模塊化航天器電源系統仿真研究

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(1.裝備學院 研究生院，北京 101416 ；2.裝備學院 航天裝備系，北京 101416)

模塊化航天器電源系統仿真研究

賀廣松1,李新洪2,王謙1

(1.裝備學院研究生院，北京101416 ；2.裝備學院航天裝備系，北京101416)

模塊化航天器快速響應對迅速提高我國空間信息支援能力具有重大意義，所以為了快速增強我國空間實力，以快速響應為背景，對模塊化航天器進行研究，首先介紹了模塊化航天器及其快速集成測試方法，之后，以模塊化航天器電源系統為例，通過數學模型搭建了其Simulink模型，主要對帆板面積，蓄電池容量，以及衛星在軌功率進行分析，最后，通過仿真結果驗證了所建模型的準確性，為模塊化航天器快速響應奠定了基礎，同時提出了模塊化航天器電源系統的快速響應應用模式。

快速響應；模塊化航天器；電源系統；仿真

0 引言

信息條件下的現代化戰爭，空間信息極其重要，空間技術以成為時代熱點和一個國家綜合實力的代表[1-2]，衛星的信息支援能力必當是奪取空間信息優勢的重要保障。但是受傳統航天器“整體式設計，一次性使用”設計思想的影響，傳統航天器無法滿足突發戰爭時空間能力需求[3]。快速響應航天器的應用恰好解決了傳統航天器應對突發事件能力不足的問題。

快速響應航天器有兩種發展思路。一種思路是一體化，集成化設計。由于衛星和運載火箭已經連接在一起，這種思路可以減少衛星和火箭的測試時間，能夠實現快速集成，快速發射。但是由于其技術特點，衛星載荷都是之前安裝好的，所以能夠完成的任務較為固定；另一種思路是模塊化設計。模塊化航天器按照其功能被分解為多個不同的模塊。這些模塊功能獨立、物理獨立，通過標準接口集成在一起，實現整個航天器系統的功能[4]。模塊化航天器模塊間可以進行靈活組裝，滿足不同的任務要求，同時模塊間采用標準化接口和即插即用技術，方便其快速集成，測試。所以本文對模塊化航天器進行研究。

隨著模塊化航天器技術日益成熟[5]，本文以此為背景，對模塊化航天器快速集成測試及其建模仿真進行研究，旨在提高我國空間系統快速響應能力，這對于提高我國空間系統信息支援能力具有重大意義。

1 模塊化航天器及快速集成測試

1.1 模塊化航天器概況

模塊化航天器已經有數十年的發展歷史，下面介紹幾種具有代表性的模塊化航天器。

1) SMARTBus：SMARTBus是基于多個功能模塊協同工作的智能模塊化平臺[6]，它采用可以堆疊的模塊化結構，劃分為有效載荷基板、通信模塊、姿態確定模塊、姿態控制模塊、蓄電池模塊以及太陽能帆板模塊等子系統模塊，如圖1所示。

圖1 SMARTBus整體結構

2) PETSAT：PETSAT(Panel Extension Satellite)是日本進行的模塊化航天器研究項目。PETSAT航天器由多個功能板組成，共同實現航天器功能。PETSAT以折疊狀態發射，入軌后展開，如圖2所示[6]。

圖2 PETSAT折疊及在軌展開示意圖

3) F6衛星系統：F6計劃是對分離模塊概念進行的技術研發和演示驗證項目[7]。F6項目構想是把一個航天器的功能單元優化分解為多個模塊，每個分離模塊仍是一顆衛星，如圖3所示。

圖3 F6計劃原理圖

1.2 模塊化航天器快速集成測試

快速集成測試是指將組成航天器平臺的各分系統與有效載荷集成為航天器并對各模塊進行選擇和測試的技術。這項技術是模塊化航天器能夠實際應用的保證，主要分三步：

1)根據任務需求進行分析，通過得到的分系統模塊參數，從倉儲的分系統模塊中進行選擇；2)通過模塊之間的標準化接口組裝集成模塊化衛星；3)測試組裝集成的模塊化衛星的性能參數，檢驗其是否滿足衛星設計要求和任務需求，滿足則進行快速發射，衛星入軌后，就可以實現空間信息支援。

本文以電源分系統為例，對其快速集成測試進行研究，通過建模仿真，主要分析衛星電源系統部件的選擇和測試過程。

2 模塊化航天器建模仿真

衛星電源系統是星上產生、存儲、轉換、協調和分配電能的系統，簡稱電源系統。電源系統的基本功能是應用能量轉換方法將光能等其他形式的能量轉換成電能，就如同我們生活中的發電站。衛星電源系統對于衛星來說，就如同是人類的心臟，它要為衛星的正常工作提供動力，作為衛星的主要組成部分，該系統是否能夠正常運行直接決定著有效載荷能否可以順利完成任務。

2.1 衛星電源模塊分析

目前電源系統應用頻率最高的是太陽電池陣-蓄電池組電源系統，該電源系統主要包括三部分：太陽能帆板，蓄電池和電源控制器，這三部分為衛星不間斷地提供電能并保障系統穩定可靠。太陽電池陣-蓄電池組電源系統的工作模式為：光照期時，由太陽能帆板為負載供電，同時為蓄電池充電，將太陽能轉化為電能；地影期時，由蓄電池為負載供電。能量傳輸方式多采用直接能量傳遞，將電能直接輸入負載，傳輸效率高并且可靠。

1) 太陽能帆板：太陽能帆板將太陽能轉換為電能，是由太陽電池組件或太陽電池板按照特定的機電方式組裝在一起構成的直流發電裝置，一般包括太陽電池電路，基板，連接架和壓緊及展開機構等。太陽能帆板按照其在航天器上的安裝方式主要分為體裝式太陽能帆板和展開式太陽能帆板。體裝式太陽能帆板安裝在航天器外部殼上，其形狀可以是圓柱體、圓錐體、多面體；展開式太陽能帆板安裝在航天器外伸上，按對日定向方式可以分為定向式和不定向式兩種，對日定向式又可分為太陽能帆板和航天器剛性連接的固連式和太陽能帆板能夠獨自靠軸調姿的非固連式。

2) 蓄電池：儲能裝置是航天器電源系統的重要組成部分。當航天器運行在軌道的地影期時，太陽能帆板因為沒有光照不能給航天器提供電能，必須由儲能裝置為航天器供電，航天器的儲能裝置有很多種，目前可重復進行充放電的蓄電池組是首選的儲能裝置。蓄電池是將光照期太陽能帆板提供的能量進行存儲的裝置，分為一次使用和二次使用。一次電池可以把化學能轉換為電能，但是不能反向進行，二次電池可以在充電時將電能轉化為化學能，又可以在放電時將化學能變為電能。當前鋰離子蓄電池以其比能量高的優勢被廣泛使用，得到航天工作者的青睞。

3) 電源控制器：電源控制器是衛星電源系統中的重要組成部分。電源控制器主要有兩類，一類由分流調節器、充電調節器、放電調節器組成，另一類由串聯開關調節器和峰值功率跟隨器組成。其起到的作用是處理太陽電池陣的輸出功率、對母線電壓進行調整、控制蓄電池組的充放電、查找故障與分離、重構系統和管理測控，切實保障電源系統安全可靠運行。

2.2 仿真平臺

本文應用Simulink仿真模型，Simulink是Matlab中的重要組成部分，它為用戶提供了一種動態，綜合的建模方法，并且便于分析仿真結果。衛星子系統仿真對計算機的計算能力、實時性有很高的要求，所以本文采用實時仿真機，該機器運算能力強，實時性好，還具有良好的擴展能力，是衛星子系統實時仿真的最佳選擇。

2.3 衛星電源模塊數學模型及Simulink模型

本文衛星運行軌道為圓軌道，太陽能帆板安裝方式為展開式，帆板和衛星剛性固連，采用鋰離子蓄電池。為了使電源系統模型更加準確，本文建立了太陽能帆板面積，蓄電池容量，衛星地影期判斷以及太陽光與太陽能帆板法線夾角的數學模型和Simulink模型。

2.3.1 太陽能帆板模型

為了確定衛星所需太陽電池陣面積Asa，首先要確定在整個飛行期間的日照區間內太陽電池陣必須給衛星提供的功率Psa以及單位面積太陽電池陣壽命末期功率PEOL。

Psa=(PeTe/Xe+PdTd/Xd)/Td

在日照期，帆板產生的功率一方面為蓄電池充電，一方面直接為負載提供電源，且負載所獲功率為Pd，傳輸效率為Xd，取0.85。在地影期，蓄電池負責為負載提供電源，負載所獲功率為Pe，這樣由帆板產生的功率經過蓄電池饋送到負載方式的傳輸效率為Xe，取0.65。Te和Td分別為每一圈軌道中地影區和光照區的時間。

PEOL=PBOL*Ld

(1)

Ld為太陽電池壽命退化因子，PBOL為壽命初期單位面積太陽電池陣功率，其計算公式如下：

PBOL=PSηIdcosθ

(2)

其中:Ps為入射太陽輻射，取值1 358 W / m2，η為太陽電池光電轉換率，模型中用ibx表示，Id為太陽電池陣固有退化因素，θ為太陽電池陣法線與太陽光的夾角，模型中用SitaMax表示。

這樣可得太陽電池陣面積[9]：

(3)

蓄電池組容量C[9]：

(4)

Cd為蓄電池最大放點深度，Vd為蓄電池平均放電電壓，n為蓄電池至負載的傳輸效率。其Simulink模型如圖4所示。

圖4 太陽能帆板及蓄電池Simulink模型

2.3.2 衛星地影期判斷模型

由于本文采用的是太陽電池陣-蓄電池組電源系統，根據其工作方式可知判斷衛星是否受曬是必要條件。參考文獻[10-11]可得出其具體數學模型。將模型簡化，把地影近似看作為半徑為aE的本影，陽光近似看作平行光，如圖5所示。

圖5 地影期示意圖

航天器在地影內所滿足的條件為：

(5)

其Simulink模型如圖6所示。

圖6 地影期判斷Simulink模型

2.3.3 太陽光與太陽能帆板法線夾角模型

(6)

太陽單位矢量在衛星本體坐標系中的投影為：

(7)

Rbi為J2000系到衛星本體坐標系的轉換矩陣：

(8)

設太陽與衛星本體各對稱軸xb，yb，zb軸的夾角為ξ，η，ζ，則：

cosξ=xsb·xb+ysb·yb+zsb·zb=

xsb·1+ysb·0+zsb·0=xsb

(9)

所以:

cosξ=A11·xSi+A12·ySi+A13·zSi

(10)

同理:

(11)

太陽能帆板與航天器之間是剛性連接，可設衛星上太陽能帆板的法線OA軸在本體坐標系Obxbybzb中的位置是指OA軸在平面Obxbzb內與Obxb軸夾角α，如圖7所示，太陽與OA軸的夾角可作如下計算：

圖7 帆板法線示意圖

因為OA軸在Obxbybzb中的方向余弦為：

(12)

所以太陽光與OA軸的夾角為：

αA=arcos(cosαxSb+sinαzSb)=

arcos(cosα(A11·xSi+A12·ySi+A13·zSi)+

sinα(A31·xSi+A32·ySi+A33·zSi))

(13)

其Simulink模型如圖8所示。

圖8 帆板法線與太陽光夾角Simulink模型

2.3.4 電源功率模型

太陽電池供電陣和充電陣的功率分別為：

(14)

(15)

蓄電池輸出功率[12]為：

Pbattery=CVdCd/Te

(16)

其中:蓄電池的母線電壓為Vd，放電深度為Cd，蓄電池容量為C。其Simulink模型如圖9所示。

圖9 電源功率Simulink模型

2.4 仿真分析

2.4.1 仿真參數

根據本文設計的衛星電源模塊Simulink模型，確定如表1所示的仿真參數。仿真開始時間為2017年3月1日12：00時，運行時間6小時，仿真結果需滿足航天器功率需求。

表1 電源模塊仿真參數

2.4.2 仿真結果與分析

太陽能帆板法線與太陽光夾角如圖10所示，衛星地影期判斷以及蓄電池輸出功率，太陽能帆板充放電功率仿真結果如圖11所示。

圖10 太陽能帆板法線與太陽光夾角

圖11 地影期判斷及功率

由圖10可知，太陽光與帆板法線夾角不斷改變，導致太陽光無法固定地照射到帆板上，所以太陽能帆板的供電功率和充電功率并不穩定，波動較大，如圖11所示。為了解決這一問題，應對模型進行改善。修改后的模型帆板姿態由自身控制，而不是固定在航天器上，帆板采用對日定向模式，故帆板法線與太陽光夾角為零。修改后的帆板供電功率和充電功率如圖12所示。

圖12 太陽能帆板對日定向下的功率

改進后的太陽能帆板功率穩定，光照期供電功率376.506 W，地影期輸出功率177.778 W，滿足航天器功率需求。

3 總結與展望

當前世界各國都在積極研究快速響應模塊化航天器，以美國為代表的軍事強國也把快速響應作為航天發展規劃的重點。所以，必須順應時代趨勢，把握機會，搶占先機，為我國快速響應衛星的穩健發展奠定堅實基礎。

為了實現快速響應，本文以衛星電源模塊為研究對象，搭建了衛星電源模塊Simulink模型，通過對其進行仿真可以得到太陽能帆板面積，蓄電池容量等關鍵參數，利用這些參數就可以實現衛星電源模塊的快速選取。

基于快速響應的理念，本文電源模塊模型的建立就是從這個角度出發，旨在通過對模型的仿真，完成電源模塊的快速選擇。電源模塊快速響應應用模式想定為：由電源模塊到任務。不同電源模塊能夠滿足不同任務。比如本文的仿真結果，當帆板面積為4.003 m2時，能夠提供的供電功率為376.506 w。所以，我們可以結合我國當前形勢，對可能發生的典型任務進行分析，計算出對應的電源模塊參數，然后進行生產制造，一旦需要就可以直接應用。同時我們也可以有規律的改變模型初始條件進行仿真，得到滿足不同任務需求的系列化電源模塊，之后對系列化電源模塊進行優化分析，目的是設計出合理的系列化數量，使其能夠最大程度地滿足所有任務。最后要對確定好的電源模塊系列進行生產，倉儲。

其優點為：1)快速，當有突發任務時，可直接從倉儲的系列化模塊中選擇應用，節省了仿真計算和生產研制的時間；2)經濟，經過優化分析的電源模塊能夠以最少的系列數最大程度的滿足不同任務需要，所以我們不必生產各種型號的電源模塊，故減少了模塊的倉儲數量，同時也減少與之相關的財力，物力，實現效益最大化。

4 結束語

本文基于模塊化航天器快速集成測試，對模塊化航天器進行建模仿真研究。以電源模塊為例，對其數學模型及Simulink模型詳細描述，并對仿真結果進行分析，同時與快速響應理念相結合，研究電源模塊快響應用模式，這種全新的理念勢必會增強我國應對突發航天任務的能力。

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SimulationofModularSpacecraftPowerSystem

He Guangsong1，Li Xinhong2，Wang Qian1

(1.Graduate School,Academy of Equipment,Beijing 101416, China；2.Department of Space Equipment,Academy of Equipment,Beijing 101416, China)

The rapid response of modular spacecraft to rapidly improve the ability of space information support is of great significance, so in order to study the application of rapid response of modular spacecraft, this paper based on the rapid response studies the modular spacecraft, first introduces the modular spacecraft and the method of its rapid integration test, then taking the power system of modular spacecraft as an example, builds the Simulink model by mathematical model and mainly analyzes the area of panel, battery capacity, as well as satellite on-orbit power, finally, the accuracy of the model is verified by simulation, which lays the foundation for the rapid response of modular spacecraft and the paper presents a application model of rapid response of modular spacecraft power system.

rapid response; modular spacecraft; power system; simulation

2017-04-14；

2017-05-02。

賀廣松(1992-)，男，黑龍江齊齊哈爾人，碩士，主要從事航天器應用技術方向的研究。

李新洪(1972-)，男，陜西西安人，博士，教授，主要從事航天器設計與應用方向的研究。

1671-4598(2017)10-0137-04

10.16526/j.cnki.11-4762/tp.2017.10.036

TP391

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