模塊化航天器電源系統(tǒng)仿真研究

,,

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

模塊化航天器電源系統(tǒng)仿真研究

賀廣松1,李新洪2,王謙1

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

模塊化航天器快速響應(yīng)對(duì)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(qiáng)我國空間實(shí)力，以快速響應(yīng)為背景，對(duì)模塊化航天器進(jìn)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(tǒng)為例，通過數(shù)學(xué)模型搭建了其Simulink模型，主要對(duì)帆板面積，蓄電池容量，以及衛(wèi)星在軌功率進(jìn)行分析，最后，通過仿真結(jié)果驗(yàn)證了所建模型的準(zhǔn)確性，為模塊化航天器快速響應(yīng)奠定了基礎(chǔ)，同時(shí)提出了模塊化航天器電源系統(tǒng)的快速響應(yīng)應(yīng)用模式。

快速響應(yīng)；模塊化航天器；電源系統(tǒng)；仿真

0 引言

信息條件下的現(xiàn)代化戰(zhàn)爭，空間信息極其重要，空間技術(shù)以成為時(shí)代熱點(diǎn)和一個(gè)國家綜合實(shí)力的代表[1-2]，衛(wèi)星的信息支援能力必當(dāng)是奪取空間信息優(yōu)勢的重要保障。但是受傳統(tǒng)航天器“整體式設(shè)計(jì)，一次性使用”設(shè)計(jì)思想的影響，傳統(tǒng)航天器無法滿足突發(fā)戰(zhàn)爭時(shí)空間能力需求[3]?？焖夙憫?yīng)航天器的應(yīng)用恰好解決了傳統(tǒng)航天器應(yīng)對(duì)突發(fā)事件能力不足的問題。

快速響應(yīng)航天器有兩種發(fā)展思路。一種思路是一體化，集成化設(shè)計(jì)。由于衛(wèi)星和運(yùn)載火箭已經(jīng)連接在一起，這種思路可以減少衛(wèi)星和火箭的測試時(shí)間，能夠?qū)崿F(xiàn)快速集成，快速發(fā)射。但是由于其技術(shù)特點(diǎn)，衛(wèi)星載荷都是之前安裝好的，所以能夠完成的任務(wù)較為固定；另一種思路是模塊化設(shè)計(jì)。模塊化航天器按照其功能被分解為多個(gè)不同的模塊。這些模塊功能獨(dú)立、物理獨(dú)立，通過標(biāo)準(zhǔn)接口集成在一起，實(shí)現(xiàn)整個(gè)航天器系統(tǒng)的功能[4]。模塊化航天器模塊間可以進(jìn)行靈活組裝，滿足不同的任務(wù)要求，同時(shí)模塊間采用標(biāo)準(zhǔn)化接口和即插即用技術(shù)，方便其快速集成，測試。所以本文對(duì)模塊化航天器進(jìn)行研究。

隨著模塊化航天器技術(shù)日益成熟[5]，本文以此為背景，對(duì)模塊化航天器快速集成測試及其建模仿真進(jìn)行研究，旨在提高我國空間系統(tǒng)快速響應(yīng)能力，這對(duì)于提高我國空間系統(tǒng)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(jīng)有數(shù)十年的發(fā)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(gè)功能模塊協(xié)同工作的智能模塊化平臺(tái)[6]，它采用可以堆疊的模塊化結(jié)構(gòu)，劃分為有效載荷基板、通信模塊、姿態(tài)確定模塊、姿態(tài)控制模塊、蓄電池模塊以及太陽能帆板模塊等子系統(tǒng)模塊，如圖1所示。

圖1 SMARTBus整體結(jié)構(gòu)

2) PETSAT：PETSAT(Panel Extension Satellite)是日本進(jìn)行的模塊化航天器研究項(xiàng)目。PETSAT航天器由多個(gè)功能板組成，共同實(shí)現(xiàn)航天器功能。PETSAT以折疊狀態(tài)發(fā)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(wèi)星系統(tǒng)：F6計(jì)劃是對(duì)分離模塊概念進(jìn)行的技術(shù)研發(fā)和演示驗(yàn)證項(xiàng)目[7]。F6項(xiàng)目構(gòu)想是把一個(gè)航天器的功能單元優(yōu)化分解為多個(gè)模塊，每個(gè)分離模塊仍是一顆衛(wèi)星，如圖3所示。

圖3 F6計(jì)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(tái)的各分系統(tǒng)與有效載荷集成為航天器并對(duì)各模塊進(jìn)行選擇和測試的技術(shù)。這項(xiàng)技術(shù)是模塊化航天器能夠?qū)嶋H應(yīng)用的保證，主要分三步：

1)根據(jù)任務(wù)需求進(jìn)行分析，通過得到的分系統(tǒng)模塊參數(shù)，從倉儲(chǔ)的分系統(tǒng)模塊中進(jìn)行選擇；2)通過模塊之間的標(biāo)準(zhǔn)化接口組裝集成模塊化衛(wèi)星；3)測試組裝集成的模塊化衛(wèi)星的性能參數(shù)，檢驗(yàn)其是否滿足衛(wèi)星設(shè)計(jì)要求和任務(wù)需求，滿足則進(jìn)行快速發(fā)射，衛(wèi)星入軌后，就可以實(shí)現(xiàn)空間信息支援。

本文以電源分系統(tǒng)為例，對(duì)其快速集成測試進(jìn)行研究，通過建模仿真，主要分析衛(wèi)星電源系統(tǒng)部件的選擇和測試過程。

2 模塊化航天器建模仿真

衛(wèi)星電源系統(tǒng)是星上產(chǎn)生、存儲(chǔ)、轉(zhuǎn)換、協(xié)調(diào)和分配電能的系統(tǒng)，簡稱電源系統(tǒng)。電源系統(tǒng)的基本功能是應(yīng)用能量轉(zhuǎn)換方法將光能等其他形式的能量轉(zhuǎn)換成電能，就如同我們生活中的發(fā)電站。衛(wèi)星電源系統(tǒng)對(duì)于衛(wèi)星來說，就如同是人類的心臟，它要為衛(wèi)星的正常工作提供動(dòng)力，作為衛(wèi)星的主要組成部分，該系統(tǒng)是否能夠正常運(yùn)行直接決定著有效載荷能否可以順利完成任務(wù)。

2.1 衛(wèi)星電源模塊分析

目前電源系統(tǒng)應(yīng)用頻率最高的是太陽電池陣-蓄電池組電源系統(tǒng)，該電源系統(tǒng)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(wèi)星不間斷地提供電能并保障系統(tǒng)穩(wěn)定可靠。太陽電池陣-蓄電池組電源系統(tǒng)的工作模式為：光照期時(shí)，由太陽能帆板為負(fù)載供電，同時(shí)為蓄電池充電，將太陽能轉(zhuǎn)化為電能；地影期時(shí)，由蓄電池為負(fù)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(fù)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(zhuǎn)換為電能，是由太陽電池組件或太陽電池板按照特定的機(jī)電方式組裝在一起構(gòu)成的直流發(fā)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(jī)構(gòu)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(duì)日定向方式可以分為定向式和不定向式兩種，對(duì)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(dú)自靠軸調(diào)姿的非固連式。

2) 蓄電池：儲(chǔ)能裝置是航天器電源系統(tǒng)的重要組成部分。當(dāng)航天器運(yùn)行在軌道的地影期時(shí)，太陽能帆板因?yàn)闆]有光照不能給航天器提供電能，必須由儲(chǔ)能裝置為航天器供電，航天器的儲(chǔ)能裝置有很多種，目前可重復(fù)進(jìn)行充放電的蓄電池組是首選的儲(chǔ)能裝置。蓄電池是將光照期太陽能帆板提供的能量進(jìn)行存儲(chǔ)的裝置，分為一次使用和二次使用。一次電池可以把化學(xué)能轉(zhuǎn)換為電能，但是不能反向進(jìn)行，二次電池可以在充電時(shí)將電能轉(zhuǎn)化為化學(xué)能，又可以在放電時(shí)將化學(xué)能變?yōu)殡娔?。?dāng)前鋰離子蓄電池以其比能量高的優(yōu)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(wèi)星電源系統(tǒng)中的重要組成部分。電源控制器主要有兩類，一類由分流調(diào)節(jié)器、充電調(diào)節(jié)器、放電調(diào)節(jié)器組成，另一類由串聯(lián)開關(guān)調(diào)節(jié)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(duì)母線電壓進(jìn)行調(diào)整、控制蓄電池組的充放電、查找故障與分離、重構(gòu)系統(tǒng)和管理測控，切實(shí)保障電源系統(tǒng)安全可靠運(yùn)行。

2.2 仿真平臺(tái)

本文應(yīng)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(dòng)態(tài)，綜合的建模方法，并且便于分析仿真結(jié)果。衛(wèi)星子系統(tǒng)仿真對(duì)計(jì)算機(jī)的計(jì)算能力、實(shí)時(shí)性有很高的要求，所以本文采用實(shí)時(shí)仿真機(jī)，該機(jī)器運(yùn)算能力強(qiáng)，實(shí)時(shí)性好，還具有良好的擴(kuò)展能力，是衛(wèi)星子系統(tǒng)實(shí)時(shí)仿真的最佳選擇。

2.3 衛(wèi)星電源模塊數(shù)學(xué)模型及Simulink模型

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

2.3.1 太陽能帆板模型

為了確定衛(wèi)星所需太陽電池陣面積Asa，首先要確定在整個(gè)飛行期間的日照區(qū)間內(nèi)太陽電池陣必須給衛(wèi)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(chǎn)生的功率一方面為蓄電池充電，一方面直接為負(fù)載提供電源，且負(fù)載所獲功率為Pd，傳輸效率為Xd，取0.85。在地影期，蓄電池負(fù)責(zé)為負(fù)載提供電源，負(fù)載所獲功率為Pe，這樣由帆板產(chǎn)生的功率經(jīng)過蓄電池饋送到負(fù)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(qū)和光照區(qū)的時(shí)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(jì)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(zhuǎn)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(diǎn)深度，Vd為蓄電池平均放電電壓，n為蓄電池至負(fù)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(wèi)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(tǒng)，根據(jù)其工作方式可知判斷衛(wèi)星是否受曬是必要條件。參考文獻(xiàn)[10-11]可得出其具體數(shù)學(xué)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(nèi)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(wèi)星本體坐標(biāo)系中的投影為：

(7)

Rbi為J2000系到衛(wèi)星本體坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣：

(8)

設(shè)太陽與衛(wèi)星本體各對(duì)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(shè)衛(wèi)星上太陽能帆板的法線OA軸在本體坐標(biāo)系Obxbybzb中的位置是指OA軸在平面Obxbzb內(nèi)與Obxb軸夾角α，如圖7所示，太陽與OA軸的夾角可作如下計(jì)算：

圖7 帆板法線示意圖

因?yàn)镺A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(shù)

根據(jù)本文設(shè)計(jì)的衛(wèi)星電源模塊Simulink模型，確定如表1所示的仿真參數(shù)。仿真開始時(shí)間為2017年3月1日12：00時(shí)，運(yùn)行時(shí)間6小時(shí)，仿真結(jié)果需滿足航天器功率需求。

表1 電源模塊仿真參數(shù)

2.4.2 仿真結(jié)果與分析

太陽能帆板法線與太陽光夾角如圖10所示，衛(wèi)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(jié)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(dǎo)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(wěn)定，波動(dòng)較大，如圖11所示。為了解決這一問題，應(yīng)對(duì)模型進(jìn)行改善。修改后的模型帆板姿態(tài)由自身控制，而不是固定在航天器上，帆板采用對(duì)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(duì)日定向下的功率

改進(jìn)后的太陽能帆板功率穩(wěn)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(jié)與展望

當(dāng)前世界各國都在積極研究快速響應(yīng)模塊化航天器，以美國為代表的軍事強(qiáng)國也把快速響應(yīng)作為航天發(fā)展規(guī)劃的重點(diǎn)。所以，必須順應(yīng)時(shí)代趨勢，把握機(jī)會(huì)，搶占先機(jī)，為我國快速響應(yīng)衛(wèi)星的穩(wěn)健發(fā)展奠定堅(jiān)實(shí)基礎(chǔ)。

為了實(shí)現(xiàn)快速響應(yīng)，本文以衛(wèi)星電源模塊為研究對(duì)象，搭建了衛(wèi)星電源模塊Simulink模型，通過對(duì)其進(jìn)行仿真可以得到太陽能帆板面積，蓄電池容量等關(guān)鍵參數(shù)，利用這些參數(shù)就可以實(shí)現(xiàn)衛(wèi)星電源模塊的快速選取。

基于快速響應(yīng)的理念，本文電源模塊模型的建立就是從這個(gè)角度出發(fā)，旨在通過對(duì)模型的仿真，完成電源模塊的快速選擇。電源模塊快速響應(yīng)應(yīng)用模式想定為：由電源模塊到任務(wù)。不同電源模塊能夠滿足不同任務(wù)。比如本文的仿真結(jié)果，當(dāng)帆板面積為4.003 m2時(shí)，能夠提供的供電功率為376.506 w。所以，我們可以結(jié)合我國當(dāng)前形勢，對(duì)可能發(fā)生的典型任務(wù)進(jìn)行分析，計(jì)算出對(duì)應(yīng)的電源模塊參數(shù)，然后進(jìn)行生產(chǎn)制造，一旦需要就可以直接應(yīng)用。同時(shí)我們也可以有規(guī)律的改變模型初始條件進(jìn)行仿真，得到滿足不同任務(wù)需求的系列化電源模塊，之后對(duì)系列化電源模塊進(jìn)行優(yōu)化分析，目的是設(shè)計(jì)出合理的系列化數(shù)量，使其能夠最大程度地滿足所有任務(wù)。最后要對(duì)確定好的電源模塊系列進(jìn)行生產(chǎn)，倉儲(chǔ)。

其優(yōu)點(diǎn)為：1)快速，當(dāng)有突發(fā)任務(wù)時(shí)，可直接從倉儲(chǔ)的系列化模塊中選擇應(yīng)用，節(jié)省了仿真計(jì)算和生產(chǎn)研制的時(shí)間；2)經(jīng)濟(jì)，經(jīng)過優(yōu)化分析的電源模塊能夠以最少的系列數(shù)最大程度的滿足不同任務(wù)需要，所以我們不必生產(chǎn)各種型號(hào)的電源模塊，故減少了模塊的倉儲(chǔ)數(shù)量，同時(shí)也減少與之相關(guān)的財(cái)力，物力，實(shí)現(xiàn)效益最大化。

4 結(jié)束語

本文基于模塊化航天器快速集成測試，對(duì)模塊化航天器進(jìn)行建模仿真研究。以電源模塊為例，對(duì)其數(shù)學(xué)模型及Simulink模型詳細(xì)描述，并對(duì)仿真結(jié)果進(jìn)行分析，同時(shí)與快速響應(yīng)理念相結(jié)合，研究電源模塊快響應(yīng)用模式，這種全新的理念勢必會(huì)增強(qiáng)我國應(yīng)對(duì)突發(fā)航天任務(wù)的能力。

[1] 李 晶. 快速響應(yīng)空間研究現(xiàn)狀[J]. 宇航動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào), 2011(1):103-105.

[2]趙良玉, 賀 亮. 天基快速響應(yīng)體系[J]. 航天器工程, 2013(4):21-26.

[3]趙麗娜. 運(yùn)載火箭快速響應(yīng)技術(shù)發(fā)展研究[D]. 哈爾濱:哈爾濱工業(yè)大學(xué), 2013:32-33.

[4]陳小前, 袁建平, 姚 雯, 等. 航天器在軌服務(wù)技術(shù)[M]. 北京: 中國宇航出版社, 2009.

[5]李新洪, 張永樂, 姜 南. 模塊化航天器應(yīng)用需求及應(yīng)用體系[J]. 裝備學(xué)院學(xué)報(bào), 2014(8):70-74.

[6]張科科, 朱振才, 夏 磊. 小衛(wèi)星模塊化設(shè)計(jì)技術(shù)分析[J]. 航天器工程, 2015, 24(6):107-115.

[7]田愛平, 寶音賀西, 李俊峰. 組合式航天器概念及構(gòu)型變換最優(yōu)脈沖控制[J]. 航天控制, 2013, 31(2):62-68.

[8]徐 明, 王金龍. 分離模塊化航天器系統(tǒng)評(píng)估和優(yōu)化設(shè)計(jì)研究[J]. 上海航天, 2015, 32(6):8-16.

[9]沈懷榮,等. 航天任務(wù)分析與設(shè)計(jì)基礎(chǔ)[M]. 北京：科學(xué)出版社，2015.

[10]毛 悅, 宋小勇, 賈小林,等. 北斗導(dǎo)航衛(wèi)星地影狀態(tài)分析[J]. 測繪學(xué)報(bào), 2014(4):353-359.

[11]賈向華, 徐 明, 陳羅婧. 近地軌道衛(wèi)星的地影預(yù)報(bào)算法[J]. 宇航學(xué)報(bào),2016(1):39-47.

[12]馬世俊. 衛(wèi)星電源技術(shù)[M]. 北京：中國宇航出版社，2001.

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(yīng)用技術(shù)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(shè)計(jì)與應(yīng)用方向的研究。

1671-4598(2017)10-0137-04

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

TP391

A