航天器組合體能量平衡分析系統(tǒng)設(shè)計(jì)及應(yīng)用

任筱強(qiáng) 王鵬鵬

（中國(guó)空間技術(shù)研究院載人航天總體部，北京 100094）

1 引言

能量平衡分析在航天器方案設(shè)計(jì)階段用于為電源系統(tǒng)供電功率量級(jí)設(shè)計(jì)提供數(shù)據(jù)基礎(chǔ)，在航天器在軌運(yùn)行階段預(yù)計(jì)并規(guī)劃能量的使用情況。不同于單航天器的運(yùn)行模式，航天器組合體中航天器間的相互遮擋，以及復(fù)雜的飛行模式，對(duì)航天器間的電源分配及其能量平衡分析提出了新的要求。針對(duì)航天器組合體運(yùn)行需求，本文分析了傳統(tǒng)能量平衡算法的不足之處，提出了改進(jìn)方法。該方法首次將飛行模式設(shè)置模塊、遮擋計(jì)算模塊、并網(wǎng)供電設(shè)置模塊及電源系統(tǒng)故障設(shè)置模塊等并入能量平衡計(jì)算系統(tǒng)，能準(zhǔn)確計(jì)算出組合體中各航天器的主電源能量平衡情況，可為組合體中不同航天器間的電源分配策略及飛行程序設(shè)計(jì)提供依據(jù)，保證在軌供電的穩(wěn)定性和安全性。

2 組合體能量平衡分析方法改進(jìn)

多個(gè)航天器形成組合體以及組合體運(yùn)行的任務(wù)特點(diǎn)包括：①目前，多數(shù)航天器壽命長(zhǎng)，太陽(yáng)電池陣、蓄電池組的輸出能力隨運(yùn)行時(shí)間有較大變化；②航天器組合體系統(tǒng)龐大，各分系統(tǒng)工作模式、故障模式復(fù)雜，負(fù)載較高且隨時(shí)間變化較為頻繁；③為適應(yīng)交會(huì)對(duì)接、對(duì)地觀測(cè)等不同的任務(wù)需求，組合體運(yùn)行模式多樣化，飛行模式的不同會(huì)影響太陽(yáng)電池陣的發(fā)電量；④組合體的航天器間會(huì)形成較大遮擋［1］，且隨著組合體規(guī)模的擴(kuò)大、航天器的增多，遮擋會(huì)越嚴(yán)重，在不同的飛行模式下遮擋圖形復(fù)雜多變，對(duì)太陽(yáng)電池陣的發(fā)電量造成明顯影響［2］；⑤為實(shí)現(xiàn)組合體中各航天器電源的合理利用，要進(jìn)行并網(wǎng)供電［3-4］。

上述5個(gè)特點(diǎn)使能量平衡計(jì)算復(fù)雜化，通過簡(jiǎn)單的保守估算不利于能量的合理利用，而傳統(tǒng)的單航天器能量平衡分析，不考慮多個(gè)航天器間的遮擋［5］，計(jì)算精度低，尤其是在故障模式下，人工計(jì)算效率低、出錯(cuò)率高，已不能滿足同時(shí)進(jìn)行多航天器能量平衡計(jì)算的要求。為此，本文對(duì)組合體能量平衡分析系統(tǒng)功能進(jìn)行了總體規(guī)劃，設(shè)計(jì)思路見圖1。該總體規(guī)劃針對(duì)組合體的運(yùn)行特點(diǎn)，體現(xiàn)了以下幾方面改進(jìn)。

圖1 改進(jìn)后的能量平衡分析流程圖Fig．1 Flow figure of improved energy balance analysis

（1）提高太陽(yáng)電池陣發(fā)電能力計(jì)算精度。通過計(jì)算航天器運(yùn)行軌道，精確計(jì)算太陽(yáng)入射角，建立航天器三維模型計(jì)算太陽(yáng)電池陣遮擋圖形，結(jié)合太陽(yáng)電池陣的布片情況，計(jì)算遮擋對(duì)發(fā)電能力的影響。

（2）提高長(zhǎng)期在軌運(yùn)行適應(yīng)性。設(shè)置太陽(yáng)電池陣、蓄電池組輸出衰降系數(shù)，通過修改系數(shù)來滿足長(zhǎng)壽命運(yùn)行狀態(tài)下的能量平衡分析要求。

（3）增加故障狀態(tài)設(shè)置功能。通過電源系統(tǒng)狀態(tài)設(shè)置，應(yīng)對(duì)故障狀態(tài)下的能量平衡分析，為在軌快速?zèng)Q策提供理論基礎(chǔ)。

3 組合體能量平衡分析系統(tǒng)設(shè)計(jì)

組合體能量平衡分析系統(tǒng)包括能量平衡分析模塊和在軌實(shí)時(shí)監(jiān)控模塊。

3．1 能量平衡分析模塊

能量平衡分析模塊包括太陽(yáng)電池陣發(fā)電能力計(jì)算子系統(tǒng)、整器負(fù)載計(jì)算子系統(tǒng)和能量平衡計(jì)算子系統(tǒng)，可完成電源系統(tǒng)正常及故障狀態(tài)下太陽(yáng)電池陣的遮擋分析、發(fā)電能力分析、整器負(fù)載變化計(jì)算，并在此基礎(chǔ)上通過能量平衡分析預(yù)測(cè)后續(xù)能量平衡情況，再根據(jù)能量平衡情況對(duì)電源系統(tǒng)進(jìn)行配置。

1）太陽(yáng)電池陣發(fā)電能力計(jì)算子系統(tǒng)

太陽(yáng)電池陣發(fā)電能力計(jì)算子系統(tǒng)包括航天器三維模型建立模塊、軌道計(jì)算模塊、太陽(yáng)電池陣遮擋計(jì)算模塊及太陽(yáng)電池陣發(fā)電計(jì)算模塊。三維模型建立模塊用于建立單航天器以及航天器組合體的三維模型，包括艙體及太陽(yáng)電池陣，用戶通過輸入邊界尺寸實(shí)現(xiàn)建模，為后續(xù)的太陽(yáng)電池陣遮擋計(jì)算提供輸入。軌道計(jì)算模塊用于計(jì)算不同軌道和姿態(tài)信息對(duì)太陽(yáng)電池陣發(fā)電能力的影響，可通過軌道及姿態(tài)參數(shù)設(shè)置，計(jì)算得出不同飛行狀態(tài)下組合體進(jìn)出影時(shí)間、軌道面太陽(yáng)入射角。遮擋計(jì)算模塊用于計(jì)算在不同飛行姿態(tài)、不同太陽(yáng)電池陣控制模式下對(duì)太陽(yáng)電池陣的遮擋形狀及遮擋率。在此基礎(chǔ)上，可精確計(jì)算太陽(yáng)電池陣的發(fā)電能力，發(fā)電功率計(jì)算公式見式（1）。在太陽(yáng)電池陣布片方案確定后，其輸出能力取決于太陽(yáng)入射角及遮擋率。太陽(yáng)電池陣發(fā)電計(jì)算模塊內(nèi)嵌有精確的太陽(yáng)電池陣布片信息和太陽(yáng)電池片發(fā)電模型，可對(duì)電池片類型及發(fā)電衰降系數(shù)進(jìn)行設(shè)置，計(jì)算太陽(yáng)電池陣供電電壓、電流和充電電流。

式中：α為太陽(yáng)入射角，即太陽(yáng)光與太陽(yáng)電池陣法線的夾角；P0為太陽(yáng)入射角為0°時(shí)單個(gè)太陽(yáng)電池片輸出功率；Ns和Np分別為太陽(yáng)電池片串聯(lián)數(shù)和并聯(lián)數(shù)；Z為被遮擋的太陽(yáng)電池串與太陽(yáng)電池串總數(shù)的百分比；F為太陽(yáng)電池衰減因子［6-7］。

2）整器負(fù)載計(jì)算子系統(tǒng)

負(fù)載為當(dāng)前處于工作狀態(tài)的用電設(shè)備總功耗，可根據(jù)初始負(fù)載開機(jī)狀態(tài)，結(jié)合現(xiàn)有飛行程序中的設(shè)備加斷電指令，計(jì)算對(duì)應(yīng)時(shí)段的負(fù)載隨時(shí)間的變化情況。為適應(yīng)飛行程序模塊化設(shè)計(jì)，該子系統(tǒng)可將讀入的飛行程序作為多個(gè)模塊進(jìn)行靈活的刪除、插入等調(diào)整，系統(tǒng)根據(jù)時(shí)間自動(dòng)進(jìn)行排列，相對(duì)于以往人工調(diào)整的方式，極大地提高了工作效率和準(zhǔn)確性。

3）能量平衡計(jì)算子系統(tǒng)

能量平衡分析要對(duì)主電源充放電容量進(jìn)行計(jì)算，相關(guān)公式如下。

陽(yáng)照區(qū)充電容量為

式中：Ⅰci為第i時(shí)段的充電電流；ηc為充電效率；Ti為第i時(shí)段的充電時(shí)間；n為充電總時(shí)段數(shù)。

不同的蓄電池組有不同的充電策略，均通過調(diào)整充電電流實(shí)現(xiàn)［8］。

陽(yáng)照區(qū)放電容量Cd1計(jì)算見式（3）。若陽(yáng)照區(qū)太陽(yáng)電池陣供電、并網(wǎng)供電及輔助電源共同輸出的功率不能滿足負(fù)載需求，則需要主電源蓄電池組補(bǔ)充供電，這會(huì)造成主電源的容量消耗。

式中：PLi為第i時(shí)段的負(fù)載大小；Pi為第i時(shí)段太陽(yáng)電池陣的供電功率；Pbi為第i時(shí)段的并網(wǎng)供電功率；Pfi為第i時(shí)段輔助電源承擔(dān)的負(fù)載功率；Vdi為第i時(shí)段電池組的放電平均電壓；ηd為電池組的放電效率；ΔT為計(jì)算步長(zhǎng)。

陰影區(qū)放電容量為

若C0-Cd1-Cd2＋Cc≥C（C和C0分別為總?cè)萘亢统跏既萘浚瑒t主電源能量平衡［5，9］。

系統(tǒng)設(shè)計(jì)具有人機(jī)交互界面，用戶可設(shè)置并網(wǎng)功率大小及流向，以及太陽(yáng)電池陣、蓄電池組狀態(tài)和輔助電源狀態(tài)。設(shè)置完成后，在上述太陽(yáng)電池陣發(fā)電能力、負(fù)載計(jì)算的基礎(chǔ)上，計(jì)算出主電源的能量平衡情況，并根據(jù)分析結(jié)果對(duì)電源系統(tǒng)的使用或?qū)︼w行程序進(jìn)行調(diào)整，經(jīng)過數(shù)次迭代后使之趨于合理。同理，該系統(tǒng)可以進(jìn)行電源系統(tǒng)故障狀態(tài)下的能量平衡分析，可在用戶交互界面中對(duì)太陽(yáng)電池陣、蓄電池組狀態(tài)進(jìn)行設(shè)置，可實(shí)現(xiàn)如單翼故障、雙翼故障、單機(jī)組故障、雙機(jī)組故障等多種故障模式，為故障排除以及故障發(fā)生后應(yīng)急飛行計(jì)劃的設(shè)計(jì)提供數(shù)據(jù)支持。

3．2 在軌實(shí)時(shí)監(jiān)控模塊

在軌實(shí)時(shí)監(jiān)控模塊的主要功能是接收遙測(cè)數(shù)據(jù)，并將重要參數(shù)顯示為曲線，與能量平衡計(jì)算得出的理論曲線在同一窗口內(nèi)同步顯示，包括整器負(fù)載、主電源充放電電流、主電源放電容量等，可反映電源系統(tǒng)的工作狀態(tài)是否與理論值一致，便于及時(shí)發(fā)現(xiàn)問題。第3．1節(jié)中分析得出的用電設(shè)備的加斷電狀態(tài)，也可在監(jiān)控模塊中與遙測(cè)下傳信息比對(duì)，以確保設(shè)備用電狀態(tài)正常。

人機(jī)交互界面上具有遙測(cè)參數(shù)接收網(wǎng)絡(luò)端口設(shè)置選項(xiàng)，用戶可根據(jù)監(jiān)控需求對(duì)遙測(cè)參數(shù)進(jìn)行自行配置，界面友好；為適應(yīng)航天器不同階段、不同位置的測(cè)試及運(yùn)行要求，用戶可以對(duì)服務(wù)器進(jìn)行配置，以選取所需的數(shù)據(jù)源。

4 系統(tǒng)應(yīng)用

本文設(shè)計(jì)的分析系統(tǒng)先后在中國(guó)首次無(wú)人交會(huì)對(duì)接和首次載人交會(huì)對(duì)接地面飛行控制任務(wù)中應(yīng)用，預(yù)測(cè)值通過實(shí)際軌道數(shù)據(jù)以及任務(wù)注入的飛行程序?yàn)檩斎胗?jì)算得出，目的是從主電源能量平衡的角度校驗(yàn)飛行程序設(shè)計(jì)是否合理，遙測(cè)值通過接收航天器下傳數(shù)據(jù)得出。系統(tǒng)的全部功能在實(shí)際任務(wù)中均得到了驗(yàn)證，通過理論計(jì)算結(jié)果與航天器下傳的圖像、遙測(cè)參數(shù)進(jìn)行比對(duì)可知，系統(tǒng)計(jì)算結(jié)果與實(shí)際測(cè)量值基本吻合，具體結(jié)果如圖2～圖5所示。

圖2為能量平衡分析系統(tǒng)計(jì)算的目標(biāo)飛行器對(duì)飛船太陽(yáng)電池陣造成的遮擋形狀和同時(shí)刻飛船攝像機(jī)拍攝的太陽(yáng)電池陣遮擋圖像。通過對(duì)比可以發(fā)現(xiàn)，兩形狀一致，表明該系統(tǒng)的太陽(yáng)電池陣遮擋計(jì)算功能滿足要求。圖3為計(jì)算的飛船主電源充放電電流和飛船下行的充放電電流的比對(duì)情況，計(jì)算誤差在±5%之間，表明該系統(tǒng)的太陽(yáng)電池陣發(fā)電能力計(jì)算及實(shí)時(shí)監(jiān)控功能滿足要求。圖4為計(jì)算的整船負(fù)載和飛船下行的整船負(fù)載的比對(duì)情況，兩曲線重合，表明該系統(tǒng)的負(fù)載計(jì)算及實(shí)時(shí)監(jiān)控功能滿足要求。圖5為計(jì)算的飛船電池組容量和飛船遙測(cè)下行的電池組容量的比對(duì)情況，兩曲線基本重合，表明該系統(tǒng)的能量平衡計(jì)算及實(shí)時(shí)監(jiān)控功能滿足要求。

圖2 飛船太陽(yáng)電池陣遮擋形狀比對(duì)Fig．2 Comparison of occlusion shapes of solar array

圖3 蓄電池組充放電電流比對(duì)情況Fig．3 Comparison of main power charges and discharge currents

圖4 整船負(fù)載比對(duì)情況Fig．4 Comparison of load value

圖5 蓄電池組容量比對(duì)情況Fig．5 Comparison of batteries’capacity

5 結(jié)束語(yǔ)

本文在分析航天器組合體任務(wù)特點(diǎn)的基礎(chǔ)上，對(duì)傳統(tǒng)的能量平衡分析方法進(jìn)行了改進(jìn)，并設(shè)計(jì)了分析系統(tǒng)。經(jīng)2次實(shí)際飛行控制任務(wù)驗(yàn)證，該系統(tǒng)的計(jì)算精度滿足任務(wù)需求。在后續(xù)的研究工作中，可通過建立航天器模型庫(kù)，按任務(wù)需求對(duì)組合體模型進(jìn)行擴(kuò)展，為空間站建造過程中多種組合體構(gòu)型情況下的能量平衡分析，以及電源系統(tǒng)使用規(guī)劃提供支持。

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