阳电池阵输出到母线的电流值，以及太阳有效光强因子，地球反照辐射，计算出当前寿命条件下太阳光正照春秋分时的太阳电池阵输出到母线的电流值，作为当前任务规划周期的输入㊂４．２㊀任务规划结果某遥感卫星采用太阳同步轨道，标称轨道的降交点地方时１０ʒ３０，轨道高度６４０ｋｍ，轨道周期９７ｍｉｎ㊂平台长期负载功耗约４００Ｗ，短期峰值负载功耗约１１００Ｗ㊂电源系统采用顺序开关分流模式的全调节母线拓扑结构㊂太阳电池采用光电转换效率ȡ２８％的三结砷化镓电池，布片面积５．６６１ｍ２；蓄电池组采用额定容量７５Ａｈ的离子电池组；电源控制器主要由分流调节模块（Ｓ３Ｒ）㊁放电调节模块（ＢＤＲ）㊁充电调节模块（ＢＣＲ）等组成，保证发射主动段㊁在轨的阴影区和阳照区母线电压都能稳定在（３１ʃ１）Ｖ，并且实现太阳电池阵能量的统一利用，优先保证负载供电，其次用于给蓄电池组充电，再多余的能量被分流㊂针对该卫星一个轨道周期内阳照期成像㊁阴影期数据回放的典型工作模式，以电源系统自身的能力为限制条件，利用上述的任务规划方法，计算不同姿态机动条件下，电源系统能够提供给短期载荷的工作时间如表１所示㊂表中的工作时间非实际任务规划的工作时间，而是表征利用上述的任务规划方法，电源系统所具备的能力㊂表１㊀某遥感卫星典型工作模式的任务规划结果序号成像时姿态机动情况总的成像工作时间／ｓ总的数据回放工作时间／ｓ１正常姿态１５６０１５６０２侧摆５ʎ１３８０１３８０３侧摆１５ʎ１０５０１０５０４侧摆２５ʎ７２０７２０５侧摆３５ʎ５７０５７０６俯仰３０ʎ１１０４１１０４５㊀结㊀论本文给出了能源约束条件模型，锂离子蓄电池组充放电过程的计算模型，以及不同条件下的太阳电池阵输出功率计算模型，并在此基础上提出了一种任务规划方法㊂该方法不以电源系统的寿命末期状态，也不以轨道光照条件的最恶劣状态，而是以任５西㊀北㊀工㊀业㊀大㊀学㊀学㊀报第３７卷务发生时的当前状态作为任务规划的输入条件㊂在满足单圈能量平衡和放电深度限制条件下，最大限度的发挥了电源系统的供电能力，实现了短期载荷工作模式的任意组合，提高了卫星的使用效能㊂针对某遥感卫星的任务规划结果表明，该任务规划方法有效增加了短期载荷的工作时间和工作的灵活性㊂参考文献：［１］㊀齐昕浒，刘畅，汪明．基于动态能量平衡的成像卫星任务规划方法研究［Ｃ］ʊ第二届高分辨率对地观测学术年会，北京：中国宇航学会，２０１３ＱＩＸｉｎｈｕ，ＬＩＵＣｈａｎｇ，ＷＡＮＧＭｉｎｇ．ＳｔｕｄｙｏｎｔｈｅＭｉｓｓｉｏｎＰｌａｎｎｉｎｇＭｅｔｈｏｄｆｏｒＥＯＳＢａｓｅｄｏｎＤｙｎａｍｉｃＥｎｅｒｇｙＢａｌａｎｃｅＣｏｎｓｔｒａｉｎｔ［Ｃ］ʊＴｈｅＳｅｃｏｎｄＡｃａｄｅｍｉｃＡｎｎｕａｌＣｏｎｆｅｒｅｎｃｅｏｎＨｉｇｈＲｅｓｏｌｕｔｉｏｎＥａｒｔｈＯｂｓｅｒｖａｔｉｏｎ．Ｂｅｉｊｉｎｇ：ＣｈｉｎｅｓｅＳｏｃｉｅｔｙｏｆＡｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓ，２０１３（ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ）［２］㊀马世俊．卫星电源技术［Ｍ］．北京：中国宇航出版社，２００１：２０３⁃２０４ＭＡＳｈｉｊｕｎ．ＳａｔｅｌｌｉｔｅＰｏｗｅｒＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ［Ｍ］．Ｂｅｉｊｉｎｇ，ＣｈｉｎａＡｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓＰｒｅｓｓ，２００１：２０３⁃２０４（ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ）［３］㊀赵春阳，王涛．空间用锂离子蓄电池充电管理技术［Ｊ］．电源技术，２００８，３２（１０）：６６３⁃６６５ＺＨＡＯＣｈｕｎｙａｎｇ，ＷＡＮＧＴａｏ．ＣｈａｒｇｅＭａｎａｇｅｍｅｎｔＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙｏｆＳｐａｃｅｃｒａｆｔＬｉｔｈｉｕｍ⁃ＩｏｎＢａｔｔｅｒｉｅｓ［Ｊ］．ＣｈｉｎｅｓｅＪｏｕｒｎａｌｏｆＰｏｗｅｒＳｏｕｒｃｅｓ，２００８，３２（１０）：６６３⁃６６５（ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ）［４］㊀崔文聪，林宝军，吕从民．近地卫星电源系统能量的仿真分析［Ｊ］．计算机仿真，２００５，２２（８）：３５⁃４４ＣＵＩＷｅｎｃｏｎｇ，ＬｉｎＢａｏｊｕｎ，ＬＹＵＣｏｎｇｍｉｎ．ＥｎｅｒｇｙＢａｌａｎｃｅＳｉｍｕｌａｔｉｏｎｏｆＬＥＯＳａｔｅｌｌｉｔｅᶄｓＰｏｗｅｒＳｙｓｔｅｍ［Ｊ］．ＣｏｍｐｕｔｅｒＳｉｍｕｌａｔｉｏｎ，２００５，２２（８）：３５⁃４４（ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ）［５］㊀鄢婉娟．太阳同步轨道卫星电源系统设计计算方法研究［Ｊ］．中国空间科学技术，２００１，２１（２）：１９⁃２５ＹＡＮＷａｎｊｕａｎ．ＲｅｓｅａｒｃｈｏｆＳｕｎＳｙｎｃｈｒｏｎｉｚａｔｉｏｎＯｒｂｉｔＳａｔｅｌｌｉｔｅＰｏｗｅｒＳｙｓｔｅｍＤｅｓｉｇｎＣｏｍｐｕｔａｔｉｏｎＭｅｔｈｏｄ［Ｊ］．ＣｈｉｎｅｓｅＳｐａｃｅＳｃｉｅｎｃｅａｎｄＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，２００１，２１（２）：１９⁃２５（ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ）［６］㊀穆肯德㊃Ｒ㊃帕特尔．航天器电源系统［Ｍ］．韩波，陈琦，崔晓婷，译，北京：中国宇航出版社，２０１３：１６０⁃１６１ＰＡＴＥＬＭｕｋｕｎｄＲ．ＳｐａｃｅｃｒａｆｔＰｏｗｅｒＳｙｓｔｅｍ［Ｍ］．ＨＡＮＢｏ，ＣＨＥＮＱｉ，ＣＵＩＸｉａｏｔｉｎｇ，Ｔｒａｎｓｌａｔｏｒ．Ｂｅｉｊｉｎｇ，ＣｈｉｎａＡｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓＰｒｅｓｓ，２０１３：１６０⁃１６１［７］㊀汪伟．地表反照率反演及冷热源分析［Ｄ］．南京：中山大学，２０１０ＷＡＮＧＷｅｉ．ＲｅｔｒｉｅｖａｌｆｏｒＡｌｂｅｄｏｏｆＧｒｏｕｎｄＳｕｒｆａｃｅａｎｄＴｈｅｒｍａｌＥｆｆｅｃｔＡｎａｌｙｓｉｓ［Ｄ］．Ｎａｎｊｉｎｇ，ＳｕｎＹａｔ⁃ＳｅｎＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙ，２０１０（ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ）［８］㊀李小飞，乔明，陈琦．地球反照对低轨卫星太阳电池阵的影响分析［Ｊ］．航天器工程，２０１４，２３（３）：６２⁃６６ＬＩＸｉａｏｆｅｉ，ＱＩＡＯＭｉｎｇ，ＣＨＥＮＱｉ．ＥｆｆｅｃｔｓｏｆｔｈｅＥａｒｔｈＲａｄｉａｔｉｏｎｏｎＳｏｌａｒＡｒｒａｙｆｏｒＬＥＯＳａｔｅｌｌｉｔｅ⁃ｔｏ⁃Ｅａｒｔｈ［Ｊ］．ＳｐａｃｅｃｒａｆｔＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，２０１４，２３（３）：６２⁃６６（ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ）［９］㊀井元良，孙海涛，雷英俊．太阳同步轨道卫星太阳电池阵在轨特性分析［Ｊ］．航天器工程，２０１３，２２（５）：６１⁃６６ＪＩＮＧＹｕａｎｌｉａｎｇ，ＳＵＮＨｉａｔａｏ，ＬＥＩＹｉｎｇｊｕｎ．ＡｎａｌｙｓｉｓｏｎＰｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｏｆＳｏｌａｒＡｒｒａｙｆｏｒＳａｔｅｌｌｉｔｅｉｎＳｕｎＳｙｎｃｈｒｏｎｏｕｓＯｒｂｉｔ［Ｊ］．ＳｐａｃｅｃｒａｆｔＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，２０１３，２２（５）：６１⁃６６（ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ）［１０］李强，孙先伟，林乐天．近地卫星地球反照系数的一种估计方法［Ｊ］．航天器工程，２０１５，２４（３）：１７⁃２１ＬＩＱｉａｎｇ，ＳＵＮＸｉａｎｗｅｉ，ＬＩＮＬｅｔｉａｎ．ＥａｒｔｈＡｌｂｅｄｏＣｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔＥｓｔｉｍａｔｉｏｎｔｏＬＥＯＳａｔｅｌｌｉｔｅ［Ｊ］．ＳｐａｃｅｃｒａｆｔＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，２０１５，２４（３）：１７⁃２１（ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ）６７增㊀刊张勇，等：太阳同步轨道卫星电源系统供电模型及任务规划方法ＭｉｓｓｉｏｎＰｌａｎｎｉｎｇＭｅｔｈｏｄａｎｄＰｏｗｅｒＳｕｐｐｌｙＭｏｄｅｌｏｆＰＳＳｆｏｒｔｈｅＳａｔｅｌｌｉｔｅｉｎＳｕｎＳｙｎｃｈｒｏｎｏｕｓＯｒｂｉｔＺＨＡＮＧＹｏｎｇ，ＹＡＮＷａｎｊｕａｎ，ＳＵＪｉａｏ，ＨＡＯＪｉａｎｉｎｇ（ＤＦＨＳａｔｅｌｌｉｔｅＣｏ．Ｌｔｄ．，Ｂｅｉｊｉｎｇ１０００９４，Ｃｈｉｎａ）Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｔｒａｄｉｔｉｏｎａｌｌｙ，ｍｉｓｓｉｏｎｐｌａｎｎｉｎｇｍｅｔｈｏｄｇｉｖｅｓｓｈｏｒｔ⁃ｔｅｒｍｌｏａｄｗｏｒｋｉｎｇｔｉｍｅｂａｓｅｄｏｎｔｈｅｐｏｗｅｒｓｕｐｐｌｙｃａｐａｂｉｌｉｔｙａｔｔｈｅｅｎｄｏｆｔｈｅｓａｔｅｌｌｉｔｅａｎｄｔｈｅｗｏｒｓｔｌｉｇｈｔｉｎｇｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓ，ｒｅｓｕｌｔｉｎｇｉｎｌｏｗｅｆｆｉｃｉｅｎｃｙｏｆｓａｔｅｌｌｉｔｅ．Ａｔｆｉｒｓｔ，ｔｈｉｓｐａｐｅｒｇｉｖｅｓｔｈｅｅｎｅｒｇｙｃｏｎｓｔｒａｉｎｔｍｏｄｅｌ，ｔｈｅｃｈａｒｇｅａｎｄｄｉｓｃｈａｒｇｅｍｏｄｅｌｏｆｔｈｅｌｉｔｈｉｕｍ⁃ｉｏｎｂａｔｔｅｒｙａｎｄｔｈｅｓｏｌａｒａｒｒａｙｐｏｗｅｒｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎｍｏｄｅｌｆｏｒｔｈｅｓａｔｅｌｌｉｔｅｉｎｓｕｎｓｙｎｃｈｒｏｎｏｕｓｏｒｂｉｔ．Ｏｎｔｈｉｓｂａｓｉｓ，ａｍｉｓｓｉｏｎｐｌａｎｎｉｎｇｍｅｔｈｏｄｉｓｐｒｏｐｏｓｅｄ，ｗｈｉｃｈｔａｋｅｓｔｈｅｐｏｗｅｒｓｙｓｔｅｍｓｕｐｐｌｙａｂｉｌｉｔｙａｓｉｎｐｕｔｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓａｔｔｈｅｔｉｍｅｏｆｍｉｓｓｉｏｎｅｘｅｃｕｔｉｏｎ，ａｎｄｔｈｅｅｎｅｒｇｙｃｏｎｓｔｒａｉｎｔｓａｓｔｈｅｂｏｕｎｄａｒｙｃｏｎｄｉｔｉｏｎ．ＴｈｅｒｅｓｕｌｔｓｏｆｍｉｓｓｉｏｎｐｌａｎｎｉｎｇｕｎｄｅｒｔｙｐｉｃａｌｗｏｒｋｉｎｇｍｏｄｅｏｆＥＯＳ（ｅａｒｔｈｏｂｓｅｒｖａｔｉｏｎｓａｔｅｌｌｉｔｅ）ｗｈｉｃｈｕｓｉｎｇｔｈｉｓｍｅｔｈｏｄａｒｅｇｉｖｅｎ．Ｔｈｅｍｉｓｓｉｏｎｐｌａｎｎｉｎｇｍｅｔｈｏｄｒｅａｌｉｚｅｓａｎｙｃｏｍｂｉｎａｔｉｏｎｏｆｓｈｏｒｔ⁃ｔｅｒｍｐａｙｌｏａｄｗｏｒｋｉｎｇｍｏｄｅａｎｄｉｍｐｒｏｖｅｓｔｈｅｅｆｆｉｃｉｅｎｃｙｏｆｓａｔｅｌｌｉｔｅ．Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：ｐｏｗｅｒｓｕｐｐｌｙｓｙｓｔｅｍ；ｃｏｎｓｔｒａｉｎｔｓｏｆｅｎｅｒｇｙ；ｍｉｓｓｉｏｎｐｌａｎｎｉｎｇ。
一种太阳电池阵在轨输出电流预计方法
一种太阳电池阵在轨输出电流预计方法
鄢婉娟， 苏 蛟， 刘元默 北京 100094) (航天东方红卫星有限公司， 摘要： 太阳电池阵作为长寿命小卫星的主能源， 负责光电能量转换， 其在轨输出电流受诸多外部因素和内部因素的影 响， 其中最重要的是有效太阳光强的影响和空间环境导致自身性能衰降的影响。因此太阳电池阵在轨输出电流呈现长 输出电流 可能还会 受到一些如 轨道漂移等不可预计因素的影 期缓慢衰降的趋势， 尤其在寿命中后期及超期服役阶段， 改变载荷的使用策略或 对于是否需要采取能源参数的调整、 响而发生变化。掌握太阳电池阵在轨输出电流的变化规律， 对已知的外部影响因素进行 变轨等确保整星能源安全的在轨管理措施具有重要意义。以在轨卫星的实测数据为基础， 得到太阳阵在轨输出电流的预计模 归一化处理， 分析其规律性， 采用数学函数的方式对归一化后的在轨数据进行拟合， 验证了模型精度。 型， 并将采用此模型的预计值与实测值进行比较， 预计 关键词： 太阳电池阵； 在轨输出电流； 中图分类号： TM 914 文献标识码： A 文章编号： 1002-087 X(2017)08-1142-04
Method of one predicting solar array output current in orbit
YAN Wan-juan, SU Jiaarray was the main power of long lifetime satellite, which was responsible for converting light energy into electrical energy. Solar array output current in orbit was affected by many inside or outside factors, the most important factors were effective solar intensity and performance degradation due to space environment. Solar array output current appeared slow degradation tendency, especially at end of lifetime or during the period of exceeding lifetime, solar array output current might be affected by some unpredictable factors such as orbit excursion. Finding out that the variation regulation of solar array output current was necessary to applying some in orbit management measures including changing power parameter, regulating payload operation mode, or changing orbit to ensure satellite power safety. On the basis of satellite in orbit telemetry data, normalization of known outside affection factors were deal with the method of regularity, the normalized orbit data was matched by the math function. Then the solar array output current predicting model was obtained. Compare the predicting data according to this model with the actual data in orbit, the accuracy of the model was testified. Key words: solar array; in orbit output current; predicting 电源分系统是卫星的重要服务分系统之一，用于满足整 星所有负载的用电需求和蓄电池的充电需求，其可靠性和寿 命决定了整星的可靠性和寿命。由于太阳电池具有转换效率 可靠性高的特点， 几乎是长寿命小卫星主 高、 质量轻、 寿命长、 其输 电源的唯一选择。但太阳电池阵并不是一个独立的电源， 因 出电流很大程度上依赖于太阳光的入射光强和入射角度， 若 此除了受季节的影响外， 还与卫星的 轨道和姿态密切相关， 同 轨道或姿态发生漂移将直接影响 太阳电池阵的输出电流， 时太阳电池本身也受空间环境 的影响而产生性能衰降，因此 太阳电池阵在整个寿命期间的输出电流受诸多因素的 影响而 太阳电池阵一般是按寿命 非一成不变。在电源系统设计之初， 末期恶劣光照条件下能满足整星用电需求 设计的，仅对寿命
一种提高卫星能源使用效率的短期有效载荷工作规划方法[发明专利]
![一种提高卫星能源使用效率的短期有效载荷工作规划方法[发明专利]](https://img.taocdn.com/s3/m/0024b683af1ffc4fff47ac00.png)
专利名称：一种提高卫星能源使用效率的短期有效载荷工作规划方法
专利类型：发明专利
发明人：张勇,鄢婉娟,刘元默,伍保峰,叶钊
申请号：CN201610833288.X
申请日：20160919
公开号：CN106599334A
公开日：
20170426
专利内容由知识产权出版社提供
摘要：一种提高卫星能源使用效率的短期有效载荷工作规划方法，包括能源约束条件的模型提出、能源约束条件及影响卫星能源情况的输入条件的建模，以及蓄电池组充放电过程模型的建立，并给出了利用该模型进行短期有效载荷工作规划的方法的及应用实例。
该数学模型能够根据卫星运行中的每一个轨道圈的实际运行参数作为输入条件进行计算，与以往只考虑最恶劣条件下的短期有效载荷工作模式和工作时间约束相比，提高了卫星有效载荷的使用效率，并且用户在进行任务规划时可以在满足能源约束条件的前提下，在一个轨道圈内任意组合载荷的工作模式，任意设定载荷的工作时机和工作时长，增加了卫星的易用性。
申请人：航天东方红卫星有限公司
地址：100094 北京市海淀区北京市5616信箱
国籍：CN
代理机构：中国航天科技专利中心
代理人：陈鹏
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一种实现太阳阵峰值功率跟踪的智能控制方法
一种实现太阳阵峰值功率跟踪的智能控制方法
鄢婉娟
【期刊名称】《中国空间科学技术》
【年(卷),期】1997(017)002
【摘要】首先讨论了峰值功率跟踪的一般概念及原理，然后提出了一种采用模糊自寻优智能控制原理实现太阳峰值功率跟踪的具体方法。
该方法先根据模糊自寻优控制器的输出计算太阳阵电压的参考值，然后将此参考值与太阳阵的实际输出电压上比较，得出的误差信号去控制脉宽调制输出的占空空比，以使太阳阵的输出电压达到此参考值。
【总页数】7页(P52-58)
【作者】鄢婉娟
【作者单位】北京空间飞行器总体设计部
【正文语种】中文
【中图分类】V442
【相关文献】
1.一种实现太阳阵峰值功率跟踪的智能控制方法 [J], 鄢婉娟
2.一种塔式太阳能热发电系统中定日镜跟踪控制装置及其控制方法 [J], 彭志萍
3.一种改进型太阳阵最大功率点跟踪方法 [J], 王益军;杨定宇
4.一种相控阵雷达跟踪波束优化控制方法 [J], 王楠;许蕴山;夏海宝;邓有为
5.一种基于跟踪微分器的智能车辆加速度闭环控制方法 [J], 易慧斌;朱田;王文明;彭之川;张勇
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环境减灾-1A、1B卫星模块化电源分系统
环境减灾-1A、1B卫星模块化电源分系统
徐伟;鄢婉娟;刘元默
【期刊名称】《航天器工程》
【年(卷),期】2009(018)006
【摘要】在环境减灾-1A、1B卫星研制之初就将产品的通用化、产品化、模块化作为设计的首要目标.希望电源分系统的功能和接口相对固定,并且在力学环境、热真空试验及可靠性设计上满足大部分任务需求,其他卫星只需根据任务需要进行适应性局部调整,就可以直接使用产品化的产品.HJ-1A、1B电源分系统的研制达到了产品化的目的.
【总页数】7页(P81-87)
【作者】徐伟;鄢婉娟;刘元默
【作者单位】中国电子科技集团公司第十八研究所,天津,300381;中国电子科技集团公司第十八研究所,天津,300381;中国电子科技集团公司第十八研究所,天
津,300381
【正文语种】中文
【中图分类】V442
【相关文献】
1.环境减灾-1A、1B卫星光学载荷在轨运行情况分析 [J], 朱军;陈卫容
2.自动化测试系统在环境减灾-1A、1B卫星中的应用 [J], 葛建云;王建军
3.环境减灾-1A、1B卫星星务分系统技术 [J], 李志刚;伍保峰;冯永
4.环境减灾-1A、1B卫星数据传输分系统技术 [J], 蒙红英;吴增印
5.环境减灾-1A、1B卫星环境遥感业务运行研究 [J], 王桥;张峰;魏斌;王昌佐;李营因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
一种太阳电池阵在轨输出电流预计方法
一种太阳电池阵在轨输出电流预计方法鄢婉娟;苏蛟;刘元默【期刊名称】《电源技术》【年(卷),期】2017(041)008【摘要】太阳电池阵作为长寿命小卫星的主能源,负责光电能量转换,其在轨输出电流受诸多外部因素和内部因素的影响,其中最重要的是有效太阳光强的影响和空间环境导致自身性能衰降的影响.因此太阳电池阵在轨输出电流呈现长期缓慢衰降的趋势,尤其在寿命中后期及超期服役阶段,输出电流可能还会受到一些如轨道漂移等不可预计因素的影响而发生变化.掌握太阳电池阵在轨输出电流的变化规律,对于是否需要采取能源参数的调整、改变载荷的使用策略或变轨等确保整星能源安全的在轨管理措施具有重要意义.以在轨卫星的实测数据为基础,对已知的外部影响因素进行归一化处理,分析其规律性,采用数学函数的方式对归一化后的在轨数据进行拟合,得到太阳阵在轨输出电流的预计模型,并将采用此模型的预计值与实测值进行比较,验证了模型精度.【总页数】4页(P1142-1145)【作者】鄢婉娟;苏蛟;刘元默【作者单位】航天东方红卫星有限公司,北京100094;航天东方红卫星有限公司,北京100094;航天东方红卫星有限公司,北京100094【正文语种】中文【中图分类】TM914【相关文献】1.一种可实现星箭分离前后测轨数据联合定轨的初轨确定方法 [J], 茅永兴;马静远;掌静;宋叶志2.一种抑制输出电流谐波的DSTATCOM控制方法 [J], 周娟;罗安;肖华根;刘清3.一种多输出电流馈电推挽变换器的电流反馈控制方法 [J], 邱楹;仲崇权4.一种功率分立器件最大输出电流的计算方法 [J], 袁嘉隆; 夏姚忠; 胡一峰; 柯攀; 韩健5.低轨卫星太阳电池阵输出电流异常诊断方法 [J], 陈曦;左子瑾;张昊鹏因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
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W( t ) = arctan [ si n( 2πt / 365) tan(X) ] t ∈ [ 0, 365]
T( t ) =
arccos
co s( 2πt /365) cos(Wh ( t ) )
-
2πt / 365 t ∈
[ 0, 182. 5 ]
2π -
arccos
cos( 2πt /365) cos(Wh ( t ) )
F′nd
编程采用逐步逼近的算法来获得 Pw。
太阳阵串联电池片数为 N scs =
Vb us + Vdio + Veolm p
V li ne
2001年 4月 中 国 空 间 科 学 技 术 23
太阳阵并联电池片数为 N scp =
( 1+ a′) Pw
收稿日期: 2000-06-27。 收修改稿日期: 2000-09-15
2 0 中 国 空 间 科 学 技 术 2001年 4月
利用太阳电池的恒流输出特性 , 对蓄电池组进行限流充电。考虑到技术的成熟度和继承性 , 中国的太阳同步轨道卫星大都采用独立充电阵的充电方式。
- 2πt /365 t ∈
[ 182. 5, 365 ]
给定降交点地方时 t0 , 可换算出卫星轨道的升交点赤经 K, 即
K= t0 × π / 12 t0 ∈ [ 0, 24 ]
则太阳光线与轨道面的夹角为
V= arcsi n [si ni cosT( t ) cosW( t ) sinK - sini sinT( t ) cosW( t ) cosK+ sinW( t ) co si ] 若太阳阵与轨道平面的夹角为 T, 则太阳光线与太阳阵法线的夹角为 U= V- T, 则太阳有效
∑ P0 Te +
Pma Tma
∑ Pme Tme
∑ Tme
式中 Fma =
a
Fl ZD Zwh Zc
, Fmb =
e
Fl ZD
Zwh
Zc , Fme =
e
Zwh
Zc
2 2 中 国 空 间 科 学 技 术 2001年 4月
∑ Pmc Tmc
Pmc / Tmc , ( 1≤ m ≤ n) , ( c = 1, 2, 3,… ) 3) 光照期短期功率 (超过充电阵的供电能力或与长期功率的总和超过太阳阵的供电能
力 ) 及工作时间
Pme / Tme , ( 1≤ m ≤ n) , ( e = 1, 2, 3,… )
( 1) 太阳电池阵 (分供电阵和充电阵两部分 ) 布片
1 电源系统一般框架
太阳同步轨道一般属于低轨道 , 这种轨道的地影时间较长 , 有些几乎占整个轨道周期 的 1 /3左右。 卫星进出地影频繁 , 为了使母线电压在进出地影时不致产生大的跃变而影响 到母线上的用电负载 , 电源系统的母线一般采用全调节母线。 本文以全调节母线的电源系 统为例 , 讨论电源系统的设计计算方法。
V I bus
eolm p
故共需太阳电池片数为 N = N scs N scp
2. 3 蓄电池组计算
为了减轻电源系统的质量和体积 , 提高蓄电池组的比能量 , 目前电源系统的蓄电池放
电调节一般采用升压型 , 即蓄电池组的最高充电电压不能高于母线电压。 又为了便于提高
放电调节器的效率 , 应使得蓄电池组电压尽量接近母线电压 , 这样就限制了蓄电池组的串
件。
( 1) 太阳光线与太阳阵法线的夹角
对于有双轴驱动的太阳阵 , 可以始终保持对日定向 , 太阳光线与太阳阵法线的夹角只 需考虑对日定向的精度误差。 而对于单轴驱动的太阳阵 , 就要考虑太阳光线与卫星轨道面 的夹角。 由于轨道面太阳入射角在一年中随太阳位置的变化而有较大变化 , 因此 , 应首先
计算当天的太阳赤经和赤纬:
2001年 4月 中 国 空 间 科 学 技 术 1 9
第 2 期 C HIN ESE SP ACE SCIEN CE AN D T ECHNO LO GY
太阳同步轨道卫星电源系统 设计计算方法研究
鄢婉娟
(北京空间飞行器总体设计部 , 北京 100086)
c
c
e
蓄电池组在一圈内的放电瓦时数为
Dwh = ( Fma + F′mb - Pw F′me ) Zwh Zc
若按 n 圈能量平衡设计 , 则
Pw =
F1a +
F′1b +
F′1c + F′1e +
F′1d + … + F′1f + … +
Fna + F′nb + F′ne + F′nf
F′nc +
电流为:
Veolmp = [Vbmp + K vmp ( Top - T0 ) ] Fzv Fhv Frav
Ieolmp = [ Ibmp + K imp ( Top - T 0 ) ] Fzi Fhi Kss Frai 式中 Vbmp 为标准条件下太阳电池最大功率点电压 ; Ibmp 为标准条件下太阳电池最大功率 点电流 ; Kimp 为电流温度系数 ; K vmp 为电压温度系数 ; T op 为太阳电池工作温度 ; T 0 为标准温 度 ,取 25℃ ; Fzv 为电压装配损失因子 ; Fhv 为电压辐照损失因子 ; Frav 为电压测量损失因子 ; Fzi 为电流装配损失因子 ; Fhi 为电流辐照及紫外损失因子 ; Frai 为电流测量和标定损失因子。
摘要 给出了太阳同步轨道卫星电源系统的两种基本结构框架 ; 分析了这两 种结构的电源系统的设计计算方法 ; 推导出了基于单圈能量平衡和多圈能量平衡 的计算公式。 以一个算例验证了该算法 , 并计算出所需太阳电池阵的面积和蓄电 池组的容量 , 最后进行了能量平衡分析 , 得到了单圈或多圈能量平衡的结果。
蓄电池组在一圈内的放电瓦时数为
Dwh = ( Fma + Fmb - Pc Fme ) Zwh Zc
若按 n 圈能量平衡设计 , 则
Pc =
F1a +
F1b + F1e +
F1c + … + F1d + … +
Fna + Fne +
Fnb + F nd
F nc
编程采用逐步逼近的算法来获得 Pc 。
供电阵的并联电池片数为
N map =
( 1+ a′) P0
V I bu s
eolmp
式中 a′为功率设计裕度。 充电阵设计时 , 首先要根据负载需求确定充电阵的最小应输出功率 Pc。 若按当圈能量
平衡设计 , 充电阵的最小输出功率应满足下式
Pc =
Fma + Fmb + Fmc Fme + Fmd
供电阵主要用于满足长期功率负载的需要 ; 充电阵除了在光照区给蓄电池组充电外 ,还 在峰值功率负载工作时联合供电阵甚至蓄电池组向外供电。
供电阵的串联电池片数为
N mas =
Vbus + Vdio + Veolm p
V li ne
式中 Vdio 为隔离二极管压降 ; Vb us为光照期母线电压上限值 ; Vline为太阳阵供电线缆压降 。
光强因子为
Kss = co sU× K d
其中 K d 为日日地距离
(单位用天文单位
AU来表示 )。
( 2) 地影时间
对于太阳同步轨道 , 基本可以按圆轨道考虑 , 则蚀区因子可以表示为
Ke = 1180a rcco s
1 - re2 / ( re + h ) 2 cosV
2 电源系统设计计算方法
在电源系统设计时 , 首先应根据负载工作模式和功率大小确定太阳电池阵的面积和蓄 电池组的类型及规模 , 再配以合适的电源功率调节设备 , 可组成一个完整的电源系统。 本 文以全调节母线的电源系统为例 , 考虑上述两种充电方式下的电源系统设计计算方法。
2. 1 轨道条件
太阳光线与太阳阵法线的夹角和地影时间是设计电源系统时最关心的两个轨道输入条
2. 2 太阳电池阵计算
太阳电池阵所需面积的大小取决于太阳电池本身的性能参数和负载功率的大小。 为了
在最恶劣的情况下能满足负载的功率需求 , 通常以寿命末期太阳电池的最小输出情况为基 础计算太阳电池阵的面积。 考虑太阳电池在寿命期间的辐照损失、 紫外损失、 各种测量和
装配误差、 太阳有效光强因子的影响等 , 太阳电池最大功率点的最小输出电压和最小输出
在全调节母线电源系统中 , 母线电压在光照期受分流调节器调节 , 在地影期受放电调 节器调节 , 因此 , 在卫星进出地影或峰值功率负载工作时 , 母线电压始终能保持稳定。 全 调节母线电源系统为蓄电池组充电的方式主要有两种: 一种是在母线上挂接蓄电池充电调 节器 , 由它来调节蓄电池组的充电电流 , 直接从母线上取电为蓄电池组充电 , 并满足蓄电 池组充电电压的要求 ; 另外一种是将太阳阵分成供电阵和充电阵两部分 , 其中充电阵除了 在峰值功率负载工作时向母线供电外 , 还在整个光照期内为蓄电池组充电 , 这种方法直接
( 2) 太阳电池阵统一布片
太阳电池阵除了满足负载的功耗需求外 , 还要满足蓄电池组的充电功率需求。 若按当
圈能量平衡设计 , 太阳电池阵的最小输出功率 Pw 应满足下式
Pw =
Fma +
F′mb + F′me +
F′mc + F′m f
F′m d
∑ [ ( Pme + P0 ) Tme ]
式中 F′mb =
主题词 电源 设计 计算方法 太阳同步卫星
太阳同步轨道的特点是卫星从同方向飞经同纬度的当地时间和太阳高度角相同 ,因此 , 这种轨道常被一些对地观测卫星和照相侦察卫星所采用 , 因为它们在观测或侦察同一地区 时的太阳光照情况相同 , 便于事后的分析和比较。 研究这种典型轨道下的卫星电源系统设 计计算方法 , 总结出一些经验和规律 , 并用软件编程加以实现 , 形成一个界面友好、 可以 独立运行的应用软件 , 不仅避免了以前电源系统设计时繁琐的人工计算 , 而且避免了一旦 输入条件发生改变 , 整个计算过程就要重来一遍的局面 , 对于今后更好地开展电源系统设 计、 提高工作效率、 特别是在方案论证阶段配合总体进行电源分系统的论证有着重要意义。