本發(fā)明涉及一種遙感衛(wèi)星能源平衡約束分析系統(tǒng)，屬于衛(wèi)星任務(wù)仿真
技術(shù)領(lǐng)域：
，針對具有快速姿態(tài)機(jī)動需求的高分辨率遙感衛(wèi)星的復(fù)雜任務(wù)規(guī)劃、復(fù)雜構(gòu)形，動態(tài)分析衛(wèi)星的能源平衡。
背景技術(shù)：
：我國傳統(tǒng)的遙感衛(wèi)星，姿態(tài)機(jī)動能力較差，衛(wèi)星單軌成像任務(wù)數(shù)量少，衛(wèi)星的姿態(tài)機(jī)動能力限制了單軌的任務(wù)執(zhí)行數(shù)量，因此衛(wèi)星的能源對任務(wù)的約束不成為衛(wèi)星任務(wù)實現(xiàn)能力的主要限制。傳統(tǒng)衛(wèi)星的能源約束采用粗放的靜態(tài)約束方式，根據(jù)衛(wèi)星最大側(cè)擺角(背向太陽方向)、功耗最大載荷任務(wù)下的能源消耗，以衛(wèi)星單圈能源平衡的原則約束衛(wèi)星單軌的側(cè)擺次數(shù)及成像偵照的時間。隨著我國遙感衛(wèi)星姿態(tài)機(jī)動能力的提高，衛(wèi)星姿態(tài)機(jī)動的速度及范圍都大幅提升，可以實現(xiàn)沿滾動+俯仰任意角度快速姿態(tài)機(jī)動，衛(wèi)星的星上任務(wù)執(zhí)行能力大幅提升。同時后續(xù)遙感衛(wèi)星為進(jìn)一步提升衛(wèi)星姿態(tài)機(jī)動能力需減小衛(wèi)星太陽翼的規(guī)模，盡管可以采取提高衛(wèi)星電池效率等技術(shù)手段，衛(wèi)星的發(fā)電能力仍將縮減，衛(wèi)星的能源約束已成為任務(wù)執(zhí)行能力的最大瓶頸。為最大程度的提升衛(wèi)星任務(wù)能力，優(yōu)化衛(wèi)星能源約束使用模式是目前提升衛(wèi)星使用效能需求下亟待解決的問題。目前，我國現(xiàn)有衛(wèi)星尚未開發(fā)針對頻繁機(jī)動成像任務(wù)的能源約束計算分析模型。已有的遙感衛(wèi)星數(shù)字化建模仿真成果主要用于特定衛(wèi)星狀態(tài)的靜態(tài)參數(shù)建模仿真，在建模仿真應(yīng)用上以衛(wèi)星研制設(shè)計驗證或可視化展示為主，無法根據(jù)成像任務(wù)動態(tài)計算能源約束，從而提升衛(wèi)星的在軌任務(wù)執(zhí)行能力。張曉峰、陳琦等提出的發(fā)明專利“探月飛行器動態(tài)功率平衡分析系統(tǒng)”(ZL201310108746.X)可以針對探月任務(wù)對衛(wèi)星不同階段的能源消耗進(jìn)行分析，但無法根據(jù)衛(wèi)星姿態(tài)機(jī)動任務(wù)對衛(wèi)星能源情況進(jìn)行動態(tài)分析，同時該系統(tǒng)不考慮衛(wèi)星復(fù)雜構(gòu)形對太陽翼遮擋對星上能源的影響，無法滿足遙感衛(wèi)星在復(fù)雜任務(wù)規(guī)劃、復(fù)雜構(gòu)形條件下，動態(tài)、精確分析衛(wèi)星的能源平衡的任務(wù)要求。技術(shù)實現(xiàn)要素：本發(fā)明解決的技術(shù)問題是：克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提出一種遙感衛(wèi)星能源平衡約束分析系統(tǒng)及方法，該分析系統(tǒng)改變了目前通過限制衛(wèi)星姿態(tài)機(jī)動次數(shù)、載荷任務(wù)時間的靜態(tài)衛(wèi)星能源平衡約束使用模式，形成動態(tài)計算衛(wèi)星能源狀態(tài)的數(shù)字化系統(tǒng)，根據(jù)衛(wèi)星實際的載荷任務(wù)規(guī)劃，動態(tài)計算衛(wèi)星能源狀態(tài)，該分析系統(tǒng)可以在保證衛(wèi)星放電深度安全閾值的前提下，按衛(wèi)星最大能力發(fā)揮衛(wèi)星在軌任務(wù)能力。本發(fā)明的技術(shù)解決方案是：一種遙感衛(wèi)星能源平衡約束分析系統(tǒng)，所述的遙感衛(wèi)星上嵌有姿態(tài)機(jī)動模型、星表構(gòu)形模型、太陽翼布片模型、衛(wèi)星充放電模型；該分析系統(tǒng)包括輸入模塊、太陽入射角計算模塊、太陽翼遮擋模塊、太陽電池輸出電流計算模塊和放電深度計算模塊；其中，所述的輸入模塊用于將遙感衛(wèi)星的載荷任務(wù)序列和仿真時間段內(nèi)遙感衛(wèi)星的軌道進(jìn)行輸入；所述的太陽入射角計算模塊通過讀取仿真時間段內(nèi)的遙感衛(wèi)星的軌道，并讀取遙感衛(wèi)星載荷任務(wù)序列得到遙感衛(wèi)星的任務(wù)姿態(tài)，根據(jù)遙感衛(wèi)星上嵌有的姿態(tài)機(jī)動模型計算遙感衛(wèi)星姿態(tài)機(jī)動過程中的姿態(tài)，并得到仿真時間段內(nèi)的遙感衛(wèi)星的姿態(tài)序列，最后根據(jù)仿真時間段內(nèi)遙感衛(wèi)星姿態(tài)序列和仿真時間段內(nèi)遙感衛(wèi)星的軌道計算仿真時間段內(nèi)遙感衛(wèi)星太陽翼電池法向相對于太陽光矢量的夾角即太陽入射角；所述的太陽翼遮擋模塊根據(jù)太陽光矢量和星表構(gòu)形模型，計算星表構(gòu)形對太陽翼的遮擋區(qū)域，通過將遮擋區(qū)域映射到衛(wèi)星太陽翼布片模型上得到太陽翼電池串的遮擋串?dāng)?shù)；太陽電池輸出電流計算模塊根據(jù)太陽入射角以及太陽翼電池串的遮擋串?dāng)?shù)，計算太陽翼供電陣輸出電流及太陽翼充電陣輸出電流；放電深度計算模塊根據(jù)仿真時間段內(nèi)的載荷任務(wù)序列，按照衛(wèi)星相應(yīng)載荷模式下的負(fù)載電流計算仿真時間段內(nèi)的衛(wèi)星功耗，并進(jìn)一步根據(jù)計算得到的太陽翼供電陣、充電陣電流及衛(wèi)星的充放電模型計算得到遙感衛(wèi)星的蓄電池放電深度。太陽翼電池串遮擋計算通過衛(wèi)星的構(gòu)形模型和太陽翼電池布片模型預(yù)先建立與太陽矢量一一對應(yīng)的太陽翼電池串遮擋數(shù)據(jù)庫，通過衛(wèi)星本體系下的太陽矢量查找數(shù)據(jù)庫得到太陽翼遮擋串?dāng)?shù)。太陽翼電池串遮擋計算通過衛(wèi)星構(gòu)形的模型和太陽翼電池布片模型預(yù)先生成太陽翼電池串遮擋數(shù)據(jù)庫的方法為：以衛(wèi)星的中心為原點，建立球面坐標(biāo)系，通過將球面平均劃分的方法得到代表所有方向的離散光線，以0.5°為步長分割光線矢量，并以經(jīng)緯度進(jìn)行定義；然后根據(jù)每條光線進(jìn)行光照條件靜態(tài)分析，得到生成的遮擋陰影位圖并進(jìn)而得到遮擋的太陽電池串，以得到的遮擋的太陽電池串與太陽矢量一一對應(yīng)關(guān)系建立覆蓋每束太陽矢量對應(yīng)的電池串遮擋數(shù)據(jù)庫。遙感衛(wèi)星的蓄電池放電深度大于蓄電池的安全放電閾值則遙感衛(wèi)星任務(wù)滿足遙感衛(wèi)星能源平衡約束，否則不滿足。所述的太陽入射角的計算方法為：太陽入射角計算模塊首先根據(jù)讀取的仿真時間段內(nèi)的軌道參數(shù)計算仿真時間段內(nèi)的軌道坐標(biāo)系下的太陽光矢量，之后通過坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換計算衛(wèi)星本體坐標(biāo)系下的太陽光矢量，并計算本體坐標(biāo)系下太陽帆板法向矢量，最終得到衛(wèi)星太陽入射角。計算太陽翼供電陣輸出電流和太陽翼充電陣輸出電流的方法為：通過構(gòu)建三結(jié)砷化鎵電池輸出模型：IG＝Imp×S×FRAD×FUV×FC×FT×cos(θ)×[1+βIP×(TOP-TO)]×(NG-NGZ)IC＝Imp×S×FRAD×FUV×FC×FT×cos(θ)×[1+βIP×(TOP-TO)]×(NC-NCZ)其中：IG，供電陣輸出電流(mA)；IC，充電陣輸出電流(mA)；Imp，標(biāo)準(zhǔn)測試條件下的最大功率點電流(mA/cm2)；S，太陽電池片面積(cm2)；FRAD，粒子輻照損失系數(shù)；FUV，紫外輻照損失系數(shù)；FC，組合損失系數(shù)；FT，溫度交變損失系數(shù)；θ，太陽光與太陽電池陣法線方向夾角(°)；βIP，太陽電池電流溫度系數(shù)；TOP，太陽電池工作溫度(℃)；TO，太陽電池標(biāo)準(zhǔn)工作溫度，25℃；NG，供電陣電池串總串?dāng)?shù)；NGZ，供電陣被遮擋的電池串?dāng)?shù)；NC，充電陣電池串總串?dāng)?shù)；NCZ，充電陣被遮擋的電池串?dāng)?shù)。遙感衛(wèi)星的蓄電池放電深度的計算方法為：通過用戶輸入的載荷任務(wù)得到某一時刻t衛(wèi)星的負(fù)載電流，并根據(jù)太陽電池輸出電流計算模塊計算得到的太陽電池供電陣電流、充電陣電流計算衛(wèi)星蓄電池電量：光照區(qū)某一時刻t衛(wèi)星的充放電電量計算過程為：計算t時刻充電陣可提供給母線的電流:ICM＝IC×VC×ηBDR÷VMICM，充電陣可提供給母線的電流(A)；IC，充電陣輸出電流(A)；VC，充電陣電壓(V)；ηBDR，放電調(diào)節(jié)器輸出效率；VM，母線電壓(V)；若供電陣電流不小于負(fù)載電流，分兩種情況判斷：若充電陣電流不小于蓄電池一階段充電電流閾值，則蓄電池充電電流為該電流閾值，此時蓄電池放電電量為零，蓄電池充電電量為：QC＝I′BC×ηC×t1QC,充電電量(Ah)；I′BC，充電電流閾值(A)；ηC，充電效率；t1，持續(xù)時間。若充電陣電流小于蓄電池一階段充電電流閾值，則蓄電池充電電流為充電陣電流，此時蓄電池放電電量為零，蓄電池充電電量為：QC＝IC×ηC×t1若供電陣電流小于負(fù)載電流，且供電陣電流與充電陣提供給母線電流之和大于負(fù)載電流，即供電陣無法滿足負(fù)載，但供電陣和充電陣一起能滿足負(fù)載時，充電陣還有多余電流提供給蓄電池充電，此時蓄電池放電電量為零，蓄電池充電電量為：QC＝[IC-(Iload-IG)×Vm÷ηBDR÷VC]×t1×ηCIload，負(fù)載電流(A)；若供電陣電流和充電陣提供給母線電流之和小于負(fù)載電流，即供電陣和充電陣一起都無法滿足負(fù)載時，蓄電池要向母線放電：此時，蓄電池充電電量為零，蓄電池放電電量為：QF＝(Iload-IG-ICM)×t1×Vm÷ηBDR÷VBATQF，放電電量(Ah)；Iload，負(fù)載電流(A)VBAT，蓄電池電壓(V)地影期衛(wèi)星每一時刻t的充放電電量計算過程為：任何一種工作模式下，蓄電池充電電量為零，蓄電池放電電量為：QF＝Iload×t1×Vm÷ηBDR÷VBAT累積一軌道圈內(nèi)所有工作模式下蓄電池的充放電電量，當(dāng)t到達(dá)一圈(按照先陰影后陽照)的結(jié)束時刻時，若充電電量不小于放電電量，則單圈平衡；否則，單圈不平衡；蓄電池放電深度為：蓄電池放電電量與蓄電池總?cè)萘恐?，如任一時刻蓄電池放電深度大于蓄電池放電深度安全閾值，則返回結(jié)果，如在仿真時間段內(nèi)放電深度一直小于蓄電池放電深度安全閾值，則輸出仿真時間段內(nèi)的能源平衡約束分析結(jié)果。一種遙感衛(wèi)星能源平衡約束分析方法，步驟包括：(1)輸入模塊將遙感衛(wèi)星的載荷任務(wù)序列和仿真時間段內(nèi)遙感衛(wèi)星的軌道進(jìn)行輸入；(2)太陽入射角計算模塊通過讀取步驟(1)中通過輸入模塊輸入的仿真時間段內(nèi)的遙感衛(wèi)星的軌道，以及遙感衛(wèi)星載荷任務(wù)序列得到遙感衛(wèi)星的任務(wù)姿態(tài)，根據(jù)遙感衛(wèi)星上嵌有的姿態(tài)機(jī)動模型計算遙感衛(wèi)星姿態(tài)機(jī)動過程中的姿態(tài)，得到仿真時間段內(nèi)的遙感衛(wèi)星的姿態(tài)序列，最后根據(jù)仿真時間段內(nèi)遙感衛(wèi)星姿態(tài)序列和仿真時間段內(nèi)遙感衛(wèi)星的軌道計算仿真時間段內(nèi)遙感衛(wèi)星太陽翼電池法向相對于太陽光矢量的夾角即太陽入射角；(3)太陽翼遮擋模塊調(diào)取步驟(2)得到的太陽光矢量和星表構(gòu)形模型，計算星表構(gòu)形對太陽翼的遮擋區(qū)域，通過將遮擋區(qū)域映射到衛(wèi)星太陽翼布片模型上得到太陽翼電池串的遮擋串?dāng)?shù)；(4)太陽電池輸出電流計算模塊調(diào)取步驟(2)得到的太陽入射角以及步驟(3)得到的太陽翼電池串的遮擋串?dāng)?shù)，計算太陽翼供電陣及充電陣輸出電流；(5)放電深度計算模塊讀取步驟(1)中通過輸入模塊輸入的仿真時間段內(nèi)的載荷任務(wù)序列，按照衛(wèi)星相應(yīng)載荷模式下的負(fù)載電流計算仿真時間段內(nèi)的衛(wèi)星功耗，根據(jù)讀取的步驟(4)得到的太陽翼供電陣、充電陣電流及衛(wèi)星的充放電模型計算得到遙感衛(wèi)星的蓄電池放電深度；(6)根據(jù)步驟(5)得到的遙感衛(wèi)星的蓄電池放電深度，判斷是否超過遙感衛(wèi)星上蓄電池安全放電深度，如果沒有超過，滿足遙感衛(wèi)星上能源平衡的約束要求，如果超過了，不滿足遙感衛(wèi)星上能源平衡的約束要求。本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比有益效果為：(1)相比傳統(tǒng)粗放的根據(jù)衛(wèi)星能源最惡劣工況確定衛(wèi)星能源約束的方式，本系統(tǒng)可以根據(jù)實際任務(wù)規(guī)劃的載荷任務(wù)序列動態(tài)計算衛(wèi)星放電深度，從而準(zhǔn)確評估衛(wèi)星任務(wù)是否滿足能源約束要求。(2)本系統(tǒng)根據(jù)衛(wèi)星真實模型動態(tài)計算放電深度，考慮頻繁姿態(tài)機(jī)動、星表構(gòu)形模型對太陽翼的遮擋以及太陽翼布片模型，經(jīng)某衛(wèi)星軌測試與遙測數(shù)據(jù)比對，在衛(wèi)星各真實任務(wù)工況下計算精度優(yōu)于5％。(3)采用本系統(tǒng)可以在確保衛(wèi)星能源安全的前提下，最大化地提升衛(wèi)星偵照任務(wù)數(shù)量。經(jīng)對某衛(wèi)星在軌測試，對一個月內(nèi)用戶的真實任務(wù)模式進(jìn)行評估，采用本發(fā)明所述系統(tǒng)進(jìn)行動態(tài)能源計算相比采用傳統(tǒng)靜態(tài)使用約束可以將遙感衛(wèi)星在軌的最大任務(wù)偵照數(shù)量提升30％以上。(4)本系統(tǒng)可根據(jù)不同衛(wèi)星配置模型，并通過模型配置后預(yù)先生成遮擋數(shù)據(jù)庫的方式提升了運(yùn)算速度，計算100個任務(wù)生成結(jié)果在10s以內(nèi)。相應(yīng)模型可以根據(jù)不同衛(wèi)星的設(shè)計狀態(tài)進(jìn)行替換。系統(tǒng)根據(jù)計算得到衛(wèi)星的每個載荷任務(wù)結(jié)束時刻的衛(wèi)星放電深度，并得到每圈陽照區(qū)結(jié)束時衛(wèi)星能源平衡所需圈數(shù)。并根據(jù)放電深度安全閾值對衛(wèi)星任務(wù)能否滿足能源約束進(jìn)行判斷，如能滿足衛(wèi)星能源約束則輸出能源分析結(jié)果，否則將計算結(jié)果返回上一級的任務(wù)規(guī)劃系統(tǒng)，根據(jù)每圈能源平衡情況以及每個任務(wù)結(jié)束時的放電深度，重新調(diào)整并輸入新的任務(wù)規(guī)劃進(jìn)行計算。附圖說明圖1為本發(fā)明的系統(tǒng)實現(xiàn)流程圖；圖2為本發(fā)明的太陽入射角計算流程圖；圖3為本發(fā)明的太陽翼遮擋流程圖；圖4為本發(fā)明的太陽翼電池串遮擋數(shù)據(jù)庫生成流程圖；圖5為本發(fā)明的遙感衛(wèi)星姿態(tài)機(jī)動控制律示意圖。具體實施方式一種遙感衛(wèi)星能源平衡約束分析系統(tǒng)，所述的遙感衛(wèi)星上嵌有姿態(tài)機(jī)動模型、星表構(gòu)形模型、太陽翼布片模型、衛(wèi)星充放電模型；該分析系統(tǒng)包括輸入模塊、太陽入射角計算模塊、太陽翼遮擋模塊、太陽電池輸出電流計算模塊和放電深度計算模塊；其中，所述的輸入模塊用于將遙感衛(wèi)星的載荷任務(wù)序列和仿真時間段內(nèi)遙感衛(wèi)星的軌道進(jìn)行輸入；所述的太陽入射角計算模塊通過讀取仿真時間段內(nèi)的遙感衛(wèi)星的軌道，并讀取遙感衛(wèi)星載荷任務(wù)序列得到遙感衛(wèi)星的任務(wù)姿態(tài)，根據(jù)遙感衛(wèi)星上嵌有的姿態(tài)機(jī)動模型計算遙感衛(wèi)星姿態(tài)機(jī)動過程中的姿態(tài)，并得到仿真時間段內(nèi)的遙感衛(wèi)星的姿態(tài)序列，最后根據(jù)仿真時間段內(nèi)遙感衛(wèi)星姿態(tài)序列和仿真時間段內(nèi)遙感衛(wèi)星的軌道計算仿真時間段內(nèi)遙感衛(wèi)星太陽翼電池法向相對于太陽光矢量的夾角即太陽入射角；所述的太陽翼遮擋模塊根據(jù)太陽光矢量，考慮星表構(gòu)形模型對太陽翼的遮擋，采用光線追跡法計算仿真時間段(仿真時間段包括遙感衛(wèi)星姿態(tài)機(jī)動過程和任務(wù)過程)內(nèi)太陽翼的遮擋區(qū)域，通過將太陽翼遮擋區(qū)域映射到衛(wèi)星太陽翼布片模型上得到太陽翼電池串的遮擋串?dāng)?shù)；太陽電池輸出電流計算模塊根據(jù)太陽入射角以及太陽翼電池串的遮擋串?dāng)?shù)，計算太陽翼供電陣及充電陣輸出電流；放電深度計算模塊根據(jù)仿真時間段內(nèi)的載荷任務(wù)序列，按照衛(wèi)星相應(yīng)載荷模式下的負(fù)載電流計算仿真時間段內(nèi)的衛(wèi)星功耗，并進(jìn)一步根據(jù)計算得到的太陽翼供電陣、充電陣電流及衛(wèi)星的充放電模型計算得到衛(wèi)星的蓄電池放電深度以及能源平衡所需圈數(shù)。一種遙感衛(wèi)星能源平衡約束分析方法，步驟為：(1)用戶通過輸入模塊將遙感衛(wèi)星的載荷任務(wù)序列和仿真時間段內(nèi)遙感衛(wèi)星的軌道進(jìn)行輸入；(2)太陽入射角計算模塊通過讀取步驟(1)中通過輸入模塊輸入的仿真時間段內(nèi)的遙感衛(wèi)星的軌道，以及遙感衛(wèi)星載荷任務(wù)序列得到遙感衛(wèi)星的任務(wù)姿態(tài)，根據(jù)遙感衛(wèi)星上嵌有的姿態(tài)機(jī)動模型計算遙感衛(wèi)星姿態(tài)機(jī)動過程中的姿態(tài)，并得到仿真時間段內(nèi)的遙感衛(wèi)星的姿態(tài)序列，最后根據(jù)仿真時間段內(nèi)遙感衛(wèi)星姿態(tài)序列和仿真時間段內(nèi)遙感衛(wèi)星的軌道計算仿真時間段內(nèi)遙感衛(wèi)星太陽翼電池法向相對于太陽光矢量的夾角即太陽入射角；(3)太陽翼遮擋模塊調(diào)取步驟(2)得到的太陽入射角，考慮星表構(gòu)形模型對太陽翼的遮擋，采用光線追跡法計算仿真時間段內(nèi)太陽翼的遮擋區(qū)域，通過將太陽翼遮擋區(qū)域映射到衛(wèi)星太陽翼布片模型上得到太陽翼電池串的遮擋串?dāng)?shù)；(4)太陽電池輸出電流計算模塊調(diào)取步驟(2)得到的太陽入射角以及步驟(3)得到的太陽翼電池串的遮擋串?dāng)?shù)，計算太陽翼供電陣及充電陣輸出電流；(5)放電深度計算模塊讀取步驟(1)中通過輸入模塊輸入的仿真時間段內(nèi)的載荷任務(wù)序列，按照衛(wèi)星相應(yīng)載荷模式下的負(fù)載電流計算仿真時間段內(nèi)的衛(wèi)星功耗，根據(jù)讀取的步驟(4)得到的太陽翼供電陣、充電陣電流及衛(wèi)星的充放電模型計算得到遙感衛(wèi)星的蓄電池放電深度以及能源平衡所需圈數(shù)；(6)根據(jù)步驟(5)得到的遙感衛(wèi)星的蓄電池放電深度，判斷是否超過遙感衛(wèi)星上蓄電池安全放電深度，如果沒有超過，認(rèn)為滿足遙感衛(wèi)星上能源平衡的約束要求，如果超過了，用戶以此為依據(jù)刪減任務(wù)。下面結(jié)合附圖和實施例對本發(fā)明作進(jìn)一步說明。如圖1為本發(fā)明的系統(tǒng)實現(xiàn)流程圖。用戶通過輸入衛(wèi)星一段時間內(nèi)預(yù)先規(guī)劃的載荷任務(wù)，并讀取衛(wèi)星的軌道數(shù)據(jù)，通過太陽入射角計算模塊、太陽翼遮擋模塊、太陽電池輸出電流計算模塊、放電深度計算模塊對衛(wèi)星的能源情況進(jìn)行分析。根據(jù)分析結(jié)果對衛(wèi)星任務(wù)能否滿足能源約束進(jìn)行判斷，如能滿足衛(wèi)星能源約束則輸出能源分析結(jié)果，否則重新輸入新的任務(wù)規(guī)劃進(jìn)行計算。其中太陽入射角計算模塊通過讀取衛(wèi)星軌道，并讀取衛(wèi)星載荷任務(wù)得到衛(wèi)星仿真時間段內(nèi)的衛(wèi)星姿態(tài)、軌道，進(jìn)一步計算衛(wèi)星太陽翼電池法向相對于太陽光矢量的夾角即太陽入射角；太陽翼遮擋模塊利用太陽入射角以及衛(wèi)星的星表構(gòu)形模型，計算仿真時間段內(nèi)太陽翼的遮擋區(qū)域，進(jìn)而得到太陽翼電池串的遮擋串?dāng)?shù)；太陽電池輸出電流計算模塊根據(jù)計算得到的太陽入射角以及太陽翼遮擋電池串，計算太陽翼供電陣及充電陣輸出電流；放電深度計算模塊根據(jù)仿真時間段內(nèi)的載荷任務(wù)，按照衛(wèi)星相應(yīng)載荷模式下的負(fù)載電流計算仿真時間段內(nèi)的衛(wèi)星功耗，并進(jìn)一步根據(jù)計算得到的太陽翼供電陣及充電陣電流及衛(wèi)星的充放電模型計算得到衛(wèi)星的蓄電池放電深度以及能源平衡約束分析結(jié)果。對其中的各模塊實現(xiàn)方式描述如下：第一步，用戶將一段時間內(nèi)的載荷任務(wù)序列、軌道參數(shù)以及仿真的初始放電深度作為能源平衡約束分析的輸入條件，其中載荷任務(wù)序列包括衛(wèi)星載荷動作的開始時刻、載荷動作的結(jié)束時刻，載荷任務(wù)的類型(包括衛(wèi)星成像記錄、對地邊記邊放、對地回放、中繼邊記邊放、中繼回放)、載荷任務(wù)的姿態(tài)(包括滾動角、俯仰角)、衛(wèi)星任務(wù)是否回擺。以某型號衛(wèi)星為例輸入?yún)?shù)見下表所示：第二步，如圖2為本發(fā)明的太陽入射角計算流程圖。太陽入射角計算模塊首先根據(jù)讀取的衛(wèi)星軌道參數(shù)計算仿真時間段內(nèi)的軌道坐標(biāo)系下的太陽矢量，之后通過坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換計算衛(wèi)星本體坐標(biāo)系下的太陽矢量，并且計算本體坐標(biāo)系下太陽帆板法向矢量，最終得到衛(wèi)星太陽入射角。衛(wèi)星本體坐標(biāo)系下的太陽矢量通過計算衛(wèi)星姿態(tài)，進(jìn)而通過從軌道坐標(biāo)系到本體坐標(biāo)系的坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換得到。衛(wèi)星仿真期間的三軸姿態(tài)包括衛(wèi)星執(zhí)行載荷任務(wù)期間的姿態(tài)(一般為衛(wèi)星機(jī)動情況下的姿態(tài))以及衛(wèi)星無任務(wù)正常對地飛行工況下的姿態(tài)。其中衛(wèi)星執(zhí)行載荷任務(wù)期間的姿態(tài)即衛(wèi)星機(jī)動情況下的姿態(tài)，包括衛(wèi)星機(jī)動過程中的姿態(tài)、機(jī)動到位后的姿態(tài)，針對回擺任務(wù)還包括機(jī)動回擺過程中的姿態(tài)。首先根據(jù)衛(wèi)星載荷任務(wù)讀取衛(wèi)星載荷任務(wù)的姿態(tài)角度(其中包括滾動角、俯仰角)，即為載荷任務(wù)機(jī)動到位后的姿態(tài)。衛(wèi)星機(jī)動過程中的姿態(tài)按如下方法計算：按照衛(wèi)星載荷任務(wù)指令序列設(shè)計，在t0(成像開始時刻)-△t時刻開始姿態(tài)機(jī)動。對于回擺任務(wù)在t1(成像結(jié)束時刻)開始回擺，對于不回擺任務(wù)姿態(tài)一直保持當(dāng)前姿態(tài)直至下次載荷任務(wù)。其中姿態(tài)機(jī)動預(yù)留時間△t按照衛(wèi)星本體系Z軸的轉(zhuǎn)動角度分檔確定。假設(shè)當(dāng)前任務(wù)開始前衛(wèi)星姿態(tài)為滾動角俯仰角θ0，姿態(tài)機(jī)動目標(biāo)角度為滾動角俯仰角θ1，兩軸姿態(tài)機(jī)動角度為按姿態(tài)轉(zhuǎn)序合成為衛(wèi)星Z軸轉(zhuǎn)動的角度進(jìn)行判斷姿態(tài)機(jī)動預(yù)留時間△t。衛(wèi)星偏航角為根據(jù)軌道計算當(dāng)時的偏流角。以某型號衛(wèi)星為例，姿態(tài)機(jī)動預(yù)留時間△t按實際衛(wèi)星能力及指令時序設(shè)計如下表所示：機(jī)動角度機(jī)動時間0°～10°90s10°～20°100s20°～35°120s35°～60°155s60°～90°190s如圖5所示，衛(wèi)星機(jī)動過程中的姿態(tài)角度按Bang-Bang控制的規(guī)律考慮，即衛(wèi)星以固定角加速度加速至固定角速度，機(jī)動一定時間后最后以相同角加速度減速至0的姿態(tài)變化規(guī)律，其中衛(wèi)星角加速度、及最大角速度作為系統(tǒng)可變參數(shù)給出。依此方法得到，在開始姿態(tài)機(jī)動時刻t0-△t至t0時刻之間的姿態(tài)序列，并可得到回擺時刻t1至回擺結(jié)束時刻t1+△t的姿態(tài)序列。衛(wèi)星本體坐標(biāo)系下的帆板法線矢量根據(jù)衛(wèi)星帆板轉(zhuǎn)角進(jìn)行計算，衛(wèi)星帆板以理論軌道角速度跟蹤太陽。第三步，如圖3為本發(fā)明的太陽翼遮擋流程圖。太陽翼遮擋采用光線追跡法生成陰影面積并得到遮擋的電池串。但光線追跡生成陰影的過程需要讀取衛(wèi)星的復(fù)雜構(gòu)形以及太陽翼模型，并生成陰影位圖，實時計算巨大，計算速度慢，該方法不滿足動態(tài)任務(wù)約束分析生成的時效要求。因此設(shè)定衛(wèi)星在本體坐標(biāo)系下靜止不動，太陽光線相對于衛(wèi)星是時刻變化的。系統(tǒng)根據(jù)衛(wèi)星的模型和太陽翼模型預(yù)先生成太陽翼電池串遮擋數(shù)據(jù)庫，通過衛(wèi)星本體系下的太陽矢量查找數(shù)據(jù)庫得到太陽翼遮擋串?dāng)?shù)。太陽翼電池串遮擋數(shù)據(jù)庫生成如圖4所示，通過將以衛(wèi)星為中心球面平均劃分的方法得到代表所有方向的離散光線，以0.5°為步長分割光線矢量，并以經(jīng)緯度進(jìn)行定義。然后根據(jù)每條光線進(jìn)行光照條件靜態(tài)分析，得到生成的遮擋陰影位圖并進(jìn)而得到遮擋的太陽電池串。對太陽電池串進(jìn)行定義，得到覆蓋每束太陽矢量對應(yīng)的電池串遮擋數(shù)據(jù)庫。通過預(yù)先生成太陽翼電池串遮擋數(shù)據(jù)庫，太陽翼遮擋計算查找數(shù)據(jù)庫的方式大大的降低了實時計算的代價。第四步，太陽電池輸出電流計算通過構(gòu)建三結(jié)砷化鎵電池輸出模型：IG＝Imp×S×FRAD×FUV×FC×FT×cos(θ)×[1+βIP×(TOP-TO)]×(NG-NGZ)IC＝Imp×S×FRAD×FUV×FC×FT×cos(θ)×[1+βIP×(TOP-TO)]×(NC-NCZ)其中：IG，供電陣輸出電流(mA)；IC，充電陣輸出電流(mA)；Imp，標(biāo)準(zhǔn)測試條件下的最大功率點電流(mA/cm2)；S，太陽電池片面積(cm2)；FRAD，粒子輻照損失系數(shù)；FUV，紫外輻照損失系數(shù)；FC，組合損失系數(shù)；FT，溫度交變損失系數(shù)；θ，太陽光與太陽電池陣法線方向夾角(°)；βIP，太陽電池電流溫度系數(shù)；TOP，太陽電池工作溫度(℃)；TO，太陽電池標(biāo)準(zhǔn)工作溫度，25℃；NG，供電陣電池串總串?dāng)?shù)；NGZ，供電陣被遮擋的電池串?dāng)?shù)；NC，充電陣電池串總串?dāng)?shù)；NCZ，充電陣被遮擋的電池串?dāng)?shù)；第五步，放電深度計算模塊通過用戶輸入的載荷任務(wù)得到衛(wèi)星t時刻的負(fù)載電流，并根據(jù)太陽電池輸出電流計算模塊計算得到的太陽電池供電陣、放電陣電流計算衛(wèi)星蓄電池電量：光照區(qū)衛(wèi)星每一時刻t的充放電電量計算過程為：計算t時刻充電陣可提供給母線的電流:ICM＝IC×VC×ηBDR÷VMICM，充電陣可提供給母線的電流(A)；IC，充電陣輸出電流(A)；VC，充電陣電壓(V)；ηBDR，放電調(diào)節(jié)器輸出效率；VM，母線電壓(V)；若供電陣電流不小于負(fù)載電流，分兩種情況判斷：若充電陣電流不小于蓄電池一階段充電電流閾值，則蓄電池充電電流為該電流閾值，此時蓄電池放電電量為零，蓄電池充電電量為：QC＝I′BC×ηC×t1QC,充電電量(Ah)；I′BC，充電電流閾值(A)；ηC，充電效率；t1，持續(xù)時間。若充電陣電流小于蓄電池一階段充電電流閾值，則蓄電池充電電流為充電陣電流，此時蓄電池放電電量為零，蓄電池充電電量為：QC＝IC×ηC×t1若供電陣電流小于負(fù)載電流，且供電陣電流與充電陣提供給母線電流之和大于負(fù)載電流，即供電陣無法滿足負(fù)載，但供電陣和充電陣一起能滿足負(fù)載時，充電陣還有多余電流提供給蓄電池充電，此時蓄電池放電電量為零，蓄電池充電電量為：QC＝[IC-(Iload-IG)×Vm÷ηBDR÷VC]×t1×ηCIload，負(fù)載電流(A)；若供電陣電流和充電陣提供給母線電流之和小于負(fù)載電流，即供電陣和充電陣一起都無法滿足負(fù)載時，蓄電池要向母線放電：此時，蓄電池充電電量為零，蓄電池放電電量為：QF＝(Iload-IG-ICM)×t1×Vm÷ηBDR÷VBATQF，放電電量(Ah)；Iload，負(fù)載電流(A)VBAT，蓄電池電壓(V)地影期衛(wèi)星每一時刻t的充放電電量計算過程為：任何一種工作模式下，蓄電池充電電量為零，蓄電池放電電量為：QF＝Iload×t1×Vm÷ηBDR÷VBAT累積一軌道圈內(nèi)所有工作模式下蓄電池的充放電電量，當(dāng)t到達(dá)一圈(按照先陰影后陽照)的結(jié)束時刻時，若充電電量不小于放電電量，則單圈平衡；否則，單圈不平衡。蓄電池放電深度為：蓄電池放電電量與蓄電池總?cè)萘恐?，如任一時刻蓄電池放電深度大于蓄電池放電深度安全閾值，則返回結(jié)果，要求用戶調(diào)整載荷任務(wù)規(guī)劃后重新輸入，并輸出截止至放電深度超限時刻前的能源平衡約束分析結(jié)果，作為調(diào)整載荷任務(wù)規(guī)劃的依據(jù)。如在仿真時間段內(nèi)放電深度一直小于蓄電池放電深度安全閾值，則輸出仿真時間段內(nèi)的能源平衡約束分析結(jié)果。單圈不平衡條件下，能源平衡所需圈數(shù)假設(shè)下一圈衛(wèi)星無載荷任務(wù)，計算陰影區(qū)結(jié)束時的能源平衡情況，如能平衡則衛(wèi)星能源2圈平衡。否則依次類推計算下一圈不工作條件下能源平衡與否，直至能源平衡輸出能源平衡圈數(shù)。能源平衡約束分析結(jié)果包括每個載荷任務(wù)結(jié)束時刻衛(wèi)星的放電電量，以及每個陽照區(qū)結(jié)束時刻衛(wèi)星的放電電量以及能源平衡所需圈數(shù)。實施例以某太陽同步軌道遙感衛(wèi)星為例，說明采用本發(fā)明進(jìn)行能源約束分析的過程：用戶首先根據(jù)成像任務(wù)需求輸入衛(wèi)星載荷任務(wù)，以一段時間內(nèi)的記錄+中繼邊記邊放任務(wù)為例：同時用戶輸入：衛(wèi)星初始電量110A.h(假設(shè)衛(wèi)星蓄電池滿電量為120A.h)，仿真時間由2000年03月21日12:05:00至，2000年21日13:10:00。1、按照具體實施方式中的第一步，能源平衡分析系統(tǒng)讀取仿真時間段內(nèi)的衛(wèi)星軌道及用戶輸入的載荷工作模式。根據(jù)載荷工作模式，讀取相應(yīng)衛(wèi)星模型參數(shù)下的負(fù)載電流，得到仿真時間段內(nèi)不同時刻的負(fù)載電流。以上述輸入為例，假設(shè)該衛(wèi)星記錄模式下負(fù)載電流為33.93A，則在2000年03月21日12:05:00至2000年03月21日12:10:00衛(wèi)星負(fù)載電流為33.93A。2、按照具體實施方式中的第二步，根據(jù)讀取的某時刻衛(wèi)星軌道以及衛(wèi)星姿態(tài)計算衛(wèi)星太陽入射角，(對姿態(tài)機(jī)動過程中的姿態(tài)需按具體實施方式中的第二步所述的姿態(tài)計算方法計算)以上述輸入為例，假設(shè)仿真步長為5s，經(jīng)計算在2000032112:05:05時刻，計算得到衛(wèi)星入射角為7.55°。3、按照具體實施方式中的第三步，計算得到供電陣被遮擋的電池串?dāng)?shù)NGZ；充電陣被遮擋的電池串?dāng)?shù)NCZ。4、按照具體實施方式中的第四步，根據(jù)上述第二步和第三步計算得到的衛(wèi)星太陽入射角以及供電陣和充電陣遮擋的電池傳數(shù)得到：該時刻，供電陣可提供母線電流為67.436Ah，充電陣電流為30.431A。5、按照具體實施方式中的第五步，因為67.436A>33.93A，所以供電陣就能滿足負(fù)載供電需求，又因為30.431A>12*2A(蓄電池一階段充電電流閾值)，所以充電陣可以以恒流電流大小24A為蓄電池充電。于是，充電電量為：12*2*(5/3600)/1.05＝0.031746Ah。耗電電量為0。累加上一個時刻即2000032112:05:00的蓄電池電量，該時刻衛(wèi)星蓄電池電量為110.031746Ah。6、以上述方法按照仿真步長計算每個仿真時刻的衛(wèi)星蓄電池電流，并通過積分累加得到蓄電池電量，最終得到仿真截止時刻2000年21日13:10:00的蓄電池電量為109.089，蓄電池放點深度為(120A.h-109.089A.h)/120A.h＝9.1％。放電深度滿足該衛(wèi)星25％的放電深度閾值，該任務(wù)可以正常執(zhí)行。并通過計算可以實現(xiàn)單圈能源平衡。其中無載荷動作時根據(jù)衛(wèi)星參數(shù)按平臺工作的功耗計算充放電，地影區(qū)則按具體實施方式第五步所述方法計算，按衛(wèi)星平臺工作的功耗計算衛(wèi)星放電情況。本發(fā)明未公開技術(shù)屬本領(lǐng)域技術(shù)人員公知常識。當(dāng)前第1頁1 2 3