基于体装式太阳电池阵的微小卫星功率输出分析

基于体装式太阳电池阵的微小卫星功率输出分析

在宇宙领域，小型卫星和小型卫星体积小、质量轻、成本低、研究周期长，具有较小的优势和发展前景。还有很大的应用前景和差距。微小卫星多采用太阳敏感器、磁强计和动量轮或磁力矩器进行姿态测量与控制,保持单轴或3轴对地定向。对于此类卫星,太阳电池板上的太阳入射角规律变化,可以准确计算太阳电池阵的输出功率。部分微小卫星取消了动量轮、磁力矩器等姿轨控装置,采用无姿态控制的飞行模式。此类卫星均采用体装式太阳电池阵,对太阳电池阵的输出功率需要在不同的飞行条件下进行分析。1太阳电池阵电源的特性以XX-1微小卫星为例,卫星为体装式,外形为长方体截去4个角形成的10面体。轨道高度:1200km;轨道周期:109.422min;最大地影:31.44min。外形结构和安装的太阳电池板如图1、图2所示。整星共有10个面,分别为+Z、-Z、+X、-X、+Y、-Y、+X+Y、+X-Y、-X+Y、-X-Y面。除了在+Z面要安装对接机构而不能安装太阳电池外,其余9个面均安装了太阳电池。每个面的太阳电池阵均安装了隔离二极管,太阳电池阵的输出能量经二极管直接供给锂离子蓄电池组,蓄电池组直接接入母线。一次母线电压为不调节方式,母线电压即为蓄电池组电压,范围在24.5~28.7V。在地影期,太阳电池阵不供电,完全由蓄电池组为负载提供能量。在光照期,太阳电池阵输出能量首先满足直接供给负载,当太阳电池阵输出能量大于负载所需能量时,剩余的能量给蓄电池组充电。出现短期大负载时,太阳电池阵输出的能量全部用于负载供电,若负载功率需求大于太阳电池阵的输出功率时,则由蓄电池组补充供电,此时电源系统处于联合供电状态。当蓄电池组充满电后(达到恒压设定值28.7V),对锂离子的充电进行恒压控制,通过分流调节使母线电压保持恒压状态,电池组不过充。为了适应太阳电池板的外形,最大限度地提高布片系数,在有限的面积内提供最大的功率输出,采用了两种不同尺寸的小尺寸三结砷化镓太阳电池,分别为20mm×20mm,20mm×40mm。太阳电池阵的串联片数均为16。每块太阳电池板的太阳电池电路分布如表1所示。太阳电池阵输出电压被蓄电池组电压钳位,电压在24.5~28.7V变化。在这段电压范围内,太阳电池阵输出为恒流特性,因此母线电压为24.5V时,太阳电池阵输出功率最小。在母线电压为24.5V时,单并20mm×20mm的电池在太阳光正入射情况下输出电流为62mA,20mm×40mm的电池在太阳光正入射情况下输出电流为125mA。2电力预测2.1正入射+x面、+x-y、+z面的特性对太阳光正入射-Z、+X、-X、+Y、-Y、+X+Y、+X-Y、-X+Y、-X-Y面时太阳电池阵输出的总功率进行计算,在太阳光正入射到+X面时输出功率最小。正入射不同面的光照条件如图3、图4所示。正入射-Z面时,仅有-Z面的太阳电池板有光照输出,输出电流为9×125mA+10×62mA=1745mA,输出功率为24.5V×1.745A=42.75W。正入射+X面时,+X面输出电流为4×125mA+5×62mA=810mA,输出功率为24.5V×0.810A=19.8W。+X+Y、+X-Y面的入射角为45°,输出电流为2×(2×125mA+62mA)×cos45°=441mA,输出功率为24.5V×0.441A=10.8W。总输出电流为1.25A,输出功率为30.6W(正入射-X、+Y、-Y面同于+X面)。正入射+X-Y面时,+X-Y面输出电流为2×125mA+62mA=312mA,输出功率为24.5V×0.312A=7.6W。+X、-Y面的入射角为45°,输出电流为2×(4×125mA+5×62mA)×cos45°=1145mA,输出功率为24.5V×1.145A=28W。总输出电流为1.457A,输出功率为35.6W(正入射+X+Y、-X+Y、-X-Y面同于+X-Y面)。太阳光正入射+Z面时太阳电池阵无输出。太阳光正入射不同面的输出电流及功率如表2所示。2.2轨迹主持2.2.1旋转轴指向太阳时的太阳电池阵特性卫星在空间飞行,在自转的同时围绕地球公转。当卫星以Z轴、X(Y)轴、+X-Y(+X+Y)轴旋转,旋转轴指向太阳时,太阳电池阵输出电流、功率即为表2中所示的正入射不同面输出电流与功率。由于太阳光正入射+Z面时,太阳电池阵无功率输出,因此应避免出现卫星绕Z轴旋转且+Z面指向太阳的情况。在卫星分离时给卫星施加一定的旋转力矩,使卫星绕垂直于Z轴的旋转轴翻滚,可以防止出现上述情况。2.2.2光照期间输出电流随时间的变化由于卫星结构对称,因此处于在轨翻滚状态时,绕Z轴自旋同时绕X轴或Y轴翻滚、绕X轴自旋同时绕Y轴或Z轴翻滚等姿态的光照条件,可以等效为卫星绕X轴旋转,同时X轴与太阳光夹角在0°~90°变化(绕Y轴等同于绕X轴)。(1)卫星绕X轴旋转,太阳光垂直于X轴卫星轨道周期:109.422min;最大地影:31.44min;最小光照时间为109.422min-31.44min=77.982min=4678.92s≈4679s。以卫星旋转角速度为1(°)/s预计,在4679s内卫星将旋转13圈。在预计的轨道条件下,各面的光照条件确定。对各面在光照周期内的输出电流进行积分计算,最小输出电流为0,最大输出电流为1.73A。在24.5V电压下功率输出为0~42.39W。光照期间输出电流随时间变化如图5所示。光照期间平均电流输出为0.995A,平均功率输出为24.38W。(2)卫星绕X轴旋转,太阳光与X轴夹角a在0°~90°当a从0°变化到90°时,平均电流输出由1.250A(a=0°)增大为1.60A(a=38°),再减小为0.995A(a=90°)。平均功率输出相应变化为30.6W→39.2W→24.38W。光照期间平均电流输出随夹角a的变化曲线如图6所示。最大平均输出电流出现在a=38°,在此状态下,光照期间太阳电池阵输出功率最大,此时光照期间内输出电流随时间变化曲线如图7所示。最小输出电流为0.985A,最大输出电流为2.05A。在24.5V电压下功率输出为24.13~50.23W。光照期间平均电流输出为1.6A,平均功率输出为39.2W。3卫星输出电流及变化规律卫星在轨期间处于无姿控飞行状态,光照条件不确定,不能准确计算太阳电池阵在轨输出功率,但功率输出及变化规律可以由上述分析确定。卫星在轨运行期间的输出电流变化曲线如图8所示,输出电流值在0.4~2.2A变化,输出功率为9.8~53.9W。考虑地球反射等因素,其变化规律与预计一致。4显微卫星功率的变化本文对体装式