CN112777003B - 一种防止sada电弧放电对卫星造成损伤的方法及装置 - Google Patents

一种防止sada电弧放电对卫星造成损伤的方法及装置 Download PDF

Info

Publication number
CN112777003B
CN112777003B CN202011618524.9A CN202011618524A CN112777003B CN 112777003 B CN112777003 B CN 112777003B CN 202011618524 A CN202011618524 A CN 202011618524A CN 112777003 B CN112777003 B CN 112777003B
Authority
CN
China
Prior art keywords
solar panel
satellite
power
current
offset angle
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202011618524.9A
Other languages
English (en)
Other versions
CN112777003A (zh
Inventor
王俊彦
杜黎明
杨与杰
耿玉玲
乔毅
王友平
张威
谢睿
步红兰
周文翠
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Pla 63923 Unit
Original Assignee
Pla 63923 Unit
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Pla 63923 Unit filed Critical Pla 63923 Unit
Priority to CN202011618524.9A priority Critical patent/CN112777003B/zh
Publication of CN112777003A publication Critical patent/CN112777003A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN112777003B publication Critical patent/CN112777003B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/42—Arrangements or adaptations of power supply systems
    • B64G1/44—Arrangements or adaptations of power supply systems using radiation, e.g. deployable solar arrays
    • B64G1/443—Photovoltaic cell arrays
    • H—ELECTRICITY
    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02S—GENERATION OF ELECTRIC POWER BY CONVERSION OF INFRARED RADIATION, VISIBLE LIGHT OR ULTRAVIOLET LIGHT, e.g. USING PHOTOVOLTAIC [PV] MODULES
    • H02S40/00—Components or accessories in combination with PV modules, not provided for in groups H02S10/00 - H02S30/00
    • H02S40/30—Electrical components
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02E—REDUCTION OF GREENHOUSE GAS [GHG] EMISSIONS, RELATED TO ENERGY GENERATION, TRANSMISSION OR DISTRIBUTION
    • Y02E10/00—Energy generation through renewable energy sources
    • Y02E10/50—Photovoltaic [PV] energy

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Sustainable Development (AREA)
  • Photovoltaic Devices (AREA)

Abstract

本申请公开了一种防止SADA电弧放电对卫星造成损伤的方法及装置，该方法包括：接收在轨卫星发送的遥测参数，根据所述遥测参数以及预设的调整策略计算太阳帆板跟踪太阳方向上的偏置角度，所述偏置角度表征所述太阳帆板与初始跟踪太阳方向之间存在偏置；根据所述偏置角度生成控制指令，并将所述控制指令发送给在轨卫星，以使得所述在轨卫星基于所述控制指令调整所述太阳帆板跟踪太阳方向的初始角度。本申请解决了现有技术中无法防止SADA电弧放电对在轨卫星所造成影响的技术问题。

Description

一种防止SADA电弧放电对卫星造成损伤的方法及装置
技术领域
本申请涉及卫星在轨管理技术领域，尤其涉及一种防止SADA电弧放电对卫星造成损伤的方法及装置。
背景技术
太阳帆板驱动装置(Solar Array Drive Assembly，SADA)是卫星电源***中的一个重要组成部分，它的作用是驱动太阳帆板上的电池阵始终指向太阳，同时将电池阵产生的电能传输送到卫星中。SADA正常工作对于卫星载荷业务安全和卫星平台安全都具有重要的意义，一旦发生SADA电弧放电，整星供电能力将会部分或全部丧失。但随着卫星进入寿命末期，发生SADA电弧放电的概率骤增，因此，如何降低SADA电弧放电对在轨卫星所造成的影响，成为卫星在轨管理中需要解决的问题。
目前，为了防止SADA电弧放电对在轨卫星所造成的影响常采用在卫星设计阶段采取增加绝缘涂敷处理等工艺改进措施；但是，现有技术主要是在卫星设计阶段对卫星进行调整，以降低SADA电弧放电对在轨卫星所造成的影响，并未涉及在卫星在轨运行阶段对降低SADA电弧放电对在轨卫星所造成影响的方案，因此，如何在卫星在轨运行阶段降低SADA电弧放电对在轨卫星所造成影响成为亟待解决的问题。
发明内容
本申请解决的技术问题是：针对现有技术中无法防止SADA电弧放电对在轨卫星所造成影响。本申请提供了一种防止SADA电弧放电对卫星造成损伤的方法及装置，本申请实施例所提供的方案中，地面***根据在轨卫星遥测参数和预设的调整策略计算太阳帆板跟踪太阳方向上的偏置角度，然后将偏置角度发送给在轨卫星，在轨卫星根据偏置角度调整所述太阳帆板跟踪太阳方向的初始角度，不仅可避免出影后太阳帆板突然完全受照，减少卫星可能的静电放电；还可以减少帆板输出电流可以降低短路电流破坏力，进而实现在轨运行阶段降低SADA电弧放电对在轨卫星所造成影响。。
第一方面，本申请实施例提供一种防止SADA电弧放电对卫星造成损伤的方法，该方法包括：
接收在轨卫星发送的遥测参数，根据所述遥测参数以及预设的调整策略计算太阳帆板跟踪太阳方向上的偏置角度，所述偏置角度表征所述太阳帆板与初始跟踪太阳方向之间存在偏置；
根据所述偏置角度生成控制指令，并将所述控制指令发送给在轨卫星，以使得所述在轨卫星基于所述控制指令调整所述太阳帆板跟踪太阳方向的初始角度。
本申请实施例所提供的方案中，地面***根据在轨卫星遥测参数和预设的调整策略计算太阳帆板跟踪太阳方向上的偏置角度，然后将偏置角度发送给在轨卫星，在轨卫星根据偏置角度调整所述太阳帆板跟踪太阳方向的初始角度，不仅可避免出影后太阳帆板突然完全受照，减少卫星可能的静电放电；还可以减少帆板输出电流可以降低短路电流破坏力，进而实现在轨运行阶段降低SADA电弧放电对在轨卫星所造成影响。。
可选地，所述预设的调整策略，包括：满足在轨卫星全年太阳帆板功率余量的最小值不小于预设功耗余量；满足偏置角度不大于36°；若累计误差为超前的SADA选择下限偏置，若累计误差为滞后的SADA选择上限偏置。
可选地，根据所述遥测参数以及预设的调整策略计算太阳帆板跟踪太阳方向上的偏置角度，包括：
根据所述遥测参数计算全年太阳帆板功率余量，其中，所述遥测参数包括北太阳帆板电流、南太阳帆板电流、充电调节模块输入电流、母线负载电流、母线电压以及电源控制单元损耗；
根据所述全年太阳帆板功率余量以及所述预设的调整策略确定所述偏置角度。
可选地，根据所述遥测参数计算全年太阳帆板功率余量，包括：
通过如下公式计算全年中每天太阳帆板功率余量：
PowerRemain＝(IN7+IN17-IN12-IN1)*VN1-p_pcu
其中，PowerRemain表示所述全年中每天太阳帆板功率余量；IN7表示所述北太阳帆板电流；IN17表示所述南太阳帆板电流；IN12表示所述充电调节模块输入电流；IN1为所述母线负载电流；VN1表示所述母线电压；p_pcu表示所述电源控制单元损耗。
可选地，根据所述全年太阳帆板功率余量以及所述预设的调整策略确定所述偏置角度，包括：
从所述全年太阳帆板功率余量中确定出全年中太阳帆板功率余量最小的一天，并从所述遥测数据中确定出所述最小的一天所对应的第一遥测数据；
根据所述第一遥测数据中充电调节模块输入电流、母线负载电流以及母线电压计算得到卫星实际功率消耗，将所述卫星实际功率消耗与所述预设功耗余量作和得到卫星功率消耗；
根据所述第一遥测数据中北太阳帆板电流以及南太阳帆板电流计算得到太阳帆板输出功率，并根据所述卫星功率消耗以及所述太阳帆板输出功率计算得到所述偏置角度。
可选地，根据所述卫星功率消耗以及所述太阳帆板输出功率计算得到所述偏置角度，包括：
通过下式确定所述偏置角度：
θ＝arccos((PC/PO))*180/PI()
其中，θ表示所述偏置角度；PC表示所述功率消耗；PO表示所述太阳帆板输出功率。
可选地，所述偏置角度的取值范围为(19°，29°)。
第二方面，本申请实施例提供了一种防止SADA电弧放电对卫星造成损伤的装置，该装置包括：
计算单元，用于接收在轨卫星发送的遥测参数，根据所述遥测参数以及预设的调整策略计算太阳帆板跟踪太阳方向上的偏置角度，所述偏置角度表征所述太阳帆板与初始跟踪太阳方向之间存在偏置；
调整单元，用于根据所述偏置角度生成控制指令，并将所述控制指令发送给在轨卫星，以使得所述在轨卫星基于所述控制指令调整所述太阳帆板跟踪太阳方向的初始角度。
可选地，所述预设的调整策略，包括：
满足在轨卫星全年太阳帆板功率余量的最小值不小于预设功耗余量；
满足偏置角度不大于36°；
若累计误差为超前的SADA选择下限偏置，若累计误差为滞后的SADA选择上限偏置。
可选地，所述计算单元，具体用于：
确定在轨卫星的遥测参数，根据所述遥测参数计算全年太阳帆板功率余量，其中，所述遥测参数包括北太阳帆板电流、南太阳帆板电流、充电调节模块输入电流、母线负载电流、母线电压以及电源控制单元损耗；
根据所述全年太阳帆板功率余量以及所述预设的调整策略确定所述偏置角度。
可选地，所述计算单元，具体用于：
通过如下公式计算全年中每天太阳帆板功率余量：
PowerRemain＝(IN7+IN17-IN12-IN1)*VN1-p_pcu
其中，PowerRemain表示所述全年中每天太阳帆板功率余量；IN7表示所述北太阳帆板电流；IN17表示所述南太阳帆板电流；IN12表示所述充电调节模块输入电流；IN1为所述母线负载电流；VN1表示所述母线电压；p_pcu表示所述电源控制单元损耗。
可选地，所述计算单元，具体用于：
从所述全年太阳帆板功率余量中确定出全年中太阳帆板功率余量最小的一天，并从所述遥测数据中确定出所述最小的一天所对应的第一遥测数据；
根据所述第一遥测数据中充电调节模块输入电流、母线负载电流以及母线电压计算得到卫星实际功率消耗，将所述卫星实际功率消耗与所述预设功耗余量作和得到卫星功率消耗；
根据所述第一遥测数据中北太阳帆板电流以及南太阳帆板电流计算得到太阳帆板输出功率，并根据所述卫星功率消耗以及所述太阳帆板输出功率计算得到所述偏置角度。
可选地，所述计算单元，具体用于：
通过下式确定所述偏置角度：
θ＝arccos((PC/PO))*180/PI()
其中，θ表示所述偏置角度；PC表示所述功率消耗；PO表示所述太阳帆板输出功率。
可选地，所述偏置角度的取值范围为(19°，29°)。
附图说明
图1为本申请实施例所提供的一种防止SADA电弧放电对卫星造成损伤的方法的流程示意图；
图2为本申请实施例所提供的一种太阳帆板驱动装置SADA的结构示意图；
图3a为本申请实施例所提供的一种SADA的环与环电弧短路的示意图；
图3b为本申请实施例所提供的一种SADA的环与结构电弧短路的示意图；
图4为本申请实施例所提供的一种全年太阳帆板功率余量的曲线示意图；
图5为本申请实施例所提供的一种防止SADA电弧放电对卫星造成损伤的装置的结构示意图。
具体实施方式
本申请实施例提供的方案中，所描述的实施例仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本申请保护的范围。
为了更好的理解上述技术方案，下面通过附图以及具体实施例对本申请技术方案做详细的说明，应当理解本申请实施例以及实施例中的具体特征是对本申请技术方案的详细的说明，而不是对本申请技术方案的限定，在不冲突的情况下，本申请实施例以及实施例中的技术特征可以相互组合。
以下结合说明书附图对本申请实施例所提供的一种防止SADA电弧放电对卫星造成损伤的方法做进一步详细的说明，该方法具体实现方式可以包括以下步骤(方法流程如图1所示)：
步骤101，地面***接收在轨卫星发送的遥测参数，根据所述遥测参数以及预设的调整策略计算太阳帆板跟踪太阳方向上的偏置角度，所述偏置角度表征所述太阳帆板与初始跟踪太阳方向之间存在偏置。
在本申请实施例所提供的方案中，参见图2，SADA主要包括电机、齿轮传动装置及轴承，以及传递电功率的电刷滑环组件。根据图2可知，SADA有大量间隔很近的裸露导电环，而且电流集中汇集，在SADA工作中容易形成磨损碎屑。电弧的触发机理可能是金属多余物导致SADA导线与电刷或电刷与电刷的瞬间接触，也可能是多余物横跨在相反电极绝缘件上引起瞬间导通，产生了弧光放电，造成功率导电环损坏，SADA温度异常和SADA部分位置堵转，进而导致SADA短路。
进一步，SADA短路一般分两种类型：一种是SADA的前向环与回流环的电弧短路；另一种是SADA的前向环与结构的电弧短路。SADA短路的短路电流构成的回路，形成电弧之后，它的等离子体以104m/s的速度向附近区域快速传播，造成电弧面积迅速扩大，在电弧快速加热作用下，电极材料熔化，绝缘材料发生炭化，最终导致SADA局部快速烧毁。因此，需要避免SADA电弧放电对卫星造成损伤。参见图3a和图3b，其中，图3a为本申请实施例所提供的一种SADA的环与环电弧短路的示意图；图3b为本申请实施例所提供的一种SADA的环与结构电弧短路的示意图。
在本申请实施例所提供的方案中，地面***需要接收在轨卫星发送的遥测参数，然后根据所述遥测参数以及预设的调整策略计算太阳帆板跟踪太阳方向上的偏置角度。具体的，地面***在计算太阳帆板跟踪太阳方向上的偏置角度过程中需要根据预设的调整策略去确定偏置角度。
在一种可能实现的方式中，所述预设的调整策略，包括：满足在轨卫星全年太阳帆板功率余量的最小值不小于预设功耗余量；满足偏置角度不大于36°；若累计误差为超前的SADA选择下限偏置，若累计误差为滞后的SADA选择上限偏置。
具体的，在本申请实施例所提供的方案中，预设功耗余量可以选择为1000W，或者是其他数值，在此并不做限定。
进一步，在一种可能实现的方式中，根据所述遥测参数以及预设的调整策略计算太阳帆板跟踪太阳方向上的偏置角度，包括：根据所述遥测参数计算全年太阳帆板功率余量，其中，所述遥测参数包括北太阳帆板电流、南太阳帆板电流、充电调节模块输入电流、母线负载电流、母线电压以及电源控制单元损耗；
根据所述全年太阳帆板功率余量以及所述预设的调整策略确定所述偏置角度。
进一步，在一种可能实现的方式中，根据所述遥测参数计算全年太阳帆板功率余量，包括：
通过如下公式计算全年中每天太阳帆板功率余量：
PowerRemain＝(IN7+IN17-IN12-IN1)*VN1-p_pcu
其中，PowerRemain表示所述全年中每天太阳帆板功率余量；IN7表示所述北太阳帆板电流；IN17表示所述南太阳帆板电流；IN12表示所述充电调节模块输入电流；IN1为所述母线负载电流；VN1表示所述母线电压；p_pcu表示所述电源控制单元损耗。
在一种可能实现的方式中，根据所述全年太阳帆板功率余量以及所述预设的调整策略确定所述偏置角度，包括：
从所述全年太阳帆板功率余量中确定出全年中太阳帆板功率余量最小的一天，并从所述遥测数据中确定出所述最小的一天所对应的第一遥测数据；
根据所述第一遥测数据中充电调节模块输入电流、母线负载电流以及母线电压计算得到卫星实际功率消耗，将所述卫星实际功率消耗与所述预设功耗余量作和得到卫星功率消耗；
根据所述第一遥测数据中北太阳帆板电流以及南太阳帆板电流计算得到太阳帆板输出功率，并根据所述卫星功率消耗以及所述太阳帆板输出功率计算得到所述偏置角度。
进一步，在一种可能实现的方式中，根据所述卫星功率消耗以及所述太阳帆板输出功率计算得到所述偏置角度，包括：
通过下式确定所述偏置角度：
θ＝arccos((PC/PO))*180/PI()
其中，θ表示所述偏置角度；PC表示所述功率消耗；PO表示所述太阳帆板输出功率。
具体的，在本申请实施例所提供的方案中，卫星功率消耗不仅包含卫星实际功率消耗，还包含太阳帆板功率余量，即1000w余量。
进一步，在一种可能实现的方式中，所述偏置角度的取值范围为(19°，29°)。
为了便于理解上述确定偏置角度的过程，下面以举例的形式对其进行简要介绍。
以确定2019年9月16日这一天太阳帆板跟踪太阳方向上的偏置角度为例。参见图4，为本申请实施例所提供的一种全年太阳帆板功率余量的曲线示意图；在图4中，2019年9月16日功率余量最小，值为966w，p_pcu为电源控制单元(Power Control Unit，PCU)损耗，取50w。应理解，为了确保统计结果适用于各种情况，统计数据要覆盖卫星典型工况，如出影后蓄电池组大电流充电。
进一步，为了保证整星能源供给，根据全年太阳帆板功率余量确定的功率余量最小值，然后根据功率余量最小值相关数据进行计算帆板偏置角度，即使用2019年9月16日的数据，利用帆板实际输出功率、功率消耗(含1000w余量)，结合当时帆板跟踪误差，得到帆板功率输出能力，进而利用如下公式计算太阳帆板可偏置角度上限：
θ＝arccos((PC/PO))*180/PI() (2)
具体的，参见表1为卫星太阳帆偏置角度计算过程所涉及的参数。
表1
Figure BDA0002875519760000091
进一步，根据预设的调整策略，可根据上述公式(2)计算得到帆板可偏置角度上限θ＝24°小于最大上限36°，因此确定偏置上限为29°。另外，SADA跟踪逐年累计误差约为5°/年(超前)，为了避免频繁设置帆板偏置，选择2年设置一次，因此确定偏置下限为19°。综上，帆板偏置角度范围为(19°，24°)，因该帆板跟踪误差是超前状态，因此帆板偏置角度初始设置值为19°，大约两年后，帆板偏置角度达到29°，届时再进行评估重新设置帆板偏置角度。
步骤102，地面***根据所述偏置角度生成控制指令，并将所述控制指令发送给在轨卫星，以使得所述在轨卫星基于所述控制指令调整所述太阳帆板跟踪太阳方向的初始角度。
具体的，在轨卫星预先以太阳帆板跟踪太阳方向的初始角度运行，在确定太阳帆板跟踪太阳方向偏置角度之后，在轨卫星根据所述偏置角度调整所述太阳帆板跟踪太阳方向的初始角度，以使得所述太阳帆板与所述跟踪太阳方向之间存在一定的角度。例如，在保证整星能源供给的前提下，通过将太阳帆板跟踪太阳方向偏置19°～29°，一方面可避免出影后太阳帆板突然完全受照，减少卫星可能的静电放电；另一方面帆板输出电流减少了1A～2A左右，即使出现SADA短路，可以降低短路电流破坏力。
本申请实施例所提供的方案中，地面***根据在轨卫星遥测参数和预设的调整策略计算太阳帆板跟踪太阳方向上的偏置角度，然后将偏置角度发送给在轨卫星，在轨卫星根据偏置角度调整所述太阳帆板跟踪太阳方向的初始角度，不仅可避免出影后太阳帆板突然完全受照，减少卫星可能的静电放电；还可以减少帆板输出电流可以降低短路电流破坏力，进而实现在轨运行阶段降低SADA电弧放电对在轨卫星所造成影响。
基于与图1所示的方法相同的方面构思，本申请实施例提供的一种防止SADA电弧放电对卫星造成损伤的装置，参见图5，该装置包括：
计算单元501，用于接收在轨卫星发送的遥测参数，根据所述遥测参数以及预设的调整策略计算太阳帆板跟踪太阳方向上的偏置角度，所述偏置角度表征所述太阳帆板与初始跟踪太阳方向之间存在偏置；
调整单元502，用于根据所述偏置角度生成控制指令，并将所述控制指令发送给在轨卫星，以使得所述在轨卫星基于所述控制指令调整所述太阳帆板跟踪太阳方向的初始角度。
可选地，所述预设的调整策略，包括：
满足在轨卫星全年太阳帆板功率余量的最小值不小于1000W；
满足偏置角度不大于36°；
若累计误差为超前的SADA选择下限偏置，若累计误差为滞后的SADA选择上限偏置。
可选地，所述计算单元501，具体用于：
根据所述遥测参数计算全年太阳帆板功率余量，其中，所述遥测参数包括北太阳帆板电流、南太阳帆板电流、充电调节模块输入电流、母线负载电流、母线电压以及电源控制单元损耗；
根据所述全年太阳帆板功率余量以及所述预设的调整策略确定所述偏置角度。
可选地，所述计算单元501，具体用于：
通过如下公式计算全年中每天太阳帆板功率余量：
PowerRemain＝(IN7+IN17-IN12-IN1)*VN1-p_pcu
其中，PowerRemain表示所述全年中每天太阳帆板功率余量；IN7表示所述北太阳帆板电流；IN17表示所述南太阳帆板电流；IN12表示所述充电调节模块输入电流；IN1为所述母线负载电流；VN1表示所述母线电压；p_pcu表示所述电源控制单元损耗。
可选地，所述计算单元501，具体用于：
从所述全年太阳帆板功率余量中确定出全年中太阳帆板功率余量最小的一天，并从所述遥测数据中确定出所述最小的一天所对应的第一遥测数据；
根据所述第一遥测数据中充电调节模块输入电流、母线负载电流以及母线电压计算得到卫星实际功率消耗，将所述卫星实际功率消耗与所述预设功耗余量作和得到卫星功率消耗；
根据所述第一遥测数据中北太阳帆板电流以及南太阳帆板电流计算得到太阳帆板输出功率，并根据所述卫星功率消耗以及所述太阳帆板输出功率计算得到所述偏置角度。
可选地，所述计算单元501，具体用于：
通过下式确定所述偏置角度：
θ＝arccos((PC/PO))*180/PI()
其中，θ表示所述偏置角度；PC表示所述功率消耗；PO表示所述太阳帆板输出功率。
可选地，所述偏置角度的取值范围为(19°，29°)。
本领域内的技术人员应明白，本申请的实施例可提供为方法、***、或计算机程序产品。因此，本申请可采用完全硬件实施例、完全软件实施例、或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本申请可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质(包括但不限于磁盘存储器和光学存储器等)上实施的计算机程序产品的形式。
本申请是参照根据本申请实施例的方法、设备(***)、和计算机程序产品的流程图和/或方框图来描述的。应理解可由计算机程序指令实现流程图和/或方框图中的每一流程和/或方框、以及流程图和/或方框图中的流程和/或方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式处理机或其他可编程数据处理设备的处理器以产生一个机器，使得通过计算机或其他可编程数据处理设备的处理器执行的指令产生用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。
这些计算机程序指令也可存储在能引导计算机或其他可编程数据处理设备以特定方式工作的计算机可读存储器中，使得存储在该计算机可读存储器中的指令产生包括指令装置的制造品，该指令装置实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能。
这些计算机程序指令也可装载到计算机或其他可编程数据处理设备上，使得在计算机或其他可编程设备上执行一系列操作步骤以产生计算机实现的处理，从而在计算机或其他可编程设备上执行的指令提供用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的步骤。
显然，本领域的技术人员可以对本申请进行各种改动和变型而不脱离本申请的精神和范围。这样，倘若本申请的这些修改和变型属于本申请权利要求及其等同技术的范围之内，则本申请也意图包含这些改动和变型在内。

Claims (10)

1.一种防止SADA电弧放电对卫星造成损伤的方法，其特征在于，包括：
接收在轨卫星发送的遥测参数，根据所述遥测参数以及预设的调整策略计算太阳帆板跟踪太阳方向上的偏置角度，所述偏置角度表征所述太阳帆板与初始跟踪太阳方向之间存在偏置；
根据所述偏置角度生成控制指令，并将所述控制指令发送给在轨卫星，以使得所述在轨卫星基于所述控制指令调整所述太阳帆板跟踪太阳方向的初始角度。
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述预设的调整策略，包括：
满足在轨卫星全年太阳帆板功率余量的最小值不小于预设功耗余量；
满足偏置角度不大于36° ；
若累计误差为超前的SADA选择下限偏置，若累计误差为滞后的SADA选择上限偏置。
3.如权利要求2所述的方法，其特征在于，根据所述遥测参数以及预设的调整策略计算太阳帆板跟踪太阳方向上的偏置角度，包括：
根据所述遥测参数计算全年太阳帆板功率余量，其中，所述遥测参数包括北太阳帆板电流、南太阳帆板电流、充电调节模块输入电流、母线负载电流、母线电压以及电源控制单元损耗；
根据所述全年太阳帆板功率余量以及所述预设的调整策略确定所述偏置角度。
4.如权利要求3所述的方法，其特征在于，根据所述遥测参数计算全年太阳帆板功率余量，包括：
通过如下公式计算全年中每天太阳帆板功率余量：
Figure DEST_PATH_IMAGE001
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE002
表示所述全年中每天太阳帆板功率余量；
Figure DEST_PATH_IMAGE003
述北太阳帆板电流；
Figure DEST_PATH_IMAGE004
表示所述南太阳帆板电流；
Figure DEST_PATH_IMAGE005
表示所述充电调节模块输入电流；
Figure DEST_PATH_IMAGE006
为所述母线负载电流；
Figure DEST_PATH_IMAGE007
表示所述母线电压；
Figure DEST_PATH_IMAGE008
表示所述电源控制单元损耗。
5.如权利要求4所述的方法，其特征在于，根据所述全年太阳帆板功率余量以及所述预设的调整策略确定所述偏置角度，包括：
从所述全年太阳帆板功率余量中确定出全年中太阳帆板功率余量最小的一天，并从所述遥测参数中确定出所述最小的一天所对应的第一遥测参数；
根据所述第一遥测参数中充电调节模块输入电流、母线负载电流以及母线电压计算得到卫星实际功率消耗，将所述卫星实际功率消耗与所述预设功耗余量作和得到卫星功率消耗；
根据所述第一遥测参数中北太阳帆板电流以及南太阳帆板电流计算得到太阳帆板输出功率， 并根据所述卫星功率消耗以及所述太阳帆板输出功率计算得到所述偏置角度。
6.如权利要求5所述的方法，其特征在于，根据所述卫星功率消耗以及所述太阳帆板输出功率计算得到所述偏置角度，包括：
通过下式确定所述偏置角度：
Figure DEST_PATH_IMAGE009
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE010
表示所述偏置角度；
Figure DEST_PATH_IMAGE011
表示所述功率消耗；
Figure DEST_PATH_IMAGE012
表示所述太阳帆板输出功率。
7.如权利要求1-6任一项所述的方法，其特征在于，所述偏置角度的取值范围为（19°，29°）。
8.一种防止SADA电弧放电对卫星造成损伤的装置，其特征在于，包括：
计算单元，用于接收在轨卫星发送的遥测参数，根据所述遥测参数以及预设的调整策略计算太阳帆板跟踪太阳方向上的偏置角度，所述偏置角度表征所述太阳帆板与初始跟踪太阳方向之间存在偏置；
调整单元，用于根据所述偏置角度生成控制指令，并将所述控制指令发送给在轨卫星，以使得所述在轨卫星基于所述控制指令调整所述太阳帆板跟踪太阳方向的初始角度。
9.如权利要求8所述的装置，其特征在于，所述预设的调整策略，包括：
满足在轨卫星全年太阳帆板功率余量的最小值不小于预设功耗余量；
满足偏置角度不大于36° ；
若累计误差为超前的SADA选择下限偏置，若累计误差为滞后的SADA选择上限偏置。
10.如权利要求8或9所述的装置，其特征在于，所述计算单元，具体用于：
根据所述遥测参数计算全年太阳帆板功率余量，其中，所述遥测参数包括北太阳帆板电流、南太阳帆板电流、充电调节模块输入电流、母线负载电流、母线电压以及电源控制单元损耗；
根据所述全年太阳帆板功率余量以及所述预设的调整策略确定所述偏置角度。
CN202011618524.9A 2020-12-31 2020-12-31 一种防止sada电弧放电对卫星造成损伤的方法及装置 Active CN112777003B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011618524.9A CN112777003B (zh) 2020-12-31 2020-12-31 一种防止sada电弧放电对卫星造成损伤的方法及装置

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011618524.9A CN112777003B (zh) 2020-12-31 2020-12-31 一种防止sada电弧放电对卫星造成损伤的方法及装置

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN112777003A CN112777003A (zh) 2021-05-11
CN112777003B true CN112777003B (zh) 2021-09-21

Family

ID=75754260

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202011618524.9A Active CN112777003B (zh) 2020-12-31 2020-12-31 一种防止sada电弧放电对卫星造成损伤的方法及装置

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN112777003B (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113485461B (zh) * 2021-07-02 2023-07-14 北京控制工程研究所 一种基于多分***协作的在轨帆板自适应调整方法和***

Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6177629B1 (en) * 1999-06-11 2001-01-23 Maxwell Technologies Spacecraft solar array charging control device
CN102548172A (zh) * 2011-12-19 2012-07-04 北京卫星环境工程研究所 星用太阳电池阵的静电放电防护处理方法
CN102540093A (zh) * 2011-12-19 2012-07-04 北京卫星环境工程研究所 航天用太阳电池阵二次电弧地面模拟试验装置及试验方法
CN105620794A (zh) * 2016-02-05 2016-06-01 上海微小卫星工程中心 一种可靠太阳帆板自主跟踪太阳控制方法
CN105819004A (zh) * 2016-04-21 2016-08-03 上海微小卫星工程中心 一种卫星的太阳翼控制方法、***及卫星
CN109696925A (zh) * 2018-12-24 2019-04-30 航天东方红卫星有限公司 一种控制太阳电池阵输出能量余量的闭环控制方法
CN110525696A (zh) * 2019-07-22 2019-12-03 中国空间技术研究院 一种减少环间压差的分阵与sada匹配优化方法
CN110555250A (zh) * 2019-08-20 2019-12-10 航天东方红卫星有限公司 一种非对日定向太阳电池阵最佳偏置角确定方法
CN111176313A (zh) * 2020-01-08 2020-05-19 中国人民解放军国防科技大学 倾斜轨道卫星单自由度太阳帆板对日定向控制方法
CN111792058A (zh) * 2020-06-28 2020-10-20 深圳航天东方红海特卫星有限公司 一种低倾角轨道单轴sada驱动太阳翼对日的方法与***

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5337981A (en) * 1991-11-27 1994-08-16 Hughes Aircraft Company Method and apparatus for compensating for solar torque transients on a satellite during a solar eclipse
US6248950B1 (en) * 1998-02-21 2001-06-19 Space Systems/Loral, Inc. Solar array augmented electrostatic discharge for spacecraft in geosynchronous earth orbit
DE60322393D1 (de) * 2003-10-21 2008-09-04 Astrium Gmbh Dynamisches Giersteuerungsverfahren für Raumfahrzeuge
EP1675187B8 (en) * 2004-12-22 2016-08-24 Thales Coating for prevention of electrostatic discharge within an equipment in a spatial environment
US7407137B2 (en) * 2005-05-06 2008-08-05 Honeywell International Inc. Dual voltage integrated power and attitude control system and method
EP2347958B1 (en) * 2008-11-12 2018-09-05 Kyushu Institute of Technology Device for suppressing sustained discharge on solar battery array
CN103594758B (zh) * 2013-10-31 2015-08-19 航天东方红卫星有限公司 一种星载蓄电池双区间自主温度控制方法
FR3013685B1 (fr) * 2013-11-25 2017-05-19 Astrium Sas Procede et dispositif de commande d'une phase d'acquisition du soleil par un engin spatial
JP6586658B2 (ja) * 2015-05-12 2019-10-09 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構 トルク発生システム、宇宙機の姿勢制御システム、宇宙機の相対位置・速度制御システム
FR3041816B1 (fr) * 2015-09-25 2017-10-20 Thales Sa Generateur solaire flexible muni d'une protection electrique contre des impacts d'objets celestes, engin spatial et satellite comportant au moins un tel generateur solaire
CN106533354A (zh) * 2016-12-05 2017-03-22 上海空间电源研究所 一种低轨道太阳电池电路
DE102017202751A1 (de) * 2017-02-21 2018-08-23 Airbus Defence and Space GmbH Raumfahrtsystem
FR3067520B1 (fr) * 2017-06-08 2019-07-26 Centre National D'etudes Spatiales Panneau solaire comportant une structure, au moins deux cellules photovoltaiques et une barriere
CN111409868B (zh) * 2020-03-10 2021-08-03 上海卫星工程研究所 气象卫星南北调头控制方法及***
CN111605726B (zh) * 2020-04-27 2021-10-01 哈尔滨工业大学 一种卫星太阳能帆板驱动装置用传能绕线器

Patent Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6177629B1 (en) * 1999-06-11 2001-01-23 Maxwell Technologies Spacecraft solar array charging control device
CN102548172A (zh) * 2011-12-19 2012-07-04 北京卫星环境工程研究所 星用太阳电池阵的静电放电防护处理方法
CN102540093A (zh) * 2011-12-19 2012-07-04 北京卫星环境工程研究所 航天用太阳电池阵二次电弧地面模拟试验装置及试验方法
CN105620794A (zh) * 2016-02-05 2016-06-01 上海微小卫星工程中心 一种可靠太阳帆板自主跟踪太阳控制方法
CN105819004A (zh) * 2016-04-21 2016-08-03 上海微小卫星工程中心 一种卫星的太阳翼控制方法、***及卫星
CN109696925A (zh) * 2018-12-24 2019-04-30 航天东方红卫星有限公司 一种控制太阳电池阵输出能量余量的闭环控制方法
CN110525696A (zh) * 2019-07-22 2019-12-03 中国空间技术研究院 一种减少环间压差的分阵与sada匹配优化方法
CN110555250A (zh) * 2019-08-20 2019-12-10 航天东方红卫星有限公司 一种非对日定向太阳电池阵最佳偏置角确定方法
CN111176313A (zh) * 2020-01-08 2020-05-19 中国人民解放军国防科技大学 倾斜轨道卫星单自由度太阳帆板对日定向控制方法
CN111792058A (zh) * 2020-06-28 2020-10-20 深圳航天东方红海特卫星有限公司 一种低倾角轨道单轴sada驱动太阳翼对日的方法与***

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
航天器供配电分***电弧短路故障及其防护;冯伟泉，韩国经，刘业楠，王志浩，徐炎林，于丹;《航天器工程》;20130415;第22卷(第2期);全文 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN112777003A (zh) 2021-05-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Guidotti et al. Thermally activated (“thermal”) battery technology: Part I: An overview
CN112777003B (zh) 一种防止sada电弧放电对卫星造成损伤的方法及装置
CN110785889B (zh) 电池组温度控制方法和装置
CN105594009B (zh) 具有内部相变材料的电池
CN109121447B (zh) 电源***、控制***以及电源***的电力控制方法
US9768642B2 (en) Auxiliary power system
JP2011055671A (ja) 分散型電源の制御方法
JP3051406B2 (ja) 電池の動作寿命の延ばされた宇宙船の給電方法
RU2572396C1 (ru) Способ управления автономной системой электропитания космического аппарата
WO2020053585A1 (en) Battery management
Herman et al. Life with a weak Heart; Prolonging the Grace Mission despite degraded Batteries
JP2017073961A (ja) 過充電および／または重放電を防止するバッテリシステム
US3615828A (en) Secondary power-producing cell
CN113202708B (zh) 一种离子电推进***在全寿命周期下的工作方法
CN108649288B (zh) 一种防止锂离子电池过充的方法
US20120025784A1 (en) Advanced Charge Balancing System for Lithium Batteries
US10239477B1 (en) Battery charge management for geosynchronous spacecraft
KR102419323B1 (ko) 배터리 보호기 및 이를 포함하는 배터리 팩
CN113991193B (zh) 一种二次电池及其制备方法
RU2350522C2 (ru) Способ ориентации солнечной батареи исз
US20170317639A1 (en) Circulation type space-based solar power system
Chasanah et al. Analysis of battery charging in the development of BMS for solar UAV application
US20230178771A1 (en) Apparatus and method for power supply using cooperation of fuel cell and energy storage
KR20190089990A (ko) 고온 리튬／금속 배터리 시스템
KR20200061029A (ko) 래치업 현상 해소가 가능한 배터리 팩

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant