任筱強 王鵬鵬

（中國空間技術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計階段用于為電源系統(tǒng)供電功率量級設計提供數(shù)據(jù)基礎，在航天器在軌運行階段預計并規(guī)劃能量的使用情況。不同于單航天器的運行模式，航天器組合體中航天器間的相互遮擋，以及復雜的飛行模式，對航天器間的電源分配及其能量平衡分析提出了新的要求。針對航天器組合體運行需求，本文分析了傳統(tǒng)能量平衡算法的不足之處，提出了改進方法。該方法首次將飛行模式設置模塊、遮擋計算模塊、并網供電設置模塊及電源系統(tǒng)故障設置模塊等并入能量平衡計算系統(tǒng)，能準確計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計提供依據(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

多個航天器形成組合體以及組合體運行的任務特點包括：①目前，多數(shù)航天器壽命長，太陽電池陣、蓄電池組的輸出能力隨運行時間有較大變化；②航天器組合體系統(tǒng)龐大，各分系統(tǒng)工作模式、故障模式復雜，負載較高且隨時間變化較為頻繁；③為適應交會對接、對地觀測等不同的任務需求，組合體運行模式多樣化，飛行模式的不同會影響太陽電池陣的發(fā)電量；④組合體的航天器間會形成較大遮擋［1］，且隨著組合體規(guī)模的擴大、航天器的增多，遮擋會越嚴重，在不同的飛行模式下遮擋圖形復雜多變，對太陽電池陣的發(fā)電量造成明顯影響［2］；⑤為實現(xiàn)組合體中各航天器電源的合理利用，要進行并網供電［3-4］。

上述5個特點使能量平衡計算復雜化，通過簡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，不考慮多個航天器間的遮擋［5］，計算精度低，尤其是在故障模式下，人工計算效率低、出錯率高，已不能滿足同時進行多航天器能量平衡計算的要求。為此，本文對組合體能量平衡分析系統(tǒng)功能進行了總體規(guī)劃，設計思路見圖1。該總體規(guī)劃針對組合體的運行特點，體現(xiàn)了以下幾方面改進。

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

（1）提高太陽電池陣發(fā)電能力計算精度。通過計算航天器運行軌道，精確計算太陽入射角，建立航天器三維模型計算太陽電池陣遮擋圖形，結合太陽電池陣的布片情況，計算遮擋對發(fā)電能力的影響。

（2）提高長期在軌運行適應性。設置太陽電池陣、蓄電池組輸出衰降系數(shù)，通過修改系數(shù)來滿足長壽命運行狀態(tài)下的能量平衡分析要求。

（3）增加故障狀態(tài)設置功能。通過電源系統(tǒng)狀態(tài)設置，應對故障狀態(tài)下的能量平衡分析，為在軌快速決策提供理論基礎。

3 組合體能量平衡分析系統(tǒng)設計

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時監(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電池陣發(fā)電能力計算子系統(tǒng)、整器負載計算子系統(tǒng)和能量平衡計算子系統(tǒng)，可完成電源系統(tǒng)正常及故障狀態(tài)下太陽電池陣的遮擋分析、發(fā)電能力分析、整器負載變化計算，并在此基礎上通過能量平衡分析預測后續(xù)能量平衡情況，再根據(jù)能量平衡情況對電源系統(tǒng)進行配置。

1）太陽電池陣發(fā)電能力計算子系統(tǒng)

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

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

2）整器負載計算子系統(tǒng)

負載為當前處于工作狀態(tài)的用電設備總功耗，可根據(jù)初始負載開機狀態(tài)，結合現(xiàn)有飛行程序中的設備加斷電指令，計算對應時段的負載隨時間的變化情況。為適應飛行程序模塊化設計，該子系統(tǒng)可將讀入的飛行程序作為多個模塊進行靈活的刪除、插入等調整，系統(tǒng)根據(jù)時間自動進行排列，相對于以往人工調整的方式，極大地提高了工作效率和準確性。

3）能量平衡計算子系統(tǒng)

能量平衡分析要對主電源充放電容量進行計算，相關公式如下。

陽照區(qū)充電容量為

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

不同的蓄電池組有不同的充電策略，均通過調整充電電流實現(xiàn)［8］。

陽照區(qū)放電容量Cd1計算見式（3）。若陽照區(qū)太陽電池陣供電、并網供電及輔助電源共同輸出的功率不能滿足負載需求，則需要主電源蓄電池組補充供電，這會造成主電源的容量消耗。

式中：PLi為第i時段的負載大小；Pi為第i時段太陽電池陣的供電功率；Pbi為第i時段的并網供電功率；Pfi為第i時段輔助電源承擔的負載功率；Vdi為第i時段電池組的放電平均電壓；ηd為電池組的放電效率；ΔT為計算步長。

陰影區(qū)放電容量為

若C0-Cd1-Cd2＋Cc≥C（C和C0分別為總容量和初始容量），則主電源能量平衡［5，9］。

系統(tǒng)設計具有人機交互界面，用戶可設置并網功率大小及流向，以及太陽電池陣、蓄電池組狀態(tài)和輔助電源狀態(tài)。設置完成后，在上述太陽電池陣發(fā)電能力、負載計算的基礎上，計算出主電源的能量平衡情況，并根據(jù)分析結果對電源系統(tǒng)的使用或對飛行程序進行調整，經過數(shù)次迭代后使之趨于合理。同理，該系統(tǒng)可以進行電源系統(tǒng)故障狀態(tài)下的能量平衡分析，可在用戶交互界面中對太陽電池陣、蓄電池組狀態(tài)進行設置，可實現(xiàn)如單翼故障、雙翼故障、單機組故障、雙機組故障等多種故障模式，為故障排除以及故障發(fā)生后應急飛行計劃的設計提供數(shù)據(jù)支持。

3．2 在軌實時監(jiān)控模塊

在軌實時監(jiān)控模塊的主要功能是接收遙測數(shù)據(jù)，并將重要參數(shù)顯示為曲線，與能量平衡計算得出的理論曲線在同一窗口內同步顯示，包括整器負載、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，便于及時發(fā)現(xiàn)問題。第3．1節(jié)中分析得出的用電設備的加斷電狀態(tài)，也可在監(jiān)控模塊中與遙測下傳信息比對，以確保設備用電狀態(tài)正常。

人機交互界面上具有遙測參數(shù)接收網絡端口設置選項，用戶可根據(jù)監(jiān)控需求對遙測參數(shù)進行自行配置，界面友好；為適應航天器不同階段、不同位置的測試及運行要求，用戶可以對服務器進行配置，以選取所需的數(shù)據(jù)源。

4 系統(tǒng)應用

本文設計的分析系統(tǒng)先后在中國首次無人交會對接和首次載人交會對接地面飛行控制任務中應用，預測值通過實際軌道數(shù)據(jù)以及任務注入的飛行程序為輸入計算得出，目的是從主電源能量平衡的角度校驗飛行程序設計是否合理，遙測值通過接收航天器下傳數(shù)據(jù)得出。系統(tǒng)的全部功能在實際任務中均得到了驗證，通過理論計算結果與航天器下傳的圖像、遙測參數(shù)進行比對可知，系統(tǒng)計算結果與實際測量值基本吻合，具體結果如圖2～圖5所示。

圖2為能量平衡分析系統(tǒng)計算的目標飛行器對飛船太陽電池陣造成的遮擋形狀和同時刻飛船攝像機拍攝的太陽電池陣遮擋圖像。通過對比可以發(fā)現(xiàn)，兩形狀一致，表明該系統(tǒng)的太陽電池陣遮擋計算功能滿足要求。圖3為計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情況，計算誤差在±5%之間，表明該系統(tǒng)的太陽電池陣發(fā)電能力計算及實時監(jiān)控功能滿足要求。圖4為計算的整船負載和飛船下行的整船負載的比對情況，兩曲線重合，表明該系統(tǒng)的負載計算及實時監(jiān)控功能滿足要求。圖5為計算的飛船電池組容量和飛船遙測下行的電池組容量的比對情況，兩曲線基本重合，表明該系統(tǒng)的能量平衡計算及實時監(jiān)控功能滿足要求。

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

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

圖4 整船負載比對情況Fig．4 Comparison of load value

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

5 結束語

本文在分析航天器組合體任務特點的基礎上，對傳統(tǒng)的能量平衡分析方法進行了改進，并設計了分析系統(tǒng)。經2次實際飛行控制任務驗證，該系統(tǒng)的計算精度滿足任務需求。在后續(xù)的研究工作中，可通過建立航天器模型庫，按任務需求對組合體模型進行擴展，為空間站建造過程中多種組合體構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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