CN103217908B - 探月飞行器动态功率平衡分析系统 - Google Patents

Abstract

本发明涉及探月飞行器动态功率平衡分析系统，属于探月飞行器技术领域。本发明实现从仿真开始到仿真结束全过程的能量流分析过程，动态的显示整个飞行过程中功率平衡相关信息情况；本发明用过程曲线、图形显示、数字列表显示等多种方式呈现全方位的功率平衡信息；本发明具备飞行程序修改功能，用户可以很简便的注入新的飞行程序，解决了不同飞行程序的适应性问题；本发明建立了系统模型库，其参数输出可拟合实际飞行器的遥测参数，得到准确度较高的分析结果。

Description

探月飞行器动态功率平衡分析系统

技术领域

本发明涉及探月飞行器动态功率平衡分析系统，属于探月飞行器技术领域。

背景技术

探月飞行器对重量的要求较为苛刻且光照条件不稳定，飞行过程中往往需要进行多次变轨机动，导致飞行器能源情况相对紧张。因此飞行器飞行过程中能量流的动态显示与预示需求迫切，这种情况下以往的手工计算完全不能满足飞行器总体设计研制的要求。

因此，适应复杂工作模式计算的探月飞行器动态功率平衡分析系统的开发是非常必要的。

发明内容

本发明的目的是为了解决现有技术中存在的上述局限性，提出探月飞行器动态功率平衡分析系统。

本发明的目的是通过以下技术方案实现的。

本发明的探月飞行器动态功率平衡分析系统，该系统包括轨道模块、太阳电池阵模块、负载模块、电池组模块、控制器模块和显示模块；该系统可以实现探月飞行器在飞行各个阶段（包括主动飞行段、地月转移飞行段、环月飞行段、动力下降飞行段及月面工作段）动态、直观的显示与能源相关参数的变化过程，并能适应飞行程序的各种调整，完成飞行器功率平衡分析；该系统通过以下步骤实现：

1）通过任务分析，确定飞行器能源系统的仿真结构；

2）按照模块化设计理念，进行能源系统功能分配；

3）确定每个模型的输入项和输出项；

4）根据实际状态，进行模型设计；

5）按照测试结果，对模型进行迭代设计；

6）根据确定的最终模型，进行功率平衡计算并对计算结果进行直观的输出。

本发明的系统实现的详细步骤为：

1、通过任务分析，确定能源系统的仿真结构

根据任务要求，设计方法应能反映飞行器能源系统的拓扑结构，具备与真星状态一致的仿真功能，能够仿真飞行器的电压、电流、电源状态、电池组充放电过程、放电深度、荷电状态、剩余工作时间等参数的变化过程。

动态功率平衡分析系统由轨道模块、太阳电池阵模块、负载模块、电池组模块、控制器模块和显示模块。

轨道模块实现飞行器全周期太阳电池阵光照角度的计算，并将光照角度传递至控制器模块。

太阳电池阵模块实现全周期飞行器太阳电池阵输出功率的计算，并将输出功率传递至控制器模块。

负载模块全周期飞行器的负载功率计算并将得出的功率传给控制器模块。

电池组模块实现全周期飞行器电池组电压的计算。

控制器模块负责为轨道模块、太阳电池阵模块、负载模块、电池组模块、显示模块进行参数配置，结合能源系统拓扑结构进行电池组充放电特性的计算，模块计算结果为轨道模块、太阳电池阵模块、电池组模块、负载模块提供输入，并采集各模块的输出，计算后向显示模块输出。

显示模块可以直接调用仿真结果，为用户提供输入、输出界面。

2、确定各个模块之间的输入输出关系

根据系统组成确定各个模块之间的输入输出关系。

轨道模块：

输入项为系统配置参数，参见表1；

输出项为太阳帆板法线与光照矢量的夹角。

太阳电池阵模块：

输入项为太阳帆板法线与光照矢量的夹角；

输出项为太阳电池阵的输出功率值。

负载模块：

输入项为飞行时刻；

输出项为输入时刻的负载功率。

电池组模块：

输入项为电池组充放电功率；

输出项为电池组电压、电池组荷电状态与电池组放电深度。

控制器模块：

输入项为太阳电池阵帆板法线与太阳光照矢量的夹角、太阳电池阵的输出功率值、负载功率、电池组电压、电池组荷电状态与电池组放电深度；

输出项为电池组的充放电功率。

显示模块：

输入项为飞行时间、太阳电池阵输出功率、负载功率、电池组电压、充放电电流、放电深度、充放电容量、电池组剩余工作时间；

输出项为以输入项为来源的曲线、图形、数字列表等。

3、进行模型设计

1）轨道模块

对于探月飞行器而言，在主动段太阳电池阵展开前无输出功率，入射角度不考虑；在地月转移段太阳电池阵展开后会对日定向，入射角度为0°，收太阳电池阵阶段入射角度为90°；在环月段，光照期太阳电池阵对日定向，入射角度为0°，地影期，太阳电池阵入射角度为90°；

月面工作段，为确保模块能够在较长时间内具备较高精度，采用如下算法计算月表太阳光照角度：

a.时间的计算（采用儒略日和儒略世纪）

b.太阳及月球位置计算

c.月球地心视黄经黄纬向日心视黄经黄纬转换

d.计算太阳在月球上的直射经纬度

e.着陆点光照条件计算

计算太阳直射点位置相对月心的方向向量与着陆点位置相对月心的方向向量夹角，即可得到着陆点的太阳电池阵帆板法线与太阳光照矢量的夹角。

2）太阳电池阵模块

太阳电池阵模块根据地面试验时太阳电池阵帆板法线与太阳光照矢量的夹角0～90°变化时的实际输出功率，建立数据列表备查，通过控制器模块提供的太阳电池阵帆板法线与太阳光照矢量的夹角，查表计算出太阳电池阵的输出功率。

受自身温度、尺寸、寿命等因素的影响，太阳电池阵模型设计了衰降系数和计算结果修正值，可以根据在轨情况对输出结果进行优化。

3）负载模块

根据飞行器飞行程序定义的各飞行阶段的工作模式，统计各工作模式的功率，建立数据表备查。

负载模块根据输入的飞行阶段和飞行时刻，通过查表对应的工作模式来获得负载功率值。

4）电池组模块

电池组仿真模型要求能够真实反映电池组在轨工作充放电状态。由于锂电池采用恒流恒压充电方式，模型需要反应出在恒流段电池组电压随充电电流变化情况以及在恒压段电池组充电电流衰减情况。电池组模型采用了解析法进行建模，分为电池组放电模型、恒流充电模型和恒压充电模型。

电池组单体放电模型：

锂离子电池组单体的放电模型如下所示：

$E=E_0-K\·\frac{Q}{Q-Q_{\mathrm{disch}\arg e}}\·i_{\mathrm{mean}}-K\·\frac{Q}{Q-Q_{\mathrm{disch}\arg e}}\·Q_{\mathrm{disch}\arg e}-A\·e^{-B\·Q_{\mathrm{disch}\arg e}}$

E0——单体初始电压

K——电池组单体内阻，根据选用电池组单体的参数设定；

A——指数点电压；

B——容量指数点电压；

i_mean——放电电流；

Q——电池组最大容量

Q_discharge——电池组单体放电容量

由给定的电池组内阻、指数点电压、指数点容量、电池组单体最大容量等参数，即可根据放电电流和放电电量计算出电池组单体电压。

电池组单体充电模型：

锂离子电池组采用先恒流后恒压充电方式，因此将充电模型分为恒流充电模型和恒压充电模型。在恒流段，电池组电压随着充电进行不断上升；在恒压阶段，保持电池组电压恒定，充电电流呈指数衰减。

a）恒流充电阶段

锂离子电池组单体的充电模型如下所示。

$E=E_0-K\·\frac{Q}{Q_{\mathrm{ch}\arg e}+0.8\·Q}\·i-K\·\frac{Q}{Q-Q_{\mathrm{ch}\arg e}}\·Q_{\mathrm{ch}\arg e}-A\·e^{-B\·Q_{\mathrm{ch}\arg e}}$

i——充电电流；

由上式可得到电池电压和充电电流及充电容量的关系。

b）恒压充电阶段

恒压段锂离子电池组单体的充电模型如下所示。

$i=\frac{(E-E0)(Q_{\mathrm{ch}\arg e}+0.8\·Q)}{\mathrm{QK}}-\frac{Q_{\mathrm{ch}\arg e}+0.8\·Q}{Q-Q_{\mathrm{ch}\arg e}}\text{\·}{Q}_{\mathrm{ch}\arg e}+\frac{Q_{\mathrm{ch}\arg e}+0.8\·Q}{\mathrm{QK}}A\·e^{-B\·Q_{\mathrm{ch}\arg e}}$

恒压段，电池电压保持恒定不变，充电电流按照上式所示变化。

得到单体充放电模型后，可根据电池组的串并联组和，计算出整组电池的充放电模型。

5）控制器模块

控制器模块使用的算法如下：

太阳电池阵可用功率：

P_in=P_solar·η

其中：

P_in——太阳电池阵实际可用功率；

P_solar——太阳电池阵模块输出功率；

η——功率裕度，η₁：月面工作前功率裕度；η₂：月面工作功率裕度。

电池组充放电功率：

P_battery=P_load-P_in

其中：

P_battery——电池组需提供的功率；

P_load——负载模块输出的功率；

P_in——太阳电池阵实际可用功率。

P_discharge=P_battery/η_discharge  （P_load≥P_in）其中：

P_discharge——电池组实际放电功率；

η_discharge——电池组放电效率。

P_charge=P_battery·η_charge

其中：

P_charge——电池组实际充电功率；

η_charge——电池组充电效率。

计算充放电电量：

Q_discharge=∫i_dischargedt

Q_charge=∫i_chargedt

其中：

Q_discharge——放电电量

Q_charge——充电电量

dt——计算步长

电池组剩余工作时间：

DOD=Q_discharge/Q_rate

t_discharge=(1-DOD)·Q_rate/i_discharge

其中：

DOD——电池组的放电深度

Q_discharge——电池组放电电量

Q_rate——电池组额定容量

t_discharge——电池组剩余工作时间

6）显示模块

显示模块为用户提供输入输出界面。

本发明的系统主要特点有动态性、直观性、灵活性和准确性：

有益效果：

1)动态：传统功率平衡分析系统只能根据输入条件相应的给用户一个输出，得到的只是最终的结果，没有分析的过程，本发明可以实现从分析开始到分析结束全过程的能量流分析过程，动态显示飞行过程功率平衡相关信息情况；

2)直观：传统功率平衡分析系统呈现给用户的只是数字信息，本发明可以用过程曲线、图形显示、数字列表显示等多种方式向呈现全方位的功率平衡信息；

3)灵活：传统功率平衡分析系统难以适应飞行程序的变化，使用上有许多不便之处，本发明配置了飞行程序修改的功能，可以很简便的注入新的飞行程序，解决了不同飞行程序的适应性问题；

4)准确：传统功率平衡分析系统在计算过程中采取了大量的近似，并没有建立系统工作模型，这种计算方法难以得出精细化的评估结果；本发明系统模型库，其输出可拟合实际飞行器的情况，可得到准确度较高的分析结果。

具体实施方式

下面对本发明作进一步说明。

实施例

1.通过任务分析，确定能源系统的仿真结构

本发明根据任务要求，设计能反映能源系统拓扑结构的分析系统。飞行器能源系统由太阳电池阵-控制器-电池组的结构组成，本发明确定分析系统由太阳电池阵模块、电池组模块、轨道模块、负载模块、控制器模块和显示模块组成；

其中，轨道模块用于实现飞行器全周期太阳电池阵光照角度的计算，并将光照角度传递至控制器模块；

太阳阵模块用于实现全周期飞行器太阳电池阵输出功率的计算，并将输出功率传递至控制器模块；

负载模块接收输入的飞行阶段和飞行时刻，计算该时刻飞行器的负载功率，并将计算得出的功率传给控制器模块；

电池组模块实现飞行器全周期电池组电压的计算；

控制器模块负责为轨道模块、太阳电池阵模块、电池组模块、负载模块进行参数配置，配置项详见表1，结合能源系统拓扑结构进行电池组充放电特性的计算，模块计算结果为轨道模块、太阳电池阵模块、电池组模块、负载模块提供输入，并采集各模块的输出，计算后向显示模块输出；

显示模块直接调用仿真结果，为用户提供输入、输出界面及仿真结果的保存，其中输出界面包括图形界面、曲线界面、数字列表界面。

表1配置参数

显示模块可以直接调用仿真结果，为用户提供输入界面、输出界面及仿真结果的保存，其中输出界面包括图形界面、曲线界面、数字列表界面；

2.确定各个模块之间的输入输出关系

根据系统组成确定各个模块之间的输入输出关系。

轨道模块：

输入项为工作模式参数、工作时间、月面着陆点的经纬度和月面工作时间；

输出项为太阳电池阵帆板法线与太阳光照矢量的夹角。

太阳电池阵模块：

输入项太阳帆板法线与光照矢量的夹角；

输出项为太阳电池阵的输出功率值。

负载模块：

输入项为飞行时刻；

输出项为输入时刻的负载功率。

电池组模块：

输入项为电池组充放电功率；

输出项为电池组电压、电池组荷电状态与电池组放电深度。

控制器模块：

输入项为太阳电池阵帆板法线与太阳光照矢量的夹角、太阳电池阵的输出功率值、负载功率、电池组电压、电池组荷电状态与电池组放电深度；

输出项为电池组的充放电功率。

显示模块：

输入项为飞行时间、太阳电池阵输出功率、负载功率、电池组电压、充放电电流、放电深度、充放电容量、电池组剩余工作时间；

输出项为以输入项为来源的曲线、图形、数字列表。

3.进行模型设计

1)轨道模块

对于探月飞行器而言，在主动段太阳电池阵展开前无输出功率，入射角度不考虑；在地月转移段太阳电池阵展开后会对日定向，入射角度为0°，收太阳电池阵阶段入射角度为90°；在环月段，光照期太阳电池阵对日定向，入射角度为0°，地影期，太阳电池阵入射角度为90°。

月面工作段，为确保模块能够在较长时间内具备较高精度，采用如下算法计算太阳电池阵帆板法线与光照矢量的夹角：

a.时间的计算（采用儒略日和儒略世纪）

b.太阳及月球位置计算

c.月球地心视黄经黄纬向日心视黄经黄纬转换

d.计算太阳在月球上的直射经纬度

e.着陆点光照条件计算

计算太阳直射点位置相对月心的方向向量与着陆点位置相对月心的方向向量夹角，即可得到着陆点的太阳光照角。

2)太阳电池阵模块

太阳电池阵模块根据地面试验时太阳电池阵帆板法线与太阳光照矢量的夹角0～90°变化时的实际输出功率，建立数据列表备查，通过控制器模块提供的太阳电池阵帆板法线与太阳光照矢量的夹角，查表计算出太阳电池阵的输出功率。

受自身温度、尺寸、寿命等因素的影响，太阳电池阵模型设计了衰降系数和计算结果修正值，可以根据在轨情况对输出结果进行优化。

即：

P_solar=K_orbit·P_ground+B_orbit

P_solar——太阳电池阵模块输出功率；

K_orbit——在轨衰降系数

P_ground——输出功率查表值

B_orbit——修正值

3)负载模块

根据飞行器飞行程序定义的各飞行阶段的工作模式，统计各工作模式的功率，建立数据表备查。

负载模块根据输入的飞行阶段和飞行时刻，通过查表对应的工作模式来获得负载功率值。

4)电池组模块

电池组模块要求能够真实反映电池组在轨工作充放电状态。由于锂电池采用恒流恒压充电方式，模型需要反映出在恒流段电池组电压随充电电流变化情况以及在恒压段电池组充电电流衰减情况。电池组模型采用了解析法进行建模，分为电池组放电模型、恒流充电模型和恒压充电模型。

电池组单体放电模型

锂离子电池组单体的放电模型如下所示。

$E=E_0-K\·\frac{Q}{Q-Q_{\mathrm{disch}\arg e}}\·i_{\mathrm{mean}}-K\·\frac{Q}{Q-Q_{\mathrm{disch}\arg e}}\·Q_{\mathrm{disch}\arg e}-A\·e^{-B\·Q_{\mathrm{disch}\arg e}}$

E——锂离子电池组单体的实时电压

E0——单体初始电压

K——电池组单体内阻，根据选用电池组单体的参数设定；

A——指数点电压；

B——容量指数点电压；

i_mean——放电电流；

Q——电池组最大容量

Q_discharge——电池组单体放电容量

由给定电池组内阻、指数点电压、指数点容量、电池组单体最大容量参数，即可根据放电电流和放电电量计算出电池组单体电压。

电池组单体充电模型

锂离子电池组采用先恒流后恒压充电方式，因此将充电模型分为恒流充电模型和恒压充电模型。在恒流段，电池组电压随着充电进行不断上升；在恒压阶段，保持电池组电压恒定，充电电流呈指数衰减。

a）恒流充电阶段

锂离子电池组单体的充电模型如下所示。

$E=E_0-K\·\frac{Q}{Q_{\mathrm{ch}\arg e}+0.8\·Q}\·i-K\·\frac{Q}{Q-Q_{\mathrm{ch}\arg e}}\·Q_{\mathrm{ch}\arg e}-A\·e^{-B\·Q_{\mathrm{ch}\arg e}}$

其中，i——充电电流；

Q_charge——电池组单体充电容量

在恒流段，根据电池组单体参数，即可得到电池组电压和充电电流及充电容量的关系。

b）恒压充电阶段

恒压段锂离子电池组单体的充电模型如下所示。

$i=\frac{(E-E0)(Q_{\mathrm{ch}\arg e}+0.8\·Q)}{\mathrm{QK}}-\frac{Q_{\mathrm{ch}\arg e}+0.8\·Q}{Q-Q_{\mathrm{ch}\arg e}}\text{\·}{Q}_{\mathrm{ch}\arg e}+\frac{Q_{\mathrm{ch}\arg e}+0.8\·Q}{\mathrm{QK}}A\·e^{-B\·Q_{\mathrm{ch}\arg e}}$

恒流段，电池电压保持恒定不变，充电电流按照上式所示变化。

得到单体充放电模型后，即可根据电池组的串并联组和，计算出整组电池的充放电模型。

5)控制器模块

控制器模块使用的算法如下：

太阳电池阵可用功率

P_in=P_solar·η

其中：

P_in——太阳电池阵实际可用功率；

P_solar——太阳电池阵输出功率；

η——功率裕度，η₁：月面工作前功率裕度；η₂：月面工作功率裕度。

电池组充放电功率

P_battery=P_load-P_in

其中：

P_battery——电池组需提供的功率；

P_load——负载模块输出的功率；

P_in——太阳电池阵实际可用功率。

P_discharge=P_battery/η_discharge（P_load≥P_in）

其中：

P_discharge——电池组实际放电功率；

η_discharge——电池组放电效率。

P_charge=P_battery·η_charge

其中：

P_charge——电池组实际充电功率；

η_charge——电池组充电效率。

计算充放电电量

Q_discharge=∫i_dischargedt

Q_charge=∫i_chargedt

其中：

Q_discharge——放电电量

Q_charge——充电电量

dt——仿真步长

电池组剩余工作时间

DOD=Q_discharge/Q_rate

t_discharge=(1-DOD)·Q_rate/i_discharge

其中：

DOD——电池组的放电深度

Q_discharge——电池组放电电量

Q_rate——电池组额定容量

t_discharge——电池组可用的放电时间

6)显示模块

显示模块为用户提供输入界面，具体包括配置文件的保存、载入、另存，配置参数的输入、保存，工作模式的选择，仿真参数的选择；为用户提供输出界面，具体包括对飞行时间、电池组参数的数字显示、电池组容量的动态显示、各仿真参数的曲线动态显示、各仿真的参数的数据列表显示；为用户提供仿真结果的保存功能，具体包括能量平衡分析报表的保存、能量平衡分析数据列表的保存。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (8)

1.探月飞行器动态功率平衡分析系统，其特征在于：该系统包括轨道模块、太阳电池阵模块、负载模块、电池组模块、控制器模块和显示模块；

其中，轨道模块用于实现飞行器全周期太阳电池阵光照角度的计算，并将光照角度传递至控制器模块，轨道模块中的配置参数为发射时间、月面工作起始时间、降落点经度、降落点纬度和入射角修正量；

太阳电池阵模块用于实现全周期飞行器太阳电池阵输出功率的计算，并将输出功率传递至控制器模块；

负载模块接收输入的飞行阶段和飞行时刻，计算该时刻飞行器的负载功率，并将计算得出的功率传给控制器模块；

电池组模块实现飞行器全周期电池组电压的计算；

控制器模块负责为轨道模块、太阳电池阵模块、电池组模块、负载模块进行参数配置，结合能源系统拓扑结构进行电池组充放电特性的计算，模块计算结果为轨道模块、太阳电池阵模块、电池组模块、负载模块提供输入，并采集各模块的输出，计算后向显示模块输出；

显示模块直接调用仿真结果，为用户提供输入、输出界面及仿真结果的保存，其中输出界面包括图形界面、曲线界面、数字列表界面；

轨道模块的输入项为工作模式参数、工作时间、月面着陆点的经纬度和月面工作时间；输出项为太阳电池阵帆板法线与太阳光照矢量的夹角。

2.根据权利要求1所述的探月飞行器动态功率平衡分析系统，其特征在于：太阳电池阵模块的输入项为太阳电池阵帆板法线与光照矢量的夹角；输出项为太阳电池阵的输出功率值，太阳电池阵模块的配置参数为衰减系数、太阳电池阵面积、转换效率、电池阵工作温度和修正值。

3.根据权利要求1所述的探月飞行器动态功率平衡分析系统，其特征在于：负载模块的输入项为飞行时刻；输出项为输入时刻的负载功率。

4.根据权利要求1所述的探月飞行器动态功率平衡分析系统，其特征在于：电池组模块的输入项为电池组充放电功率；输出项为电池组电压、电池组荷电状态与电池组放电深度，电池组模块的配置参数为单体串联数、单体并联数、单体初始电压、单体额定容量、单体额定电压、初始放电深度和电池组工作温度。

5.根据权利要求1所述的探月飞行器动态功率平衡分析系统，其特征在于：控制器模块的输入项为太阳电池阵帆板法线与太阳光照矢量的夹角、太阳电池阵的输出功率值、负载功率、电池组电压、电池组荷电状态与电池组放电深度；输出项为电池组的充放电功率，控制模块的配置参数为母线电压、充电效率、放电效率、最大充电功率、初期考虑月尘时的功率裕度、月面工作考虑月尘的功率裕度、射前转内电时间、主动段无光照时间和地月转移段无光照时间。

6.根据权利要求1所述的探月飞行器动态功率平衡分析系统，其特征在于：显示模块的输入项为飞行时间、太阳电池阵输出功率、负载功率、电池组电压、充放电电流、放电深度、充放电容量、电池组剩余工作时间；输出项为以输入项为来源的曲线、图形、数字列表。

7.根据权利要求1所述的探月飞行器动态功率平衡分析系统，其特征在于：电池组模型采用解析法进行建模，分为电池组放电模型、恒流充电模型和恒压充电模型；

电池组单体放电模型：

锂离子电池组单体的放电模型如下所示：

$E=E_0-K\·\frac{Q}{Q-Q_{\mathrm{disch}\arg e}}\·i_{\mathrm{mean}}-K\·\frac{Q}{Q-Q_{\mathrm{disch}\arg e}}\·Q_{\mathrm{disch}\arg e}-{A\·e}^{-B\·Q_{\mathrm{disch}\arg e}}$

E₀——单体初始电压；

K——电池组单体内阻，根据选用电池组单体的参数设定；

A——指数点电压；

B——指数点容量；

i_mean——放电电流；

Q——电池组最大容量；

Q_discharge——电池组单体放电容量；

Q_charge为电池组单体充电容量；

由给定的电池组内阻、指数点电压、指数点容量、电池组单体最大容量参数以及放电电流和放电电量计算出电池组单体电压；

电池组单体充电模型：

锂离子电池组采用先恒流后恒压充电方式，因此将充电模型分为恒流充电模型和恒压充电模型；在恒流段，电池组电压随着充电进行不断上升；在恒压阶段，保持电池组电压恒定，充电电流呈指数衰减；

(a)恒流充电阶段

锂离子电池组单体的充电模型如下所示；

$E=E_0-K\·\frac{Q}{Q_{\mathrm{ch}\arg e}+0.8\·Q}\·i-K\·\frac{Q}{Q-Q_{\mathrm{ch}\arg e}}\·Q_{\mathrm{ch}\arg e}-{A\·e}^{-B\·Q_{\mathrm{ch}\arg e}}$

在恒流段，根据电池组单体参数，得到电池组电压、充电电流及充电容量的关系；

i——充电电流；

(b)恒压充电阶段

恒压段锂离子电池组单体的充电模型如下所示；

$i=\frac{(E-E_0)(Q_{\mathrm{ch}\arg e}+0.8\·Q)}{\mathrm{QK}}-\frac{Q_{\mathrm{ch}\arg e}+0.8\·Q}{Q-Q_{\mathrm{ch}\arg e}}\·Q_{\mathrm{ch}\arg e}+\frac{Q_{\mathrm{ch}\arg e}+0.8\·Q}{\mathrm{QK}}{A\·e}^{-B\·Q_{\mathrm{ch}\arg e}}$

恒流段，电池组电压保持恒定不变，充电电流按照上式所示变化；

电池组组充放电模型：

得到单体充放电模型后，根据电池组的串并联组和，计算出整组电池的充放电模型。

8.根据权利要求1所述的探月飞行器动态功率平衡分析系统，其特征在于：控制器模块使用的算法如下：

太阳电池阵可用功率：

P_in＝P_solar·η

其中：

P_in——太阳电池阵实际可用功率；

P_solar——太阳电池阵模块输出功率；

η——功率裕度；

电池组充放电功率：

P_battery＝P_load-P_in

其中：

P_battery——电池组需提供的功率；

P_load——负载模块输出的功率；

P_in——太阳电池阵实际可用功率；

P_discharge＝P_battery/η_discharge P_load≥P_in

其中：

P_discharge——电池组实际放电功率；

η_discharge——电池组放电效率；

P_charge＝P_battery·η_charge

其中：

P_charge——电池组实际充电功率；

η_charge——电池组充电效率；

计算充放电电量：

Q_discharge＝∫i_meandt

Q_charge＝∫idt

其中：

i_mean——放电电流；

i——充电电流；

Q_discharge——放电电量；

Q_charge——充电电量；

dt——仿真步长；

电池组剩余工作时间：

DOD＝Q_discharge/Q_rate

t_discharge＝(1-DOD)·Q_rate/i_mean

其中：

DOD——电池组的放电深度；

Q_discharge——电池组放电电量；

Q_rate——电池组组额定容量；

t_discharge——电池组剩余可用工作时间。