專利名稱：探月飛行器動(dòng)態(tài)功率平衡分析系統(tǒng)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及探月飛行器動(dòng)態(tài)功率平衡分析系統(tǒng)，屬于探月飛行器技術(shù)領(lǐng)域。
背景技術(shù)：
探月飛行器對(duì)重量的要求較為苛刻且光照條件不穩(wěn)定，飛行過程中往往需要進(jìn)行多次變軌機(jī)動(dòng)，導(dǎo)致飛行器能源情況相對(duì)緊張。因此飛行器飛行過程中能量流的動(dòng)態(tài)顯示與預(yù)示需求迫切，這種情況下以往的手工計(jì)算完全不能滿足飛行器總體設(shè)計(jì)研制的要求。因此，適應(yīng)復(fù)雜工作模式計(jì)算的探月飛行器動(dòng)態(tài)功率平衡分析系統(tǒng)的開發(fā)是非常必要的。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是為了解決現(xiàn)有技術(shù)中存在的上述局限性，提出探月飛行器動(dòng)態(tài)功率平衡分析系統(tǒng)。本發(fā)明的目的是通過以下技術(shù)方案實(shí)現(xiàn)的。本發(fā)明的探月飛行器動(dòng)態(tài)功率平衡分析系統(tǒng)，該系統(tǒng)包括軌道模塊、太陽電池陣模塊、負(fù)載模塊、電池組模塊、控制器模塊和顯示模塊；該系統(tǒng)可以實(shí)現(xiàn)探月飛行器在飛行各個(gè)階段(包括主動(dòng)飛行段、地月轉(zhuǎn)移飛行段、環(huán)月飛行段、動(dòng)力下降飛行段及月面工作段)動(dòng)態(tài)、直觀的顯示與能源相關(guān)參數(shù)的變化過程，并能適應(yīng)飛行程序的各種調(diào)整，完成飛行器功率平衡分析；該系統(tǒng)通過以下步驟實(shí)現(xiàn):I)通過任務(wù)分析，確定飛行器能源系統(tǒng)的仿真結(jié)構(gòu)；2)按照模塊化設(shè)計(jì)理念，進(jìn)行能源系統(tǒng)功能分配；3)確定每個(gè)模型的輸入項(xiàng)和輸出項(xiàng)；4)根據(jù)實(shí)際狀態(tài)，進(jìn)行模型設(shè)計(jì)；5)按照測(cè)試結(jié)果，對(duì)模型進(jìn)行迭代設(shè)計(jì)；6)根據(jù)確定的最終模型，進(jìn)行功率平衡計(jì)算并對(duì)計(jì)算結(jié)果進(jìn)行直觀的輸出。本發(fā)明的系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)的詳細(xì)步驟為:1、通過任務(wù)分析，確定能源系統(tǒng)的仿真結(jié)構(gòu)根據(jù)任務(wù)要求，設(shè)計(jì)方法應(yīng)能反映飛行器能源系統(tǒng)的拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)，具備與真星狀態(tài)一致的仿真功能，能夠仿真飛行器的電壓、電流、電源狀態(tài)、電池組充放電過程、放電深度、荷電狀態(tài)、剩余工作時(shí)間等參數(shù)的變化過程。動(dòng)態(tài)功率平衡分析系統(tǒng)由軌道模塊、太陽電池陣模塊、負(fù)載模塊、電池組模塊、控制器模塊和顯示模塊。軌道模塊實(shí)現(xiàn)飛行器全周期太陽電池陣光照角度的計(jì)算，并將光照角度傳遞至控制器t旲塊。太陽電池陣模塊實(shí)現(xiàn)全周期飛行器太陽電池陣輸出功率的計(jì)算，并將輸出功率傳遞至控制器模塊。
負(fù)載模塊全周期飛行器的負(fù)載功率計(jì)算并將得出的功率傳給控制器模塊。電池組模塊實(shí)現(xiàn)全周期飛行器電池組電壓的計(jì)算?？刂破髂K負(fù)責(zé)為軌道模塊、太陽電池陣模塊、負(fù)載模塊、電池組模塊、顯示模塊進(jìn)行參數(shù)配置，結(jié)合能源系統(tǒng)拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)進(jìn)行電池組充放電特性的計(jì)算，模塊計(jì)算結(jié)果為軌道模塊、太陽電池陣模塊、電池組模塊、負(fù)載模塊提供輸入，并采集各模塊的輸出，計(jì)算后向顯不模塊輸出。顯示模塊可以直接調(diào)用仿真結(jié)果，為用戶提供輸入、輸出界面。2、確定各個(gè)模塊之間的輸入輸出關(guān)系根據(jù)系統(tǒng)組成確定各個(gè)模塊之間的輸入輸出關(guān)系。軌道模塊:輸入項(xiàng)為系統(tǒng)配置參數(shù)，參見表I ;輸出項(xiàng)為太陽帆板法線與光照矢量的夾角。太陽電池陣模塊:輸入項(xiàng)為太陽帆板法線與光照矢量的夾角；輸出項(xiàng)為太陽電池陣的輸出功率值。負(fù)載模塊:輸入項(xiàng)為飛行時(shí)刻；輸出項(xiàng)為輸入時(shí)刻的負(fù)載功率。電池組模塊:輸入項(xiàng)為電池組充放電功率；輸出項(xiàng)為電池組電壓、電池組荷電狀態(tài)與電池組放電深度?？刂破髂K:輸入項(xiàng)為太陽電池陣帆板法線與太陽光照矢量的夾角、太陽電池陣的輸出功率值、負(fù)載功率、電池組電壓、電池組荷電狀態(tài)與電池組放電深度；輸出項(xiàng)為電池組的充放電功率。顯示模塊: 輸入項(xiàng)為飛行時(shí)間、太陽電池陣輸出功率、負(fù)載功率、電池組電壓、充放電電流、放電深度、充放電容量、電池組剩余工作時(shí)間；輸出項(xiàng)為以輸入項(xiàng)為來源的曲線、圖形、數(shù)字列表等。3、進(jìn)行模型設(shè)計(jì)1)軌道模塊對(duì)于探月飛行器而言，在主動(dòng)段太陽電池陣展開前無輸出功率，入射角度不考慮；在地月轉(zhuǎn)移段太陽電池陣展開后會(huì)對(duì)日定向，入射角度為0°，收太陽電池陣階段入射角度為90。;在環(huán)月段，光照期太陽電池陣對(duì)日定向，入射角度為0°，地影期，太陽電池陣入射角度為90° ;月面工作段，為確保模塊能夠在較長(zhǎng)時(shí)間內(nèi)具備較高精度，采用如下算法計(jì)算月表太陽光照角度:a.時(shí)間的計(jì)算(采用儒略日和儒略世紀(jì))b.太陽及月球位置計(jì)算
c.月球地心視黃經(jīng)黃緯向日心視黃經(jīng)黃緯轉(zhuǎn)換d.計(jì)算太陽在月球上的直射經(jīng)緯度e.著陸點(diǎn)光照條件計(jì)算計(jì)算太陽直射點(diǎn)位置相對(duì)月心的方向向量與著陸點(diǎn)位置相對(duì)月心的方向向量夾角，即可得到著陸點(diǎn)的太陽電池陣帆板法線與太陽光照矢量的夾角。2 )太陽電池陣模塊太陽電池陣模塊根據(jù)地面試驗(yàn)時(shí)太陽電池陣帆板法線與太陽光照矢量的夾角O 90°變化時(shí)的實(shí)際輸出功率，建立數(shù)據(jù)列表備查，通過控制器模塊提供的太陽電池陣帆板法線與太陽光照矢量的夾角，查表計(jì)算出太陽電池陣的輸出功率。受自身溫度、尺寸、壽命等因素的影響，太陽電池陣模型設(shè)計(jì)了衰降系數(shù)和計(jì)算結(jié)果修正值，可以根據(jù)在軌情況對(duì)輸出結(jié)果進(jìn)行優(yōu)化。3)負(fù)載模塊根據(jù)飛行器飛行程序定義的各飛行階段的工作模式，統(tǒng)計(jì)各工作模式的功率，建立數(shù)據(jù)表備查。負(fù)載模塊根據(jù)輸入的飛行階段和飛行時(shí)刻，通過查表對(duì)應(yīng)的工作模式來獲得負(fù)載
功率值。4)電池組模塊電池組仿真模 型要求能夠真實(shí)反映電池組在軌工作充放電狀態(tài)。由于鋰電池采用恒流恒壓充電方式，模型需要反應(yīng)出在恒流段電池組電壓隨充電電流變化情況以及在恒壓段電池組充電電流衰減情況。電池組模型采用了解析法進(jìn)行建模，分為電池組放電模型、恒流充電模型和恒壓充電模型。電池組單體放電模型:鋰離子電池組單體的放電模型如下所示:人:=廠 O K ()^mean ^ ()QJischm'ge ^
Λ- disch arg edisch are eEO——單體初始電壓K——電池組單體內(nèi)阻，根據(jù)選用電池組單體的參數(shù)設(shè)定；A——指數(shù)點(diǎn)電壓；B-容量@指數(shù)點(diǎn)電壓；Imean——放電電流；Q-電池組最大容量Qdischarge——電池組單體放電容量由給定的電池組內(nèi)阻、指數(shù)點(diǎn)電壓、指數(shù)點(diǎn)容量、電池組單體最大容量等參數(shù)，SP可根據(jù)放電電流和放電電量計(jì)算出電池組單體電壓。電池組單體充電模型:鋰離子電池組采用先恒流后恒壓充電方式，因此將充電模型分為恒流充電模型和恒壓充電模型。在恒流段，電池組電壓隨著充電進(jìn)行不斷上升；在恒壓階段，保持電池組電壓恒定，充電電流呈指數(shù)衰減。a)恒流充電階段
鋰離子電池組單體的充電模型如下所示。
權(quán)利要求
1.探月飛行器動(dòng)態(tài)功率平衡分析系統(tǒng)，其特征在于:該系統(tǒng)包括軌道模塊、太陽電池陣模塊、負(fù)載模塊、電池組模塊、控制器模塊和顯示模塊； 其中，軌道模塊用于實(shí)現(xiàn)飛行器全周期太陽電池陣光照角度的計(jì)算，并將光照角度傳遞至控制器模塊； 太陽陣模塊用于實(shí)現(xiàn)全周期飛行器太陽電池陣輸出功率的計(jì)算，并將輸出功率傳遞至控制器模塊； 負(fù)載模塊接收輸入的飛行階段和飛行時(shí)刻，計(jì)算該時(shí)刻飛行器的負(fù)載功率，并將計(jì)算得出的功率傳給控制器模塊； 電池組模塊實(shí)現(xiàn)飛行器全周期電池組電壓的計(jì)算； 控制器模塊負(fù)責(zé)為軌道模塊、太陽電池陣模塊、電池組模塊、負(fù)載模塊進(jìn)行參數(shù)配置，結(jié)合能源系統(tǒng)拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)進(jìn)行電池組充放電特性的計(jì)算，模塊計(jì)算結(jié)果為軌道模塊、太陽電池陣模塊、電池組模塊、負(fù)載模塊提供輸入，并采集各模塊的輸出，計(jì)算后向顯示模塊輸出； 顯示模塊直接調(diào)用仿真結(jié)果，為用戶提供輸入、輸出界面及仿真結(jié)果的保存，其中輸出界面包括圖形界面、曲線界面、數(shù)字列表界面。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的探月飛行器動(dòng)態(tài)功率平衡分析系統(tǒng)，其特征在于:軌道模塊的輸入項(xiàng)為工作模式參數(shù)、工作時(shí)間、月面著陸點(diǎn)的經(jīng)緯度和月面工作時(shí)間；輸出項(xiàng)為太陽電池陣帆板法線與太陽光照矢量的夾角。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的探月飛行器動(dòng)態(tài)功率平衡分析系統(tǒng)，其特征在于:太陽電池陣模塊的輸入項(xiàng)太陽電池陣帆板法線與光照矢量的夾角；輸出項(xiàng)為太陽電池陣的輸出功率值。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的探月飛行器動(dòng)態(tài)功率平衡分析系統(tǒng)，其特征在于:負(fù)載模塊的輸入項(xiàng)為飛行時(shí)刻；輸出項(xiàng)為輸入時(shí)刻的負(fù)載功率。
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的探月飛行器動(dòng)態(tài)功率平衡分析系統(tǒng)，其特征在于:電池組模塊的輸入項(xiàng)為電池組充放電功率；輸出項(xiàng)為電池組電壓、電池組荷電狀態(tài)與電池組放電深度。
6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的探月飛行器動(dòng)態(tài)功率平衡分析系統(tǒng)，其特征在于:控制器模塊的輸入項(xiàng)為太陽電池陣帆板法線與太陽光照矢量的夾角、太陽電池陣的輸出功率值、負(fù)載功率、電池組電壓、電池組荷電狀態(tài)與電池組放電深度；輸出項(xiàng)為電池組的充放電功率。
7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的探月飛行器動(dòng)態(tài)功率平衡分析系統(tǒng)，其特征在于:顯示模塊的輸入項(xiàng)為飛行時(shí)間、太陽電池陣輸出功率、負(fù)載功率、電池組電壓、充放電電流、放電深度、充放電容量、電池組剩余工作時(shí)間；輸出項(xiàng)為以輸入項(xiàng)為來源的曲線、圖形、數(shù)字列表。
8.根據(jù)權(quán)利要求1所述的探月飛行器動(dòng)態(tài)功率平衡分析系統(tǒng)，其特征在于:電池組模型采用解析法進(jìn)行建模，分為電池組放電模型、恒流充電模型和恒壓充電模型； 電池組單體放電模型: 鋰離子電池組單體的放電模型如下所示:
9.根據(jù)權(quán)利要求1所述的探月飛行器動(dòng)態(tài)功率平衡分析系統(tǒng)，其特征在于:控制器模塊使用的算法如下: 太陽電池陣可用功率:
全文摘要
本發(fā)明涉及探月飛行器動(dòng)態(tài)功率平衡分析系統(tǒng)，屬于探月飛行器技術(shù)領(lǐng)域。本發(fā)明實(shí)現(xiàn)從仿真開始到仿真結(jié)束全過程的能量流分析過程，動(dòng)態(tài)的顯示整個(gè)飛行過程中功率平衡相關(guān)信息情況；本發(fā)明用過程曲線、圖形顯示、數(shù)字列表顯示等多種方式呈現(xiàn)全方位的功率平衡信息；本發(fā)明具備飛行程序修改功能，用戶可以很簡(jiǎn)便的注入新的飛行程序，解決了不同飛行程序的適應(yīng)性問題；本發(fā)明建立了系統(tǒng)模型庫(kù)，其參數(shù)輸出可擬合實(shí)際飛行器的遙測(cè)參數(shù)，得到準(zhǔn)確度較高的分析結(jié)果。
文檔編號(hào)G05B17/02GK103217908SQ20131010874
公開日2013年7月24日 申請(qǐng)日期2013年3月29日 優(yōu)先權(quán)日2013年3月29日
發(fā)明者張曉峰, 陳琦, 蔡曉東, 崔波, 張明, 李小飛, 陳宋, 喬明 申請(qǐng)人:北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部