CN110119536B - 一种深空探测器太阳电池系统设计方法 - Google Patents

Abstract

一种深空探测器太阳电池系统设计方法，步骤如下：一、初步确定太阳电池单体的选型，明确太阳电池系统的设计目标；二、计算太阳电池阵列的总面积S；三、确定太阳电池阵列功率调节范围；四、对太阳电池分阵的功率输出情况进行估算，按照太阳电池分阵工作顺序获得每一个太阳电池分阵的面积；五、确定太阳电池分阵工作时序及各太阳电池分阵的接入时机；六、将太阳电池阵列随飞行过程的功率输出P计算为随时间变化的函数；七，判断输出功率P是否在飞行过程中均满足P_L≤P≤P_H；步骤八，确定太阳电池单体串并联关系、相应功率控制模块的接口指标和电源控制设备的开关程序。本发明可以适用但不局限于距离太阳5.5AU范围以内的、可以采用太阳能的深空探测中。

Description

一种深空探测器太阳电池系统设计方法

技术领域

本发明涉及航天器能源系统，涉及一种太阳电池系统设计方法。

背景技术

以木星、小行星带为代表的深空探测，其光照条件具有低温、低光强的特点。随着大面积太阳翼及其展开机构、高效率太阳电池以及高效率功率控制技术的发展，使得太阳电池也可以应用于远距离深空探测，特别是木星以及木星轨道以里的探测器，通过大面积太阳电池阵列就可以获取任务需要的电功率。但由于向远离太阳的深空飞行的过程中，光强和温度均逐渐降低，太阳电池的输出会发生较大变化，主要表现在：1)太阳电池温度降低，由此带来单片电池的输出电压增加；2)太阳光强降低，可利用的太阳能随到太阳的距离显著减少，由此带来整个电池阵的发电功率减小。同理，当探测器在飞行过程中，向靠近太阳的方向飞行时，也会带来输出电压的降低和输出功率的显著增加。

因此，不同于光照条件变化不大的地球轨道和探月轨道，远距离深空探测面临飞行过程中太阳电池阵列输出性能的剧烈变化，以木星探测器为例，木星轨道附近太阳电池的输出仅为地球轨道的4％，输出电压增加了近一倍。太阳电池阵列输出的变化，给电源控制设备和功率传输线路的设计带来很大困难。采用现有的设计方法，在解决远距离深空探测器的能源系统需求时，会有如下问题和缺陷：1)如果按照地球轨道的输出特性设计，则抵达探测目标时，电源控制设备和电缆重量和性能指标都会存在很大余量，且控制效率下降；2)如果按照探测目标附近的输出特性进行设计，则在地球轨道会出现设备及线路无法承受太阳电池输出功率的情况。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，本发明提供一种深空探测器太阳电池系统设计方法，能够解决在地球轨道向远距离深空探测目标飞行过程中，由于太阳光照强度变化、空间环境温度变化，从而引起太阳电池输出的剧烈变化，由此引发太阳电池功率管理调节设备以及太阳电池阵列的设计难题。

本发明所采用的技术方案是：一种深空探测器太阳电池系统设计方法，包括步骤如下：

步骤一、初步确定太阳电池单体的选型，明确太阳电池系统的设计目标；太阳电池系统的设计目标包括探测目标附近的空间环境、探测器的功率需求和寿命；

步骤二、计算太阳电池阵列的总面积S；

步骤三、确定太阳电池阵列功率调节范围，要求太阳电池阵列的输出功率P满足P_L≤P≤P_H；其中，P_H为太阳电池阵列输出的最高功率；P_L为太阳电池阵列输出的最低功率；

步骤四、对太阳电池阵列工作距离范围进行初步确定，将探测器的飞行过程划分为d₀、d₁、……、d_n多个分界点，d₀为探测器起飞时刻的对日距离，d_n为探测器探测目标的对日距离；并对太阳电池分阵的功率输出情况进行逐一估算，按照太阳电池分阵工作顺序获得每一个太阳电池分阵的面积；n为正整数；

步骤五、根据步骤四得到太阳电池分阵数量n；将第1至n个太阳电池分阵通过功率控制模块依次与功率母线连接，确定太阳电池分阵工作时序及各太阳电池分阵的接入时机；

步骤六、根据步骤四和步骤五得到的太阳电池分阵以及太阳电池分阵的工作时序、飞行距离随时间的变化情况，建立函数d＝g(t)，其中，d为飞行时间t时刻对应的探测器对日距离；将太阳电池阵列随飞行过程的功率输出P计算为随时间变化的函数；

步骤七，判断输出功率P是否在飞行过程中均满足P_L≤P≤P_H的要求：

如果输出功率P满足P_L≤P≤P_H，则进入步骤八；如果输出功率P在任意阶段或时刻不满足P_L≤P≤P_H，进入步骤九；

步骤八，记录和保存太阳电池分阵的参数和工作时序，确定太阳电池分阵的太阳电池单体串并联关系、相应功率控制模块的接口指标和电源控制设备的开关程序；

步骤九，根据计算的输出功率P随时间的变化情况，返回步骤四重新估算太阳电池分阵的设计参数。

所述太阳电池阵列的总面积的计算公式如下：

其中，P_M为太阳电池阵列在探测任务过程中所需要的输出功率；R_D为探测器预计的对日距离；I_E为地球轨道的太阳光强常数；η_S为太阳电池光电转换效率；η_T为太阳电池功率调节效率；β_T为太阳电池温度因子；β_L为太阳电池寿命衰减因子；λ为太阳电池阵列布阵因子；A为设计余量参数。

所述步骤四的具体方法如下：

从第1个太阳电池分阵到第n个太阳电池分阵的功率输出及面积计算公式如下：

……

其中，f(d)为太阳电池分阵输出能力随距离d变化的函数，采用以下公式进行计算：

S₁、S₂……S_n分别为各太阳电池分阵的面积，P₁、P……P_n为各飞行阶段太阳电池阵列的输出功率，d为飞行过程中探测器与太阳的距离；β_T(d)、β_L(d)是随探测器距日距离变化的函数，

为第i个太阳电池分阵对应的功率调节效率；i＝1，2，3…n。

所述步骤五，确定太阳电池分阵工作时序及各太阳电池分阵的接入时机的具体方法如下：

在飞行过程初期，只有太阳电池分阵1接入了功率母线，其他太阳电池分阵均处于断开状态，后续第2至第n个太阳电池分阵的工作程序按照如下流程确定：

(1)当第i个太阳电池分阵的前序第1至i-1个太阳电池阵的总输出P_i-1＞P_L+δ时，第i个太阳电池分阵处于短路状态；其中，δ为过渡期功率余量，δ＞0；

(2)当前序第1至i-1太阳电池分阵的总功率输出P_i-1满足P_L＜P_i-1≤P_L+δ时，打开第i个太阳电池分阵的开关，并根据功率需求进行太阳电池阵的输出功率调节；

(3)当第i个太阳电池分阵及其前序太阳电池分阵的总输出P_i＞P_L+δ时，开启第i+1个太阳电池分阵，第1至i个太阳电池分阵分别由各自的功率控制模块调节为最大功率输出。

太阳电池分阵的串并联关系的确定方法如下：

根据步骤四计算出的太阳电池分阵i的面积S_i，太阳电池分阵的输出功率(P_i-P_i-1)和工作距离范围d_i-1～d_i，通过计算或者查表确定单体电池的输出工作点，第i个太阳电池分阵的串并联按照以下公式进行：

其中，N_s为电池串联数量，N_P为电池串联后并联电池串的数量，N_s和N_P向上取整；V_B为功率母线电压，V_D为线路压降，V_i为太阳电池在对日距离范围d_i-1～d_i的环境条件下的最佳工作点电池的最小电压，I_i为太阳电池在对日距离范围d_i-1～d_i的环境条件下的最佳工作点电池的最小电流。

功率控制模块的接口指标的确定方法如下：

在太阳电池分阵串并联关系确定后，查表或计算出太阳电池分阵i在开启工作至抵达探测目标过程中的实际输出电压变化和输出功率变化，将输出电压的最大值和输出功率的最大值作为功率控制模块的接口指标。

电源控制设备的开关程序的确定方法如下：

根据步骤五获得的太阳电池分阵工作时序，设定各太阳电池分阵的顺序开关程序；开关程序以探测器对日距离d作为判据，当抵达d_i-1时开启第i个太阳电池分阵，或以太阳电池阵的输入功率P作为判据，当P_i-1＞P_L+δ时，开启后序第i个太阳电池分阵。

所述步骤九的具体方法如下：确定开始不满足P_L≤P≤P_H的飞行阶段i，返回步骤四，对飞行阶段i及之后的阶段，重新调整飞行过程阶段的划分，并重新核算太阳电池分阵输出功率和太阳电池分阵面积。

所述功率控制模块包括太阳电池阵列开关和功率控制调节电路，太阳电池阵列开关用于太阳电池分阵的断开或接入，功率控制调节电路用于在接入后调节电池阵列分阵的输出功率。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明广域适用性。不同的太阳电池阵列分阵间采用了不同的设计，能够在不同飞行阶段中匹配不同的光照条件和温度环境，解决飞行过程的能源需求问题，与现有的技术相比，具有广域适用性。该太阳电池系统设计方法可以适用但不局限于距离太阳5.5AU(AU，天文单位，1AU为地球到太阳的距离，约为1.5亿公里)范围以内的、可以采用太阳能的深空探测中，能够适应其间太阳光照强度变化范围从2倍AM0～3％AM0、电池片温度200℃～-140℃的广域空间环境变化。

(2)本发明高效率。本发明采用对太阳电池阵列的细分设计和输出控制，解决太阳电池电压和功率剧烈变化而带来的能电池阵列控制效率的降低，使得长距离飞行过程和空间环境剧烈变化中，太阳电池始终维持在系统最优的输出状态。

(3)本发明设计得到的太阳电池阵列轻质量。本发明采用太阳电池阵列的开关控制，解决整器功率通路按照最大功率输出设计而带来的系统冗余过大、质量过重的问题，使得整器功率通路可以按照最优输出状态进行设计，而不是根据最大输出设计，从而减轻了系统总重量。

附图说明

图1为太阳电池阵列系统结构图；

图2为太阳电池阵列系统设计流程图；

图3为太阳电池阵列分阵示意图；

图4为太阳电池阵列分阵工作时序设计流程图；

图5为四分阵设计的太阳电池阵列系统的分阵工作时序图。

图6为四分阵设计的太阳电池阵列系统的功率输出计算结果图。

具体实施方式

结合附图和实施例对本发明进行说明。

按照本发明设计的太阳电池阵列系统如图1所示，包括了：太阳电池阵列、功率控制模块和功率母线三个部分组成，由n个太阳能功率调节模块分别对应连接n个太阳电池分阵。太阳电池阵列是发电设备，用于将各种光强和温度下的太阳光转化为电能；功率调节控制电路用于将太阳电池发出的电通过功率变换，形成可以被探测器使用的能源，并负责控制功率调节控制电路的工作状态；功率母线汇集不同太阳电池阵列的输出功率，并分配给探测器用电负载使用。

如图2的设计流程示意图所示，对本发明的设计方法进行进一步说明如下：

步骤一、根据单体的特性和任务情况，初步确定单体的选型，明确太阳电池系统的设计目标。太阳电池系统的设计目标包括探测目标附近的空间环境、探测器的功率需求和寿命。

步骤二、根据太阳电池的特性，如光电转化效率、随温度变化情况、随寿命变化情况、计划飞行距离和飞行过程等，根据探测目标附近空间环境情况，计算最终需要的太阳电池阵列的总面积，太阳电池阵列的总面积可以由以下公式确定：

其中，S为太阳电池阵列总面积，P_M为太阳电池阵列在探测任务过程中所需要的输出功率；R_D为探测器预计的对日距离；I_E为地球轨道的太阳光强常数1353W/m²；η_S为太阳电池光电转换效率；η_T为太阳电池功率调节效率；β_T为太阳电池温度因子；β_L为太阳电池寿命衰减因子；λ为太阳电池阵列布阵因子；A为设计余量参数。

步骤三、确定太阳电池阵列功率调节范围，P_L和P_H，要求设计过程中太阳电池阵列的输出功率能够满足P_L≤P≤P_H。其中P_H为太阳电池阵列输出的最高功率，决定了后端功率调节设备、母线和电缆的设计规模；P_L为太阳电池阵列输出的最低功率，需要高于飞行阶段探测器生存所需要的最低功耗P_F。一般，P_H＞P_L＞P_F＞0W。

步骤四、对电池阵列工作距离范围进行初步设计，将探测器的飞行过程划分为d₀、d₁……d_n多个分界点，将飞行过程划分为飞行阶段1、飞行阶段2、飞行阶段3…飞行阶段i…飞行阶段n，d₀为探测器起飞时刻的对日距离，地球起飞的探测器对日距离d₀为1AU，d_n为探测器探测目标的对日距离，如以木星为探测目标，d_n为5.5AU。并对太阳电池分阵的功率输出情况进行逐一估算，按照太阳电池分阵工作顺序获得每一个太阳电池分阵的面积。从第1个太阳电池分阵到第n个太阳电池分阵的设计方法如下：

……

其中，f(d)为太阳电池分阵输出能力随距离d变化的函数，可以采用以下公式进行计算：

其中，S₁、S₂……S_n为各太阳电池阵列分阵的面积，P₁、P₂……P_n为各阶段太阳电池阵列的输出功率，d为飞行过程中探测器距离太阳的距离。β_T(d)、β_L(d)是随探测器距日距离变化的函数。在近似计算中β_T(d)、β_L(d)可以采用常数，一般常数的取值为阶段最恶劣情况下的数值。

为第i个太阳电池分阵对应的功率调节效率，各个太阳电池分阵由于设计不同，调节效率也有所不同。i＝1，2，3…n；n为正整数；

步骤五、根据以上计算情况，得到n为太阳电池分阵数量；太阳电池分阵工作时序的设计，先是确定太阳电池分阵能做顺序，根据步骤四设计的太阳电池分阵从1至n依此接入，原则是确保太阳电池阵列的输出能够满足工作需要；太阳电池阵列的输出管理主要由图1中功率控制模块完成。某一个太阳电池分阵的功率控制模块示意图如图3所示。功率控制模块的主要执行机构是太阳电池阵列开关和功率控制调节电路，由太阳电池阵列开关负责太阳电池分阵的断开或接入，功率控制调节电路负责在接入后调节电池阵列分阵的输出功率。功率控制调节电路可以采取最大功率跟踪、顺序开关管等多种可以用于功率控制调节的电路拓扑。

确定了太阳电池分阵工作顺序之后，需要确定太阳电池分阵接入的时机，该时机是由飞行的对日距离决定。在飞行初期，只有太阳电池分阵1接入了母线，其他太阳电池分阵均处于断开状态。后续第2至n个太阳电池分阵的工作程序需要按照如图4所示流程确定：

(1)当第i个太阳电池分阵的前序1至i-1电池阵的总输出P_i-1＞P_L+δ时，太阳电池分阵i处于短路状态，太阳电池发出的电不接入功率母线，直接在太阳电池电路上耗散，其中δ为过渡期功率余量，δ＞0；

(2)当前序太阳电池分阵1至i-1的总输出P_L＜P_i-1≤P_L+δ时，打开太阳电池分阵i的开关，使得此太阳电池分阵i处于输出状态，并根据功率需求进行太阳电池阵的输出功率调节，P_L＜P_i-1≤P_L+δ为太阳电池分阵工作时序的开启时机；

(3)当第i个太阳电池分阵及其前序电池阵的总输出P_i＞P_L+δ时，开启后序太阳电池分阵i+1，第1至i个太阳电池分阵分别由各自的功率控制模块调节为最大功率输出。

图5给出了一个4太阳电池分阵设计的太阳电池阵列系统的分阵工作时序。

步骤六、根据步骤四和步骤五中设计的太阳电池分阵以及太阳电池分阵的工作时序，再根据飞行程序中飞行距离随时间的变化情况，建立函数d＝g(t)，其中d为飞行时间t时刻对应的探测器对日距离。按照步骤四中的公式，将太阳电池阵列随飞行过程的功率输出P计算为随时间变化的函数。图6给出了图5设计4太阳电池分阵太阳电池阵列系统的功率输出计算结果。

步骤七、判断输出功率P是否在飞行过程中均满足P_L≤P≤P_H的要求；

如果输出功率P能够满足P_L≤P≤P_H的要求，则进入步骤八；

如果输出功率P在任意阶段或时刻不能够满足P_L≤P≤P_H的要求，需要重新调整太阳电池分阵的设计，进入步骤九。

步骤八，记录和保存太阳电池分阵的参数和工作时序，对太阳电池分阵进行详细设计，包括太阳电池分阵的太阳电池单体串并联设计、相应功率控制模块的接口指标设计和电源控制设备的开关程序设计；

太阳电池分阵的串并联设计过程，是在步骤四计算出太阳电池分阵i的面积S_i，太阳电池分阵输出功率(P_i-P_i-1)和工作距离范围d_i-1～d_i的情况下，通过计算或者查表确定单体电池的输出工作点，第i个太阳电池分阵的串并联设计按照以下公式进行：

其中，N_s为电池串联数量，N_P为电池串联后并联电池串的数量，N_s和N_P需要向上取整。V_B为功率母线电压，V_D为线路压降，V_i为太阳电池在对日距离范围d_i-1～d_i的环境条件下的最佳工作点电池的最小电压，I_i为太阳电池在对日距离范围d_i-1～d_i的环境条件下的最佳工作点电池的最小电流；

功率控制模块的接口指标设计，是在太阳电池分阵串并联设计的基础上，结合单体电池的性能，查表或计算出太阳电池分阵i在开启工作至抵达探测目标过程中的实际输出电压变化和输出功率变化，输出电压的最大值和输出功率的最大值作为功率控制模块的接口指标。

电源控制设备的开关程序设计，是根据太阳电池分阵的详细设计和步骤五获得的分阵工作时序，设定各太阳电池分阵的顺序开关程序；开关程序可以以探测器对日距离d作为判据，即当抵达d_i-1时开启第i个太阳电池分阵；也可以以太阳电池阵的输入功率P作为判据，即当P_i-1＞P_L+δ时，开启后序第i个太阳电池分阵。

步骤九，根据计算的输出功率P随时间的变化情况，返回步骤四重新估算太阳电池分阵的设计参数，具体方法如下：确定开始不满足P_L≤P≤P_H的飞行阶段i。i阶段之前的太阳电池分阵设计可以不做调整，i阶段及之后的阶段需要按照步骤四，重新调整太阳电池分阵的设计，包括调整飞行过程阶段划分，并重新核算太阳电池分阵输出功率和太阳电池分阵面积。

本发明未详细说明的内容属于本领域技术人员公知常识。

Claims (8)

1.一种深空探测器太阳电池系统设计方法，其特征在于，包括步骤如下：

步骤一、初步确定太阳电池单体的选型，明确太阳电池系统的设计目标；太阳电池系统的设计目标包括探测目标附近的空间环境、探测器的功率需求和寿命；

步骤二、计算太阳电池阵列的总面积S；

步骤三、确定太阳电池阵列功率调节范围，要求太阳电池阵列的输出功率P满足P_L≤P≤P_H；其中，P_H为太阳电池阵列输出的最高功率；P_L为太阳电池阵列输出的最低功率；

步骤四、对太阳电池阵列工作距离范围进行初步确定，将探测器的飞行过程划分为d₀、d₁、……、d_n多个分界点，d₀为探测器起飞时刻的对日距离，d_n为探测器探测目标的对日距离；并对太阳电池分阵的功率输出情况进行逐一估算，按照太阳电池分阵工作顺序获得每一个太阳电池分阵的面积；n为正整数；

所述步骤四的具体方法如下：

从第1个太阳电池分阵到第n个太阳电池分阵的功率输出及面积计算公式如下：

其中，f(d)为太阳电池分阵输出能力随距离d变化的函数，采用以下公式进行计算：

S₁、S₂……S_n分别为各太阳电池分阵的面积，P₁、P……P_n为各飞行阶段太阳电池阵列的输出功率，d为飞行过程中探测器与太阳的距离；β_T(d)、β_L(d)是随探测器距日距离变化的函数，

为第i个太阳电池分阵对应的功率调节效率；i＝1，2，3…n；I_E为地球轨道的太阳光强常数；η_S为太阳电池光电转换效率；

步骤五、根据步骤四得到太阳电池分阵数量n；将第1至n个太阳电池分阵通过功率控制模块依次与功率母线连接，确定太阳电池分阵工作时序及各太阳电池分阵的接入时机；

步骤六、根据步骤四和步骤五得到的太阳电池分阵以及太阳电池分阵的工作时序、飞行距离随时间的变化情况，建立函数d＝g(t)，其中，d为飞行过程中探测器与太阳的距离，t为飞行时间；将太阳电池阵列随飞行过程的功率输出P计算为随时间变化的函数；

步骤七，判断输出功率P是否在飞行过程中均满足P_L≤P≤P_H的要求：

如果输出功率P满足P_L≤P≤P_H，则进入步骤八；如果输出功率P在任意阶段或时刻不满足P_L≤P≤P_H，进入步骤九；

步骤八，记录和保存太阳电池分阵的参数和工作时序，确定太阳电池分阵的太阳电池单体串并联关系、相应功率控制模块的接口指标和电源控制设备的开关程序；

步骤九，根据计算的输出功率P随时间的变化情况，返回步骤四重新估算太阳电池分阵的设计参数。

2.根据权利要求1所述的一种深空探测器太阳电池系统设计方法，其特征在于：所述太阳电池阵列的总面积的计算公式如下：

其中，P_M为太阳电池阵列在探测任务过程中所需要的输出功率；R_D为探测器预计的对日距离；I_E为地球轨道的太阳光强常数；η_S为太阳电池光电转换效率；η_T为太阳电池功率调节效率；β_T为太阳电池温度因子；β_L为太阳电池寿命衰减因子；λ为太阳电池阵列布阵因子；A为设计余量参数。

3.根据权利要求1所述的一种深空探测器太阳电池系统设计方法，其特征在于：所述步骤五，确定太阳电池分阵工作时序及各太阳电池分阵的接入时机的具体方法如下：

在飞行过程初期，只有太阳电池分阵1接入了功率母线，其他太阳电池分阵均处于断开状态，后续第2至第n个太阳电池分阵的工作程序按照如下流程确定：

(1)当第i个太阳电池分阵的前序第1至i-1个太阳电池阵的总输出P_i-1>P_L+δ时，第i个太阳电池分阵处于短路状态；其中，δ为过渡期功率余量，δ>0；

(2)当前序第1至i-1太阳电池分阵的总功率输出P_i-1满足P_L<P_i-1≤P_L+δ时，打开第i个太阳电池分阵的开关，并根据功率需求进行太阳电池阵的输出功率调节；

(3)当第i个太阳电池分阵及其前序太阳电池分阵的总输出P_i>P_L+δ时，开启第i+1个太阳电池分阵，第1至i个太阳电池分阵分别由各自的功率控制模块调节为最大功率输出。

4.根据权利要求3所述的一种深空探测器太阳电池系统设计方法，其特征在于：太阳电池分阵的串并联关系的确定方法如下：

根据步骤四计算出的太阳电池分阵i的面积S_i，太阳电池分阵的输出功率P_i-P_i-1和工作距离范围d_i-1～d_i，通过计算或者查表确定单体电池的输出工作点，第i个太阳电池分阵的串并联按照以下公式进行：

其中，N_s为电池串联数量，N_P为电池串联后并联电池的数量，N_s和N_P向上取整；V_B为功率母线电压，V_D为线路压降，V_i为太阳电池在对日距离范围d_i-1～d_i的环境条件下的最佳工作点电池的最小电压，I_i为太阳电池在对日距离范围d_i-1～d_i的环境条件下的最佳工作点电池的最小电流。

5.根据权利要求4所述的一种深空探测器太阳电池系统设计方法，其特征在于：功率控制模块的接口指标的确定方法如下：

在太阳电池分阵串并联关系确定后，查表或计算出太阳电池分阵i在开启工作至抵达探测目标过程中的实际输出电压变化和输出功率变化，将输出电压的最大值和输出功率的最大值作为功率控制模块的接口指标。

6.根据权利要求4或5所述的一种深空探测器太阳电池系统设计方法，其特征在于：电源控制设备的开关程序的确定方法如下：

根据步骤五获得的太阳电池分阵工作时序，设定各太阳电池分阵的顺序开关程序；开关程序以探测器对日距离d作为判据，当抵达d_i-1时开启第i个太阳电池分阵，或以太阳电池阵的输入功率P作为判据，当P_i-1>P_L+δ时，开启后序第i个太阳电池分阵。

7.根据权利要求6所述的一种深空探测器太阳电池系统设计方法，其特征在于：所述步骤九的具体方法如下：确定开始不满足P_L≤P≤P_H的飞行阶段i，返回步骤四，对飞行阶段i及之后的阶段，重新调整飞行过程阶段的划分，并重新核算太阳电池分阵输出功率和太阳电池分阵面积。

8.根据权利要求1所述的一种深空探测器太阳电池系统设计方法，其特征在于：所述功率控制模块包括太阳电池阵列开关和功率控制调节电路，太阳电池阵列开关用于太阳电池分阵的断开或接入，功率控制调节电路用于在接入后调节电池阵列分阵的输出功率。

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