專利名稱：一種航天器電源系統(tǒng)能量分析仿真平臺的制作方法
技術領域：
本發(fā)明是一種航天器電源系統(tǒng)能量分析仿真平臺，特別涉及一種有效分析衛(wèi)星星上能量平衡問題的方法，并且可以進行二次開發(fā)，進一步擴展仿真平臺功能。
背景技術：
在衛(wèi)星系統(tǒng)中，星上電源子系統(tǒng)是非常重要的一個子系統(tǒng)，是星上產(chǎn)生、貯存、變換、調(diào)節(jié)和分配電能的分系統(tǒng)，是衛(wèi)星正常運行的重要保證之一。衛(wèi)星電源系統(tǒng)包括能量來源、能量存儲、能量分配和能量管理與控制。目前應用最廣泛的電源系統(tǒng)是以太陽能作為能量來源，建立太陽電池陣-蓄電池組電源系統(tǒng)，光電能量系統(tǒng)。太陽陣在衛(wèi)星光照期獲取能量，以提供總線功耗，負載功耗，并且保證星上能量平衡；蓄電池在陰影期，以及光照期大功率峰值耗電時為衛(wèi)星提供電能。能量來源的不同決定了要如何來管理衛(wèi)星電源系統(tǒng)，能量管理分為三類，包括控制太陽陣，管理總線電壓及蓄電池充電。進一步地，不僅需要管理電源系統(tǒng)，而且要控制太陽陣不能產(chǎn)生過多的電能，以免蓄電池過充，及產(chǎn)生過多的熱量。主要的電源控制技術有兩種，包括直接能量傳輸方式以及最大功率跟蹤方式。目前基于衛(wèi)星的電源設計，國內(nèi)對于每個衛(wèi)星項目，都進行重新建模，重新設計和選取太陽陣以及蓄電池的參數(shù)，通過手工計算方式或者根據(jù)經(jīng)驗來判定如何選擇合適的電源系統(tǒng)；參數(shù)設計完成后，僅有通過單純的電子電路仿真建模，目前沒有簡單高效的仿真平臺快速準確地對航天器整個在軌運行過程進行能量分析驗證，以驗證電源系統(tǒng)參數(shù)設計合理。但是，由于電源系統(tǒng)參數(shù)數(shù)量大，太陽陣以及蓄電池的材料選擇、構型設計，以及各個衛(wèi)星任務的軌道條件、姿態(tài)模式各不相同，設計人員的技術水平和經(jīng)驗參差不齊，效率低下， 因此造成整個衛(wèi)星電源的分析、設計過程人員工作量大，設計驗證周期長，效率較低。因此需要這樣一種高效快捷的航天器電源系統(tǒng)能量分析仿真平臺，對電源系統(tǒng)設計參數(shù)進行能量分析仿真驗證。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的技術解決問題克服現(xiàn)有技術的不足，提供一種航天器電源系統(tǒng)能量分析仿真平臺，該平臺利用有效的邏輯判定代替繁冗復雜的電子電路設計，便捷高效地對航天器電源設計參數(shù)進行能量平衡仿真分析，驗證電源系統(tǒng)參數(shù)設計是否合理，快速及時糾察參數(shù)設計錯誤和計算誤差。本發(fā)明的技術解決方案一種航天器電源系統(tǒng)能量分析仿真平臺，包括電源系統(tǒng)數(shù)據(jù)輸入模塊，電源系統(tǒng)數(shù)據(jù)處理模塊，電源系統(tǒng)數(shù)據(jù)顯示模塊，電源系統(tǒng)能量平衡分析判定模塊，電源系統(tǒng)能量平衡分析異常報警模塊。電源系統(tǒng)數(shù)據(jù)輸入模塊，通過圖形用戶界面，接收用戶對于電源系統(tǒng)的參數(shù)選擇和設置，包括衛(wèi)星任務軌道參數(shù)、姿態(tài)控制模式，太陽陣設計參數(shù)、蓄電池設計參數(shù)、以及電源控制方式。
電源系統(tǒng)數(shù)據(jù)處理模塊作為本仿真平臺的核心部分，主要又包括數(shù)據(jù)解算和數(shù)據(jù)傳輸。數(shù)據(jù)解算包括太陽陣輸出功率解算，蓄電池剩余容量解算，電源管理方式選擇，以及負載功耗計算。數(shù)據(jù)傳輸包括三部分內(nèi)容第一部分將數(shù)據(jù)輸入模塊中衛(wèi)星軌道和姿態(tài)參數(shù)傳輸?shù)叫l(wèi)星軟件工具包(STK，Satellite ToolKit)；第二部分，將衛(wèi)星軟件工具包中生成的用于太陽陣解算的數(shù)據(jù)傳送到數(shù)據(jù)解算程序中太陽陣能量算法進行太陽陣能量計算；第三部分是將數(shù)據(jù)輸入模塊中蓄電池參數(shù)和能量管理方式傳送到數(shù)據(jù)解算程序蓄電池能量解算程序中，進行蓄電池剩余能量計算。電源系統(tǒng)數(shù)據(jù)顯示模塊，將經(jīng)過數(shù)據(jù)處理模塊的數(shù)據(jù)結果包括隨時間變化太陽陣輸出功率、蓄電池剩余容量、以及負載功耗，通過數(shù)據(jù)顯示模塊顯示太陽陣輸出功率與時間的變化關系曲線，蓄電池剩余容量隨時間的變化關系曲線，負載功耗隨時間的變化關系曲線。電源系統(tǒng)能量平衡分析判定模塊，將經(jīng)過數(shù)據(jù)處理模塊后的太陽陣輸出功率、蓄電池剩余容量、以及負載功率，根據(jù)電源系統(tǒng)能量平衡分析判據(jù)對此時的星上能量平衡狀態(tài)進行判斷，分析此時星上電能能否有效供給衛(wèi)星任務。電源系統(tǒng)能量平衡分析異常報警模塊，當能量平衡分析判定模塊進行能量平衡分析后，若某時刻星上能量不平衡，能量平衡分析異常報警模塊即發(fā)出警報，說明此時能量不再平衡，能源供給出現(xiàn)異常。本發(fā)明與現(xiàn)有技術相比的優(yōu)點在于本發(fā)明用戶可以由數(shù)據(jù)輸入模塊進行電源系統(tǒng)參數(shù)設置，仿真平臺后臺進行數(shù)據(jù)采集處理，并以具體數(shù)據(jù)和曲線圖形直觀顯示此時的航天器各部分功耗狀況，通過能量平衡分析判據(jù)，對此時的航天器狀態(tài)進行及時判定和響應。同時在數(shù)據(jù)處理過程中利用強大的衛(wèi)星軟件工具包進行衛(wèi)星實時的在軌仿真。其中數(shù)據(jù)處理模塊作為本仿真平臺的核心，突出的優(yōu)點在于利用有效的邏輯判定條件進行航天器能量分配和管理，代替繁冗復雜的電子電路設計，大大簡化了電源系統(tǒng)參數(shù)設計驗證的建模復雜性，提高了整個電源系統(tǒng)設計和仿真分析的工作效率。本發(fā)明中數(shù)據(jù)輸入模塊及數(shù)據(jù)結果顯示模塊堅持圖形用戶界面的設計原則，界面直觀、對用戶透明。用戶接觸軟件后對界面上對應的功能一目了然，基本無需任何培訓就可以方便地使用本系統(tǒng)，并快捷高效地對一個航天器項目電源分系統(tǒng)作出分析。同時結合衛(wèi)星軟件工具包與本仿真平臺程序語言的鏈接模塊，進行無縫鏈接，實現(xiàn)數(shù)據(jù)實時交互傳送， 互相調(diào)用。


圖1為本發(fā)明的仿真平臺組成結構示意圖；圖2為數(shù)據(jù)處理模塊原理圖；圖3為本發(fā)明中的仿真平臺執(zhí)行流程圖。
具體實施例方式如圖1所示，本發(fā)明航天器電源系統(tǒng)能量分析平臺包括數(shù)據(jù)輸入模塊，數(shù)據(jù)處理模塊，數(shù)據(jù)顯示模塊，能量平衡分析判定模塊，及能量平衡分析異常報警模塊。(1)數(shù)據(jù)輸入模塊包括用戶界面輸入和數(shù)據(jù)采集部分，數(shù)據(jù)采集部分接收用戶輸入部分的參數(shù)設置，參數(shù)設置包括衛(wèi)星任務軌道參數(shù)、衛(wèi)星姿態(tài)控制方式和姿態(tài)模式，太陽陣參數(shù)設置、蓄電池參數(shù)設置、電源管理和控制方式選擇、負載功耗文件調(diào)入。參數(shù)設置包含以下幾個部分①衛(wèi)星任務軌道參數(shù)設計。進行仿真分析確定衛(wèi)星任務軌道參數(shù)，衛(wèi)星任務軌道參數(shù)包含軌道六要素，以及任務開始時間，結束時間。軌道六要素為(a，e，i，ω，Ω，τ)， 其中a表示衛(wèi)星橢圓軌道的長半軸，e表示軌道偏心率，i為軌道傾角，ω為近地點幅角，Ω 表示升交點赤徑，τ是衛(wèi)星經(jīng)過近心點的時刻。②衛(wèi)星姿態(tài)控制方式和姿態(tài)模式，包括三軸穩(wěn)定衛(wèi)星和自旋穩(wěn)定衛(wèi)星兩種可供選擇。選擇設定時間段內(nèi)的衛(wèi)星姿態(tài)模式，包括對地定向姿態(tài)模式，對日定向姿態(tài)模式。③太陽陣參數(shù)設置，包括太陽陣光電元件的材料選取，如硅，單結砷化鎵，三結砷化鎵；壽命初期太陽電池陣最大輸出功率；太陽常數(shù)(通常為確定性常值135. 3mff/cm2)；太陽光斜照太陽電池時的修正因子(取值范圍0. 95 1. 00)；太陽光強季節(jié)性變化因子(春秋分時為1. 0000，夏至為0. 9673，冬至為1. 0327)；地球反照對太陽電池陣輸出功率的增益因子(地球同步軌道取1，其他軌道取1 1.05)；單體太陽陣的標稱面積；太陽電池陣所有單體太陽電池總數(shù)；單體太陽電池光電轉換效率(硅12% 14%，單結砷化鎵18% 19%，三結砷化鎵M% )；太陽陣組合損失因子(0.85 0.95)；太陽陣功率穩(wěn)定系數(shù)(0. 95 1)；太陽電池軌道工作溫度與標準溫度之差(溫差取值范圍50° 120° )，太陽電池陣衰減因子(0. 95 0. 99)。④蓄電池參數(shù)設置，包括電池種類選擇(包括鎘鎳電池、氫鎳電池、鋰電池)；串聯(lián)單體電池總數(shù)；蓄電池組放電深度(鎘鎳電池40 % 55 %，氫鎳電池60 % 65 %，鋰電池 40% 50%)；蓄電池放電電壓(鎘鎳電池1.25V，氫鎳電池1.25V，鋰電池3. 50V)。⑤電源管理方式，包括直接能量傳輸方式，以及最大功率點能量跟蹤方式。電源能量管理方式有兩種，一種直接能量傳輸方式，以及最大功率跟蹤方式，所述直接能量傳輸方式將太陽陣在滿足負載和蓄電池需求后多余的功率全部由電阻消耗掉，并通常使用分流電阻以維持總線電壓在一個理想水平；所述最大功率跟蹤則嚴格按照負載需求控制太陽陣的輸出功率，不產(chǎn)生過剩功率，因此直接能量傳輸方式的太陽能輸出功率轉換率較最大功率跟蹤方式略高；⑥負載功耗隨時間的變化關系，直接由對話框響應將負載功耗文件調(diào)入。(2)數(shù)據(jù)處理模塊，作為本仿真平臺的核心部分，主要又包括數(shù)據(jù)解算和數(shù)據(jù)傳輸。數(shù)據(jù)解算包括太陽陣輸出功率解算，蓄電池剩余能量解算，電源管理方式選擇，以及負載能量計算。下面進行具體說明①太陽陣輸出功率解算。太陽陣輸出功率P根據(jù)公式計算
P = S0XXsXeAcNFj η Fc ( β Ρ Δ T+l) cos θ其中S0——太陽常數(shù) 135. 3mff/cm2 ；θ —太陽光與太陽電池陣法線方向的夾角；X——太陽光斜照太陽電池陣時的修正因子，一般在0. 95 1. 00之間；
Xs—太陽光強季節(jié)性變化因子，春秋分時為1.0000，夏至為0.9673，東至為 1. 0327 ；Xe——地球反照對太陽電池陣輸出功率的増益因子，地球同步軌道取1，其他軌道 取1 1. 05 ；Ac——單體太陽電池的標稱面積cm2 ；N——太陽電池陣所有単體太陽電池總數(shù)；n——単體太陽電池光電轉換效率；Fc——太陽電池陣組合損失因子；日p——太陽電池陣功率溫度系統(tǒng)(％ /°C )；A T——太陽電池軌道工作溫度與標準溫度之差(°C )。通過各參數(shù)的獲取，即可計算出太陽陣在軌條件下的輸出功率。②蓄電池能量解算。蓄電池的模型采用了標準蓄電池模型，根據(jù)設計參數(shù)調(diào)整模 型參數(shù)。三種類型的蓄電池標準模型如下所示A.鉛酸蓄電池模型放電模型(i*>0)
權利要求
1. 一種航天器電源系統(tǒng)能量分析仿真平臺，其特征在于，包括數(shù)據(jù)輸入模塊，數(shù)據(jù)處理模塊，數(shù)據(jù)顯示模塊，能量平衡分析判定模塊和能量平衡分析異常報警模塊，其中(1)數(shù)據(jù)輸入模塊包括用戶界面輸入和數(shù)據(jù)采集部分，數(shù)據(jù)采集接收用戶輸入界面的參數(shù)設置，參數(shù)設置包括衛(wèi)星任務軌道參數(shù)、衛(wèi)星姿態(tài)控制方式和姿態(tài)模式，太陽陣參數(shù)設置、蓄電池參數(shù)設置、電源管理和控制方式選擇、負載功耗文件調(diào)入；其中所述衛(wèi)星任務軌道參數(shù)設置為進行仿真分析確定衛(wèi)星任務軌道參數(shù)，衛(wèi)星任務軌道參數(shù)包含軌道六要素，以及任務開始時間，結束時間；軌道六要素為(a，e, i, ω, Ω, τ )，其中a表示衛(wèi)星橢圓軌道的長半軸，e表示軌道偏心率，i為軌道傾角，ω為近地點幅角，Ω表示升交點赤徑，τ是衛(wèi)星經(jīng)過近心點的時刻；所述衛(wèi)星姿態(tài)控制方式包括三軸穩(wěn)定衛(wèi)星和自旋穩(wěn)定衛(wèi)星兩種可供選擇，選擇設定時間段內(nèi)的衛(wèi)星姿態(tài)模式包括對地定向姿態(tài)模式，對日定向姿態(tài)模式；所述太陽陣參數(shù)設置，包括太陽陣光電元件的材料選?。粔勖跗谔栯姵仃囎畲筝敵龉β?；太陽常數(shù)；太陽光斜照太陽電池時的修正因子；太陽光強季節(jié)性變化因子；地球反照對太陽電池陣輸出功率的增益因子；單體太陽陣的標稱面積；太陽電池陣所有單體太陽電池總數(shù)；單體太陽電池光電轉換效率；太陽陣組合損失因子；太陽陣功率穩(wěn)定系數(shù)；太陽電池軌道工作溫度與標準溫度之差，太陽電池陣衰減因子；所述蓄電池參數(shù)設置，包括電池種類選擇；串聯(lián)單體電池總數(shù)；蓄電池組放電深度；蓄電池放電電壓；所述電源管理與控制方式，包括直接能量傳輸方式，以及最大功率跟蹤方式； 所述負載功耗隨時間的變化關系，事先確定后直接由對話框響應調(diào)入負載功耗文件；(2)數(shù)據(jù)處理模塊，包括數(shù)據(jù)解算和數(shù)據(jù)傳輸，其中數(shù)據(jù)解算包括太陽陣輸出功率解算，蓄電池剩余能量解算，電源管理方式選擇及負載能量計算；所述①太陽陣輸出功率解算如下； 太陽陣輸出功率根據(jù)下式計算 P = S0XXsXeAcNFj η Fc ( β ρ Δ T+1) cos θ 其中S0——太陽常數(shù)135. 3mff/cm2 ； θ——太陽光與太陽電池陣法線方向的夾角； X——太陽光斜照太陽電池陣時的修正因子，在0. 95 1. 00之間； Xs—太陽光強季節(jié)性變化因子，春秋分時為1. 0000，夏至為0. 9673，東至為1. 0327 ； Xe——地球反照對太陽電池陣輸出功率的增益因子，地球同步軌道取1，其他軌道取 1 1. 05 ；Ac——單體太陽電池的標稱面積cm2 ； N——太陽電池陣所有單體太陽電池總數(shù)； n—單體太陽電池光電轉換效率； Fc—太陽電池陣組合損失因子； β ρ—太陽電池陣功率溫度系統(tǒng)，單位％ /0C ； Δ T—太陽電池軌道工作溫度與標準溫度之差； 通過各參數(shù)的獲取，即可計算出太陽陣在軌條件下的輸出功率；②蓄電池能量解算，蓄電池的模型采用了標準蓄電池模型，根據(jù)設計參數(shù)調(diào)整模型參數(shù)，三種類型的蓄電池標準模型如下所示 A.鉛酸蓄電池模型放電模型，Γ >0
全文摘要
一種航天器電源系統(tǒng)能量分析仿真平臺，包括數(shù)據(jù)輸入模塊，數(shù)據(jù)處理模塊，數(shù)據(jù)顯示模塊，電源系統(tǒng)能量平衡分析判定模塊，電源系統(tǒng)能量平衡分析異常報警模塊。用戶通過數(shù)據(jù)輸入模塊直接設置電源系統(tǒng)設計參數(shù)，通過數(shù)據(jù)處理模塊，對讀入數(shù)據(jù)進行處理和運算，再通過數(shù)據(jù)顯示模塊輸出直觀結果。其中數(shù)據(jù)處理模塊作為本仿真平臺的核心，通過邏輯分析，進行快速有效的數(shù)據(jù)處理，無需搭建復雜的電路，在電源系統(tǒng)參數(shù)設計完成后即可利用此仿真平臺進行航天器在軌能量平衡分析。大大減少開發(fā)設計人員的設計時間，對電源系統(tǒng)設計存在的錯誤和誤差起到很好的快速糾察作用。
文檔編號G06F17/50GK102289535SQ20111014997
公開日2011年12月21日 申請日期2011年6月7日 優(yōu)先權日2011年6月7日
發(fā)明者寧曉琳, 彭聰, 房建成, 蔡洪偉 申請人:北京航空航天大學