CN109256839B - 一种非姿态稳定型航天器系统能源获取方法 - Google Patents

一种非姿态稳定型航天器系统能源获取方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种非姿态稳定型航天器系统能源获取方法，包括：当太阳电池阵的输出功率大于非姿态稳定型航天器系统的总需求，但小于或等于非姿态稳定型航天器系统的总需求加蓄电池组充电功率需求，则太阳电池阵为系统供电，同时将多余的功率为蓄电池组充电；当太阳电池阵的输出功率大于非姿态稳定型航天器系统的总需求和蓄电池组充电功率需求，则太阳电池阵分流后通过MPPT充电单元为系统供电、同时为蓄电池组充电；当太阳电池阵的输出功率小于非姿态稳定型航天器系统的总需求，关闭太阳电池阵的输入，并控制蓄电池组为系统供电。本发明利用最大功率点跟踪技术，实现了不同充电模式的切换，有效提升了非姿态稳定型航天器系统的能源供给能力。

Description

一种非姿态稳定型航天器系统能源获取方法
技术领域
本发明涉及航天器电源系统设计领域，尤其涉及一种非姿态稳定型航天器系统能源获取方法。
背景技术
近半个世纪以来，航天技术在世界范围内取得了突飞猛进的发展，已经广泛应用到国民经济、军事活动、科学研究和社会生活的众多部门。随着我国航天飞行器研制技术不断提高，对航天器的可靠性、高适应性、小型化不断提出新的要求。
以往各国每一次火箭发射后，随着一级火箭、二级火箭以及整流罩的脱落并返回地面，火箭末子级会随它的有效载荷一同进入轨道，并长期在太空中占据宝贵的轨道资源，对在轨空间飞行器造成安全威胁，是目前体量最大的太空垃圾。利用运载火箭末子级留轨阶段搭载测量系统，将原本的火箭末子级改造成低成本的科学实验和通信平台，实现变废为宝，这在国内外均有成功的案例。
传统的航天器，姿态可控，通过控制航天器太阳能帆板对日定向稳定地获取能源。然而对于火箭末子级来说，在空间中其姿态是在不断自旋并伴随一定章动，能源系统面临着巨大的考验。为了适应翻转姿态，需要研究非姿态稳定型航天器系统能源获取方法，设计具有容错技术的能源系统，满足末子级能源使用需求。
最大功率点跟踪(MPPT,Maximum Power Point Tracking)技术通过控制太阳电池阵的输出电压使其工作在最大功率点附近，实现太阳电池阵的最大功率输出，可以使太阳电池阵在不同寿命阶段及各种环境条件下都能输出最大功率，满足航天器的灵活机动、频繁大电流充电等方面需求，可以减小太阳电池阵的面积和蓄电池组的放电深度，减轻电源的结构重量，延长蓄电池组的使用寿命。
研究一种非姿态稳定型航天器系统能源获取方法，同时应用提高转换效率的MPPT技术，提高太阳能电池阵所产生的能量的利用率，应用于火箭末子级，以确保火箭末子级在姿态不稳定、光照无法保证情况下的能源供给，成为本领域技术人员亟待解决的问题。
发明内容
本发明的目的在于提供一种非姿态稳定型航天器系统能源获取方法，以解决上述技术背景中提出的问题。
为实现上述目的，本发明采用以下技术方案：
一种非姿态稳定型航天器系统能源获取方法，包括：
判断太阳电池阵的电压条件，是否符合条件1)太阳电池阵的输出功率大于非姿态稳定型航天器系统的总需求，但小于或等于所述非姿态稳定型航天器系统的总需求加蓄电池组充电功率需求；或是否符合条件2)太阳电池阵的输出功率大于所述非姿态稳定型航天器系统的总需求和蓄电池组充电功率需求；或是否符合条件3)太阳电池阵的输出功率小于所述非姿态稳定型航天器系统的总需求；
当符合条件1)，则电源控制器通过对MPPT充电单元的控制来驱动所述太阳电池阵为所述非姿态稳定型航天器系统供电，同时，将多余的功率为所述蓄电池组充电；
当符合条件2)，则所述电源控制器控制所述太阳电池阵通过充电分流调节模块进行分流，然后再通过MPPT充电单元为所述非姿态稳定型航天器系统供电、同时为所述蓄电池组充电；
当符合条件3)，所述电源控制器关闭所述太阳电池阵的输入，并控制所述蓄电池组为所述非姿态稳定型航天器系统供电；
所述太阳电池阵的输入关闭后，若经过一定延时，所述太阳电池阵的电压条件符合条件1)或者2)，则所述电源控制器再次开启所述太阳电池阵的输入。
优选地，所述MPPT充电单元的输入端与所述太阳电池阵的正向电源信号输出端电连接，所述MPPT充电单元的输出端同时连接所述蓄电池组的正极和所述非姿态稳定型航天器系统的正向电源信号输入端；所述蓄电池组的负极接地；所述太阳电池阵的负向电源信号输出端同时连接所述非姿态稳定型航天器系统的负向电源信号输入端和地。
优选地，当所述蓄电池组的电压在预设范围内，且有所述太阳电池阵输入时，所述太阳电池阵为所述蓄电池组充电的充电电路导通，开启蓄电池组充电过程；
当所述蓄电池组的电压在预设范围内，且无所述太阳电池阵输入时，所述太阳电池阵为所述蓄电池组充电的充电电路截止，放电开关导通，所述蓄电池组向所述非姿态稳定型航天器系统放电。
更优选地，所述蓄电池组充电过程包括：
周期性地检测所述太阳电池阵的输出电压值、所述太阳电池阵的输出电流值、所述蓄电池组的充电电压值和所述蓄电池组的充电电流值；
将当前所述蓄电池组的充电电压值，通过与用户设置的限定值进行对比，从而选择不同的充电模式：
第一阶段：当所述蓄电池组的充电电压值小于或等于用户设置的限定值的下限，采用涓流充电模式对电量过低的所述蓄电池组进行预充电；
第二阶段：当所述蓄电池组的充电电压值，大于用户设置的限定值的下限，且小于或者等于用户设置的限定值的上限，采用恒流充电模式对所述蓄电池组进行充电；
第三阶段：当所述蓄电池组的充电电压值大于用户设置的限定值的上限，采用恒压充电模式对所述蓄电池组进行充电；所述恒压充电模式达到预设充电时间时，所述蓄电池充电过程停止。
进一步地，所述蓄电池组充电过程还包括：
当所述蓄电池组的充电电流值大于设定电流时，所述电源控制器控制所述充电分流调节模块分流部分所述太阳电池阵的电流，以减小所述蓄电池组的充电电流值。
进一步地，所述蓄电池组充电过程还包括：
当所述蓄电池组的充电电压值大于设定的过压保护电压，所述蓄电池组过充，则所述太阳电池阵为所述蓄电池组充电的充电电路截止，所述蓄电池组充电过程关闭；所述电源控制器控制所述充电分流调节模块分流全部的所述太阳电池阵的电流，以实现所述蓄电池组的过压保护。
进一步地，所述蓄电池组充电过程还包括：
当所述蓄电池组的充电电压值小于设定的欠压保护电压，所述蓄电池组过放，则断开所述放电开关，所述放电开关位于连接所述蓄电池组的正极及所述非姿态稳定型航天器系统的直流母线上，所述蓄电池组向所述非姿态稳定型航天器系统放电终止。
优选地，所述一种非姿态稳定型航天器系统能源获取方法，还包括：
在阴影区或者光照不足以提供电能时，由所述蓄电池组和外接的一次电源为所述非姿态稳定型航天器系统提供电能补给。
优选地，所述电源控制器还包括电压分配单元；所述电压分配单元的输入端通过直流母线与所述MPPT充电单元电连接，所述电压分配单元的输出端与所述非姿态稳定型航天器系统电连接；所述电压分配单元将所述MPPT充电单元的输出电压变换成所述非姿态稳定型航天器系统所需的电压。
更优选地，所述电压分配单元包括至少一个DC-DC变换器。
进一步地，所述电压分配单元包括三个并联的DC-DC变换器。
进一步地，所述DC-DC变换器采用主备冗余设计。
进一步地，所述DC-DC变换器为所述非姿态稳定型航天器系统供电的供电通道上设置有智能非姿态稳定型航天器系统开关。
优选地，所述太阳电池阵包括体装太阳电池板和外置太阳电池板；
所述体装太阳电池板装设于非姿态稳定型航天器的测量单元上；
所述外置太阳电池板铺设于所述非姿态稳定型航天器的外表面；
所述体装太阳电池板与所述外置太阳电池板并联后与所述电源控制器电连接。
优选地，所述太阳电池阵选用三结砷化镓太阳能电池片，所述三结砷化镓太阳能电池片的转换效率不小于25％。
优选地，所述蓄电池组装设于非姿态稳定型航天器的测量单元上，所述蓄电池组包括至少两个蓄电池，相邻两个蓄电池之间两两并联；所述蓄电池组的电极与所述电源控制器电连接。
更优选地，所述蓄电池采用18650锂电池，单节标称容量2600Ah。
与现有技术相比，本发明的技术方案具有以下有益效果：
1)利用最大功率点跟踪(MPPT)技术，实现了不同充电模式的切换，有效提升了充电效率及蓄电池组的使用寿命，提升了非姿态稳定型航天器系统的能源供给能力；
2)创新性地在火箭末子级贴装大量三结砷化镓太阳能电池片，使大功率设备的搭载成为可能。
附图说明
构成本申请的一部分附图用来提供对本申请的进一步理解，本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，并不构成对本申请的不当限定。在附图中：
图1是本发明优选实施例的一种非姿态稳定型航天器系统能源获取方法流程图；
图2是本发明优选实施例的火箭末子级上太阳能电池阵布列主视图示意图；
图3是本发明优选实施例的火箭末子级上太阳能电池阵布列俯视图示意图；
图4是本发明优选实施例的一种非姿态稳定型航天器系统的能源系统结构示意图；
图5是本发明优选实施例的蓄电池组充电过程流程图。
图例说明：
1、测量单元；2、体装太阳电池板；3、外置太阳电池板；4、蓄电池组；5、MPPT充电单元；6、非姿态稳定型航天器系统。
具体实施方式
本发明提供一种非姿态稳定型航天器系统能源获取方法，为使本发明的目的、技术方案及效果更加清楚、明确，以下参照附图并举实例对本发明进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
需要说明的是，本发明的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序，应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换。此外，术语“包括”和“具有”以及它们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含，例如，包含了一系列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或设备不必限于清楚地列出的那些步骤或单元，而是可包括没有清楚地列出的或对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或单元。
实施例一：
图1是本发明优选实施例的非姿态稳定型航天器系统能源获取方法流程图。
如图1所示，一种非姿态稳定型航天器系统能源获取方法，包括：
判断太阳电池阵的电压条件，是否符合条件1)太阳电池阵的输出功率大于非姿态稳定型航天器系统的总需求，但小于或等于所述非姿态稳定型航天器系统的总需求加蓄电池组充电功率需求；或是否符合条件2)太阳电池阵的输出功率大于非姿态稳定型航天器系统的总需求和蓄电池组充电功率需求；或是否符合条件3)太阳电池阵的输出功率小于所述非姿态稳定型航天器系统的总需求。
当符合条件1)，则电源控制器通过对MPPT充电单元的控制来驱动所述太阳电池阵为所述非姿态稳定型航天器系统供电，同时，将多余的功率为所述蓄电池组充电。
当符合条件2)，则所述电源控制器控制所述太阳电池阵通过充电分流调节模块进行分流，然后再通过MPPT充电单元为所述非姿态稳定型航天器系统供电、同时为所述蓄电池组充电。
当符合条件3)，所述电源控制器关闭所述太阳电池阵的输入，并控制所述蓄电池组为所述非姿态稳定型航天器系统供电。
所述太阳电池阵的输入关闭后，若经过一定延时，所述太阳电池阵的电压条件符合条件1)或者2)，则所述电源控制器再次开启所述太阳电池阵的输入。
此外，由于姿态不确定，所述太阳电池阵在阴影区或者光照不足以提供电能时，为了保证非姿态稳定型航天器系统能较长时间地正常工作，由所述蓄电池组和所述一次电源为所述非姿态稳定型航天器系统提供电能补给。一旦所述太阳电池阵的光照条件恢复良好，将恢复能源供电。
在一种优选的实施例中，所述一种非姿态稳定型航天器系统能源获取方法应用于火箭末子级，以确保火箭末子级上搭载的应用系统在姿态不稳定、光照无法保证情况下的能源供给。其中，所述非姿态稳定型航天器即火箭末子级。
图2是本发明优选实施例的火箭末子级上太阳能电池阵布列主视图示意图；图3是本发明优选实施例的火箭末子级上太阳能电池阵布列俯视图示意图。
如图2和图3所示，所述太阳电池阵包括体装太阳电池板2和外置太阳电池板3。所述体装太阳电池板2装设于火箭末子级的测量单元1上；所述外置太阳电池板3铺设于所述火箭末子级的外表面。所述体装太阳电池板2与所述外置太阳电池板3并联后与所述电源控制器电连接。
其中，所述体装太阳电池板2和所述外置太阳电池板3主要由转换效率不小于25％的三结砷化镓太阳能电池片和柔性印刷电路基板连接组成；三结砷化镓太阳能电池片使用胶合剂粘结在柔性印刷电路基板上，每块三结砷化镓太阳能电池片的正、负极端直接焊接在柔性印刷电路基板的焊点上。本实施例中，火箭末子级布列了大量三结砷化镓太阳能电池片，新增面积达1728*11平方厘米，使大功率设备的搭载成为可能。
所述蓄电池组4装设于火箭末子级的测量单元1上，所述蓄电池组4包括至少两个蓄电池，相邻两个蓄电池之间两两并联；所述蓄电池组4的电极与所述电源控制器电连接。本实施例中，所述蓄电池采用18650锂电池，单节标称容量2600Ah。
图4是本发明优选实施例的一种非姿态稳定型航天器系统的能源系统结构示意图。
如图4所示，所述MPPT充电单元5的输入端与所述太阳电池阵的正向电源信号输出端电连接，所述MPPT充电单元5的输出端同时连接所述蓄电池组4的正极和所述非姿态稳定型航天器系统6的正向电源信号输入端；所述蓄电池组4的负极接地；所述太阳电池阵的负向电源信号输出端同时连接所述非姿态稳定型航天器系统6的负向电源信号输入端和地。
在一种优选的实施例中，所述MPPT充电单元5的输出端与所述非姿态稳定型航天器系统6电连接的直流母线上串联一电压分配单元(图中未示出)。所述电压分配单元将所述MPPT充电单元5的输出电压变换成所述非姿态稳定型航天器系统6所需的电压。所述电压分配电路包括至少一个DC-DC变换器。DC-DC变换器是将原直流电通过调整其占空比来控制输出的有效电压的大小，从而输出满足所述非姿态稳定型航天器系统6要求的电压。在本实施例中，所述DC-DC变换器包括并联的3.3V变换器、1.2V变换器和5V变换器，所述3.3V变换器、所述1.2V变换器和所述5V变换器的输入端并联，连接至所述直流母线的输出端，所述3.3V变换器、所述1.2V变换器和所述5V变换器的输出端将所述直流母线的电压分别转化到+3.3V、+1.2V和+5V电压为所述非姿态稳定型航天器系统6供电。同时，所述DC-DC变换器为所述非姿态稳定型航天器系统6供电的各个供电通道上设置有智能非姿态稳定型航天器系统开关，防止各供电通道过流或短路，保障能源获取的安全性。另外，每一类所述DC-DC变换器采用主备冗余设计，提高了系统可靠性。
当所述蓄电池组4的电压在预设范围内，且有所述太阳电池阵输入时，所述太阳电池阵为所述蓄电池组4充电的充电电路导通，开启蓄电池组充电过程；当所述蓄电池组4的电压在预设范围内，且无所述太阳电池阵输入时，所述太阳电池阵为所述蓄电池组4充电的充电电路截止，放电开关导通，所述蓄电池组4向所述非姿态稳定型航天器系统6放电。
图5是本发明优选实施例的蓄电池组充电过程流程图。
如图5所示，所述蓄电池组充电过程包括：
周期性地检测所述太阳电池阵的输出电压值、所述太阳电池阵的输出电流值、所述蓄电池组4的充电电压值和所述蓄电池组4的充电电流值。
将当前所述蓄电池组4的充电电压值，通过与用户设置的限定值进行对比，从而选择不同的充电模式：
第一阶段：当所述蓄电池组4的充电电压值小于或等于用户设置的限定值的下限，采用涓流充电模式对电量过低的所述蓄电池组4进行预充电。
第二阶段：当所述蓄电池组4的充电电压值，大于用户设置的限定值的下限，且小于或者等于用户设置的限定值的上限，采用恒流充电模式对所述蓄电池组4进行充电。
第三阶段：当所述蓄电池组4的充电电压值大于用户设置的限定值的上限，采用恒压充电模式对所述蓄电池组4进行充电；所述恒压充电模式达到预设充电时间时，所述蓄电池充电过程停止。
此外，所述蓄电池组充电过程还包括有：
当所述蓄电池组4的充电电流值大于设定电流时，所述电源控制器控制所述充电分流调节模块分流部分所述太阳电池阵的电流，以减小所述蓄电池组4的充电电流值。
当所述蓄电池组4的充电电压值大于设定的过压保护电压，所述蓄电池组4过充，则所述太阳电池阵为所述蓄电池组4充电的充电电路截止，所述蓄电池组充电过程关闭；所述电源控制器控制所述充电分流调节模块分流全部的所述太阳电池阵的电流，以实现所述蓄电池组4的过压保护。
当所述蓄电池组4的充电电压值小于设定的欠压保护电压，所述蓄电池组4过放，则断开所述放电开关，所述放电开关位于连接所述蓄电池组4的正极及所述非姿态稳定型航天器系统6的直流母线上，所述蓄电池组4向所述非姿态稳定型航天器系统6放电终止。
实施例二：
本实施例采用是德科技E4360型电源模拟太阳电池阵，两并两串的同型号18650电池作为蓄电池组。模拟太阳电池阵设置参数如表1。
表1模拟太阳能电池阵设置参数
最大功率点电压(V) 11.75
最大功率点功率(W) 14.55
选用18650电池，电池参数和状态如表2。
表2电池参数和状态
标称电压(V) 3.7
最大充电电压(V) 4.2
标称容量(mAh) 2600
电池2串2并初始电压(V) 7.25
不同充电模式的限定值设置，如表3。
表3不同充电模式下的限定值参数
涓流阶段电压范围(V) 2.85-5.71
涓流阶段电流(A) 0.5
全恒定电流阶段电压范围(V) 5.71-7.99
全恒定电流阶段电流(A) 2
恒定电压阶段电压(V) 8.15
测试结果如表4所示。其中，VIN为模拟太阳电池阵的输出电压，IIN为其输出电流，VBAT为蓄电池组的电压，IOUT为所述MPPT充电单元的输出电流。
表4测试结果
Figure BDA0001850734270000101
在光照期太阳电池供电时，先满足母线功率需求，多余能量给蓄电池组充电。为了防止蓄电池组在轨飞行期间过充电，采用恒流－恒压充电方式。
在充电开始阶段，由于蓄电池组的初始电压为7.25V，电源控制器识别为恒流充电阶段，用不超过2A的大电流为蓄电池组充电，充电电流为所述太阳电池阵的输出电流与所述非姿态稳定型航天器系统的输入电流之差。70分钟后，蓄电池组的电压超过全恒定电流阶段7.99V的电压限值，转入恒压充电阶段，恒压充电过程中，所述MPPT充电单元的输出电流渐渐自动下降，最终当该电流达到某一预定的很小电流时可以停止充电。在恒流充电阶段，模拟太阳电池阵的输出电压一直保持在最大功率点11.75V/14.55W附近振荡，实现了基于扰动观测法的最大功率点跟踪；在恒压充电阶段，由于所述非姿态稳定型航天器系统的功率不足，模拟太阳电池阵输出电压偏离最大功率点。充电过程中，设计的MPPT充电单元的充电效率基本保持在90％以上，损耗在可接受范围。
综上所述，本发明通过创新性地在非姿态稳定型航天器的外表面贴装大量三结砷化镓太阳能电池片，并利用最大功率点跟踪(MPPT)技术方法设计电源控制器，让大功率设备的使用成为可能，实现了不同充电模式的切换，有效提升了充电效率及蓄电池组的使用寿命，提升了非姿态稳定型航天器系统的能源供给能力。
以上对本发明的具体实施例进行了详细描述，但其只是作为范例，本发明并不限制于以上描述的具体实施例。对于本领域技术人员而言，任何对本发明进行的等同修改和替代也都在本发明的范畴之中。因此，在不脱离本发明的精神和范围下所作的均等变换和修改，都应涵盖在本发明的范围内。

Claims (8)

1.一种非姿态稳定型航天器系统能源获取方法，其特征在于，包括：
判断太阳电池阵的电压条件，是否符合条件1）太阳电池阵的输出功率大于非姿态稳定型航天器系统的总需求，但小于或等于所述非姿态稳定型航天器系统的总需求加蓄电池组充电功率需求；或是否符合条件2）太阳电池阵的输出功率大于所述非姿态稳定型航天器系统的总需求和蓄电池组充电功率需求；或是否符合条件3）太阳电池阵的输出功率小于所述非姿态稳定型航天器系统的总需求；
当符合条件1），则电源控制器通过对MPPT充电单元的控制来驱动所述太阳电池阵为所述非姿态稳定型航天器系统供电，同时，将多余的功率为所述蓄电池组充电；
当符合条件2），则所述电源控制器控制所述太阳电池阵通过充电分流调节模块进行分流，然后再通过MPPT充电单元为所述非姿态稳定型航天器系统供电、同时为所述蓄电池组充电；
当符合条件3），所述电源控制器关闭所述太阳电池阵的输入，并控制所述蓄电池组为所述非姿态稳定型航天器系统供电；
所述太阳电池阵的输入关闭后，若经过一定延时，所述太阳电池阵的电压条件符合条件1）或者2），则所述电源控制器再次开启所述太阳电池阵的输入；
其中，所述非姿态稳定型航天器即火箭末子级，所述太阳电池阵包括体装太阳电池板和外置太阳电池板，所述体装太阳电池板装设于火箭末子级的测量单元上，所述外置太阳电池板铺设于火箭末子级的外表面，所述体装太阳电池板与所述外置太阳电池板并联后与所述电源控制器电连接；所述蓄电池组装设于火箭末子级的测量单元上，所述蓄电池组的电极与所述电源控制器电连接；
其中，所述蓄电池组充电过程包括：
周期性地检测所述太阳电池阵的输出电压值、所述太阳电池阵的输出电流值、所述蓄电池组的充电电压值和所述蓄电池组的充电电流值；
将当前所述蓄电池组的充电电压值，所述电源控制器通过与用户设置的限定值进行对比，从而选择不同的充电模式：
第一阶段：当所述蓄电池组的充电电压值小于或等于用户设置的限定值的下限，所述电源控制器采用涓流充电模式对电量过低的所述蓄电池组进行预充电；
第二阶段：当所述蓄电池组的充电电压值，大于用户设置的限定值的下限，且小于或者等于用户设置的限定值的上限，所述电源控制器采用恒流充电模式对所述蓄电池组进行充电；
第三阶段：当所述蓄电池组的充电电压值大于用户设置的限定值的上限，采用恒压充电模式对所述蓄电池组进行充电；所述恒压充电模式达到预设充电时间时，所述蓄电池组充电过程停止。
2.根据权利要求1所述的一种非姿态稳定型航天器系统能源获取方法，其特征在于：所述MPPT充电单元的输入端与所述太阳电池阵的正向电源信号输出端电连接，所述MPPT充电单元的输出端同时连接所述蓄电池组的正极和所述非姿态稳定型航天器系统的正向电源信号输入端；所述蓄电池组的负极接地；所述太阳电池阵的负向电源信号输出端同时连接所述非姿态稳定型航天器系统的负向电源信号输入端和地。
3.根据权利要求1所述的一种非姿态稳定型航天器系统能源获取方法，其特征在于：
当所述蓄电池组的电压在预设范围内，且有所述太阳电池阵输入时，所述太阳电池阵为所述蓄电池组充电的充电电路导通，开启蓄电池组充电过程；
当所述蓄电池组的电压在预设范围内，且无所述太阳电池阵输入时，所述太阳电池阵为所述蓄电池组充电的充电电路截止，放电开关导通，所述蓄电池组向所述非姿态稳定型航天器系统放电。
4.根据权利要求1所述的一种非姿态稳定型航天器系统能源获取方法，其特征在于，所述蓄电池组充电过程还包括：
当所述蓄电池组的充电电流值大于设定电流时，所述电源控制器控制所述充电分流调节模块分流部分所述太阳电池阵的电流，以减小所述蓄电池组的充电电流值。
5.根据权利要求1所述的一种非姿态稳定型航天器系统能源获取方法，其特征在于，所述蓄电池组充电过程还包括：
当所述蓄电池组的充电电压值大于设定的过压保护电压，所述蓄电池组过充，则所述太阳电池阵为所述蓄电池组充电的充电电路截止，所述蓄电池组充电过程关闭；所述电源控制器控制所述充电分流调节模块分流全部的所述太阳电池阵的电流，以实现所述蓄电池组的过压保护。
6.根据权利要求1所述的一种非姿态稳定型航天器系统能源获取方法，其特征在于，所述蓄电池组充电过程还包括：
当所述蓄电池组的充电电压值小于设定的欠压保护电压，所述蓄电池组过放，则断开放电开关，所述放电开关位于连接所述蓄电池组的正极及所述非姿态稳定型航天器系统的直流母线上，所述蓄电池组向所述非姿态稳定型航天器系统放电终止。
7.根据权利要求1所述的一种非姿态稳定型航天器系统能源获取方法，其特征在于，所述一种非姿态稳定型航天器系统能源获取方法还包括：
在阴影区或者光照不足以提供电能时，由所述蓄电池组和外接的一次电源为所述非姿态稳定型航天器系统提供电能补给。
8.根据权利要求1所述的一种非姿态稳定型航天器系统能源获取方法，其特征在于，所述电源控制器还包括电压分配单元；所述电压分配单元的输入端通过直流母线与所述MPPT充电单元电连接，所述电压分配单元的输出端与所述非姿态稳定型航天器系统电连接；所述电压分配单元将所述MPPT充电单元的输出电压变换成所述非姿态稳定型航天器系统所需的电压。
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