[发明专利]一种航天器电源系统能量分析仿真平台

摘要

一种航天器电源系统能量分析仿真平台，包括数据输入模块，数据处理模块，数据显示模块，电源系统能量平衡分析判定模块，电源系统能量平衡分析异常报警模块。用户通过数据输入模块直接设置电源系统设计参数，通过数据处理模块，对读入数据进行处理和运算，再通过数据显示模块输出直观结果。其中数据处理模块作为本仿真平台的核心，通过逻辑分析，进行快速有效的数据处理，无需搭建复杂的电路，在电源系统参数设计完成后即可利用此仿真平台进行航天器在轨能量平衡分析。大大减少开发设计人员的设计时间，对电源系统设计存在的错误和误差起到很好的快速纠察作用。

主权项

一种航天器电源系统能量分析仿真平台，其特征在于，包括数据输入模块，数据处理模块，数据显示模块，能量平衡分析判定模块和能量平衡分析异常报警模块，其中：(1)数据输入模块包括用户界面输入和数据采集部分，数据采集接收用户输入界面的参数设置，参数设置包括卫星任务轨道参数、卫星姿态控制方式和姿态模式，太阳阵参数设置、蓄电池参数设置、电源管理和控制方式选择、负载功耗文件调入；其中所述卫星任务轨道参数设置为：进行仿真分析确定卫星任务轨道参数，卫星任务轨道参数包含轨道六要素，以及任务开始时间，结束时间；轨道六要素为(a，e，i，ω，Ω，τ)，其中a表示卫星椭圆轨道的长半轴，e表示轨道偏心率，i为轨道倾角，ω为近地点幅角，Ω表示升交点赤径，τ是卫星经过近心点的时刻；所述卫星姿态控制方式包括三轴稳定卫星和自旋稳定卫星两种可供选择，选择设定时间段内的卫星姿态模式包括对地定向姿态模式，对日定向姿态模式；所述太阳阵参数设置，包括太阳阵光电元件的材料选取；寿命初期太阳电池阵最大输出功率；太阳常数；太阳光斜照太阳电池时的修正因子；太阳光强季节性变化因子；地球反照对太阳电池阵输出功率的增益因子；单体太阳阵的标称面积；太阳电池阵所有单体太阳电池总数；单体太阳电池光电转换效率；太阳阵组合损失因子；太阳阵功率稳定系数；太阳电池轨道工作温度与标准温度之差，太阳电池阵衰减因子；所述蓄电池参数设置，包括电池种类选择；串联单体电池总数；蓄电池组放电深度；蓄电池放电电压；所述电源管理与控制方式，包括直接能量传输方式，以及最大功率跟踪方式；所述负载功耗随时间的变化关系，事先确定后直接由对话框响应调入负载功耗文件；(2)数据处理模块，包括数据解算和数据传输，其中数据解算包括太阳阵输出功率解算，蓄电池剩余能量解算，电源管理方式选择及负载能量计算；所述①太阳阵输出功率解算如下；太阳阵输出功率根据下式计算：P＝S0XXsXeAcNFjηFc(βPΔT+1)cosθ其中：S0——太阳常数135.3mW/cm2；θ——太阳光与太阳电池阵法线方向的夹角；X——太阳光斜照太阳电池阵时的修正因子，在0.95～1.00之间；Xs——太阳光强季节性变化因子，春秋分时为1.0000，夏至为0.9673，东至为1.0327；Xe——地球反照对太阳电池阵输出功率的增益因子，地球同步轨道取1，其他轨道取1～1.05；Ac——单体太阳电池的标称面积cm2；N——太阳电池阵所有单体太阳电池总数；η——单体太阳电池光电转换效率；Fc——太阳电池阵组合损失因子；βP——太阳电池阵功率温度系统，单位％/℃；ΔT——太阳电池轨道工作温度与标准温度之差；通过各参数的获取，即可计算出太阳阵在轨条件下的输出功率；②蓄电池能量解算，蓄电池的模型采用了标准蓄电池模型，根据设计参数调整模型参数，三种类型的蓄电池标准模型如下所示：A.铅酸蓄电池模型：放电模型，i*＞0 f 1 ( it , i * , i , Exp ) = E 0 - K · Q Q - it · i * - K · Q Q - it · it + Laplace - 1 ( Exp ( s ) Sel ( s ) · 0 ) 充电模型(i*＜0) f 2 ( it , i * , i , Exp ) = E 0 - K · Q it + 0.1 · Q · i * - K · Q Q - it · it + Laplace - 1 ( Exp ( s ) Sel ( s ) · 1 s ) B.锂蓄电池模型放电模型，i*＞0 f 1 ( it , i * , i ) = E 0 - K · Q Q - it · i * - K · Q Q - it ·it+A·exp ( - B · it ) 充电模型，i*＜0 f 2 ( it , i * , i ) = E 0 - K · Q it + 0.1 · Q · i * - K · Q Q - it ·it+A·exp ( - B · it ) C.镍镉和镍氢蓄电池模型放电模型，i*＞0 f 1 ( it , i * , i , Exp ) = E 0 - K · Q Q - it · i * - K · Q Q - it · it + L aplace - 1 ( Exp ( s ) Sel ( s ) · 0 ) 充电模型，i*＜0 f 2 ( it , i * , i , Exp ) = E 0 - K · Q | it | + 0.1 · Q · i * - K · Q Q - it · it + L aplace - 1 ( Exp ( s ) Sel ( s ) · 1 s ) 其中，E0——电压常值(V)；Exp(s)——指数动态变化区；Sel(s)——电池充放电模式；当电池放电，Sel(s)＝0；当电池充电，Sel(s)＝1；K——极化常数；i*——低频动态电流；i——电池电流；it——已用电池容量；Q——最大电池容量；A——指数电压；B——指数电容量；Laplace‑1——拉普拉斯反变换；f1——充电模式函数表达式；f2——放电模式函数表达式；以太阳阵输出功率与负载功率之差决定蓄电池充电或放电状态，即标准模型中i*的正负判定，如果功率差大于零，蓄电池处于充电状态；反之，蓄电池处于放电状态，此时蓄电池剩余容量随时间减少，蓄电池电压也随时间下降；③电源能量管理方式选择电源能量管理方式有两种，一种直接能量传输方式，以及最大功率跟踪方式，所述直接能量传输方式将太阳阵在满足负载和蓄电池需求后多余的功率全部由电阻消耗掉，并通常使用分流电阻以维持总线电压在一个理想水平；所述最大功率跟踪则严格按照负载需求控制太阳阵的输出功率，不产生过剩功率，因此直接能量传输方式的太阳能输出功率转换率较最大功率跟踪方式略高；对于两种电源管理方式，使用不同转换系数进行描述，具体方法如下所述：航天器在轨运行一周所需消耗功率利用公式： P sa = ( P e T e X e + P d T d X d ) T d 其中：Psa——航天器在轨运行一周所需功耗；Pe——阴影期航天器上负载和蓄电池所需功耗；Pd——光照期航天器上负载和蓄电池所需功耗；Te——航天器运行一周中阴影期时间；Td——航天器运行一周中光照时间；Xe——从太阳阵和蓄电池输送到负载功耗的传递效率；Xd——从太阳阵输送到负载功耗的传递效率；作为两种能量管理方式，设定Xe和Xd的系数取值不同，其中，直接能量传输方式，设定：Xe＝0.65，Xd＝0.85最大功率跟踪方式，设定：Xe＝0.60，Xd＝0.80以此来描述两种电源管理方式；④关于负载功率根据数据输入模块中调入的负载功耗文件进行实时计算；数据传输包括三部分内容：第一部分将数据输入模块中航天器轨道和姿态参数传输到卫星软件工具包STK；第二部分，将卫星软件工具包中生成的用于太阳阵解算的数据传送到数据解算程序中太阳阵能量算法进行太阳阵能量计算；第三部分是将数据输入模块中蓄电池参数和能量管理方式传送到数据解算程序蓄电池能量解算程序中，进行蓄电池剩余能量计算；(3)数据显示模块，将经过数据处理模块的数据结果，包括随时间变化的太阳阵输出功率、蓄电池剩余容量、以及负载功耗，通过数据显示模块显示太阳阵输出功率与时间的变化关系曲线，蓄电池剩余容量随时间的变化关系曲线，负载功耗随时间的变化关系曲线；(4)能量平衡分析判定模块，将经过数据处理模块后的太阳阵输出功率、蓄电池剩余容量、以及负载功率，根据能量平衡分析判据对此时的星上能量平衡状态作出判断，分析此时星上电能能否有效供给卫星任务；(5)能量平衡分析异常报警模块，当能量平衡分析判定模块进行能量平衡分析后，若某时刻星上能量不平衡，能量平衡分析异常报警模块即发出警报，说明此时能量不再平衡，出现异常。