CN113098049B - 一种基于下垂控制的航天器电源系统 - Google Patents

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Abstract

本发明提供一种基于下垂控制的航天器电源系统，根据平台母线的输出电压的区间范围，也即负载所需的供电功率范围来决定不同能源——主动功率调节器、并网控制器、充电调节模块以及放电调节模块的对外部负载的供电优先级；同时，本发明所涉及的主动功率调节器、并网控制器、充电调节模块以及放电调节模块，均采用下垂法进行功率控制，且不同的功率调节器采用不同的下垂控制策略，与现有技术相比，本发明通过提出基于下垂控制的双母线航天器电源系统设计方法，解决了超大功率电源系统的功率控制方法难题，系统功率调节能力强，对各类负载的响应速度快，系统控制逻辑简单、可靠。

Description

一种基于下垂控制的航天器电源系统
技术领域
本发明属于航天器电源技术领域，尤其涉及一种基于下垂控制的航天器电源系统。
背景技术
在航天器电源系统中，一般由太阳电池阵通过光电效应发电，在光照期为航天器提供能源，并为蓄电池组充电；蓄电池组则在非光照期为航天器提供能源；当航天器短期功率需求大于太阳电池阵发电功率时，蓄电池组也会作为后备电源参与联合供电。随着航天器功率需求的不断增加，超大功率电源系统成为未来大功率航天器能源系统的发展趋势。传统的太阳电池阵统一布阵，统一MEA方式将无法适应超大功率需求，需要采用更灵活、更高效的电源控制技术。
发明内容
为解决现有的航天器电源系统功率等级不足、扩展性较差的问题，本发明提供一种基于下垂控制的航天器电源系统，功率调节能力强，对各类负载的响应速度快。
一种基于下垂控制的航天器电源系统，用于为连接于平台母线和脉冲母线之间的负载提供供电功率，所述航天器电源系统包括主动功率调节器、并网控制器、充电调节模块以及放电调节模块，同时，所述负载所需的供电功率不同时，由主动功率调节器、并网控制器、充电调节模块或者放电调节模块以下垂控制的方式控制所述航天器电源系统输出的供电功率大小；
其中，当负载所需的供电功率为零时，平台母线电压为最高值VH，此时，平台母线电压由主动功率调节器控制，当负载所需的供电功率逐渐增大，平台母线电压逐渐降低，主动功率调节器输出功率逐渐增大，当平台母线电压降低到设定值V7时，主动功率调节器输出功率达到最大值；
当负载所需的供电功率继续增大，平台母线电压继续降低至设定值V6时，平台母线电压由并网控制器控制，此时，并网控制器输出功率逐渐增大，主动功率调节器按最大功率模式进行输出，当平台母线电压继续降低至设定值V5时，并网控制器输出功率达到最大值；
当负载所需的供电功率继续增大，平台母线电压继续降低至设定值V4时，平台母线电压由充电调节模块控制，充电调节模块的输入功率逐渐减小，主动功率调节器和并网控制器按最大功率模式进行输出，当平台母线电压继续降低至设定值V3时，充电调节模块的输入功率为零；
当负载所需的供电功率继续增大，平台母线电压继续降低至设定值V2时，平台母线电压由放电调节模块控制，放电调节模块的输出功率逐渐增大，主动功率调节器和并网控制器按最大功率模式进行输出，当平台母线电压继续降低至设定值V1时，放电调节模块的输出功率达到最大值；
当负载所需的供电功率逐渐减小，平台母线电压从设定值V1逐渐增大时，平台母线电压由放电调节模块控制，放电调节模块的输出功率逐渐减小，主动功率调节器和并网控制器按最大功率模式进行输出，当平台母线电压增大到设定值V2时，放电调节模块的输出功率为零；
当负载所需的供电功率继续减小，平台母线电压继续增大至设定值V3时，平台母线电压由充电调节模块控制，充电调节模块的输入功率逐渐增大，主动功率调节器和并网控制器按最大功率模式进行输出，当平台母线电压增大到设定值V4时，充电调节模块的输入功率达到最大值；
当负载所需的供电功率继续减小，平台母线电压继续增大至设定值V5时，平台母线电压由并网控制器控制，主动功率调节器按最大功率模式进行输出，并网控制器输出功率逐渐减小，当平台母线电压增大至设定值V6时，并网控制器输出功率减小至零；
当负载所需的供电功率继续减小，平台母线电压继续增大至设定值V7时，平台母线电压由主动功率调节器控制，主动功率调节器输出功率逐渐减小，当平台母线电压增大至最高值VH时，主动功率调节器输出功率减小至零。
进一步地，一种基于下垂控制的航天器电源系统，还包括太阳能电池阵与蓄电池组；
所述太阳电池阵用于在航天器在轨光照期间接收太阳能，将太阳能转换为电能，再向主动功率调节器提供70V～120V的输出电压；
所述主动功率调节器用于根据平台母线电压的所处范围，采用不同的控制方式对太阳能电池阵提供的70V～120V的输出电压进行功率调节，以向平台母线提供403V～405V的输出电压，其中，当平台母线电压低于403V时，主动功率调节器采用MPPT控制方法对太阳能电池阵提供的70V～120V的输出电压进行功率调节；当平台母线电压在403V～405V时，主动功率调节器采用下垂控制的方式对太阳能电池阵提供的70V～120V的输出电压进行功率调节；
所述蓄电池组用于在航天器地影期间将储存的化学能转化为电能，再向脉冲母线提供245V～270V的输出电压；
所述放电调节模块用于将蓄电池组的电能以下垂控制的方式进行功率调节后输出至平台母线；
所述充电调节模块用于以下垂控制的方式进行功率调节，以逐渐减小平台母线对蓄电池组的充电功率；
所述并网控制器用于用于在平台母线电压处于401.7V～402.7V时，以下垂控制的方式进行功率调节，以向负载提供供电功率。
进一步地，所述最高值VH为405V，设定值V7为403V。
进一步地，所述设定值V6为402.7V，所述设定值V5为401.7V。
进一步地，所述设定值V4为401.4V，所述设定值V3为400.9V。
进一步地，所述设定值V2为400.6V，所述设定值V1为400.1V。
进一步地，可通过增加主动功率调节器、并网控制器、充电调节模块以及放电调节模块的数量实现平台母线输出功率的扩展。
进一步地，可通过增加并网控制器与蓄电池组的数量实现脉冲母线输出功率的扩展。
有益效果：
1、本发明提供一种基于下垂控制的航天器电源系统，根据平台母线的输出电压的区间范围，也即负载所需的供电功率范围来决定不同能源——主动功率调节器、并网控制器、充电调节模块以及放电调节模块的对外部负载的供电优先级；同时，本发明所涉及的主动功率调节器、并网控制器、充电调节模块以及放电调节模块，均采用下垂法进行功率控制，且不同的功率调节器采用不同的下垂控制策略，与现有技术相比，本发明通过提出基于下垂控制的双母线航天器电源系统设计方法，解决了超大功率电源系统的功率控制方法难题，系统功率调节能力强，对各类负载的响应速度快，系统控制逻辑简单、可靠。
2、本发明提供一种基于下垂控制的航天器电源系统，基础功率调节器的通用化程度高，系统功率扩展性强，可应用大功率SAR卫星，在轨可重构卫星平台、核动力航天器、大功率通信卫星等多种类型的空间任务，解决了超大功率航天器电源系统控制方法和功率扩展难题，实现了双母线电源输出。
附图说明
图1为本发明提供的一种基于下垂控制的航天器电源系统的原理框图；
图2为本发明提供的航天器电源系统的下垂控制曲线示意图。
具体实施方式
为了使本技术领域的人员更好地理解本申请方案，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。
如图1所示，一种基于下垂控制的航天器电源系统，用于为连接于平台母线和脉冲母线之间的负载提供供电功率，所述航天器电源系统包括主动功率调节器、并网控制器、充电调节模块、放电调节模块、太阳能电池阵以及蓄电池组；由此可见，本发明涉及的电源系统输出平台母线和脉冲母线共两条母线，且平台母线是电压源，脉冲母线是电流源，分别应用于平台负载和脉冲负载；平台母线由主动功率调节器、充电调节模块、放电调节模块和并网控制器并联形成，脉冲母线由蓄电池组和并网控制器并联形成。
所述太阳电池阵用于在航天器在轨光照期间接收太阳能，将太阳能转换为电能，再向主动功率调节器提供70V～120V的输出电压。
所述主动功率调节器用于根据平台母线电压的所处范围，采用不同的控制方式对太阳能电池阵提供的70V～120V的输出电压进行功率调节，以向平台母线提供403V～405V的输出电压，其中，当平台母线电压低于403V时，主动功率调节器采用MPPT控制方法对太阳能电池阵提供的70V～120V的输出电压进行功率调节；当平台母线电压在403V～405V时，主动功率调节器采用下垂控制的方式对太阳能电池阵提供的70V～120V的输出电压进行功率调节。
所述蓄电池组用于在航天器地影期间将储存的化学能转化为电能，再向脉冲母线提供245V～270V的输出电压，以此为航天器提供供电功率。
所述放电调节模块用于将蓄电池组的电能以下垂控制的方式进行功率调节后输出至平台母线；所述充电调节模块用于以下垂控制的方式进行功率调节，以逐渐减小平台母线对蓄电池组的充电功率；需要说明的是，充电调节模块一端连接蓄电池组，另外一端连接平台母线；放电调节模块一端连接蓄电池组，另外一端连接平台母线；充电调节器用于将平台母线的电能经过功率调节输出至蓄电池组，放电调节器用于将蓄电池组的电能经过功率调节输出至平台母线。
所述并网控制器用于用于在平台母线电压处于401.7V～402.7V时，以下垂控制的方式进行功率调节，以向负载提供供电功率。
也就是说，主动功率调节器采用下垂控制1和MPPT两种控制方法，在平台母线电压1处于403V～405V时，主动功率调节器处于下垂控制；在平台母线电压低于403V时，主动功率调节器处于MPPT控制；由放电调节模块和充电调节模块组成的充放电调节器采用下垂控制方法2，在平台母线电压处于400.0V～401.4V时，充放电调节器处于下垂控制；并网控制器采用下垂控制方法3，在平台母线电压处于401.7V～402.7V时，并网控制器处于下垂控制。
具体的，所述负载所需的供电功率不同时，由主动功率调节器、并网控制器、充电调节模块或者放电调节模块以下垂控制的方式控制所述航天器电源系统输出的供电功率大小，如表1所示：
表1
Figure BDA0002943874140000071
其中，当负载所需的供电功率为零时，平台母线电压为最高值VH＝405V，此时，平台母线电压由主动功率调节器控制，当负载所需的供电功率逐渐增大，平台母线电压逐渐降低，主动功率调节器输出功率逐渐增大，当平台母线电压降低到设定值V7＝403V时，主动功率调节器输出功率达到最大值。
当负载所需的供电功率继续增大，平台母线电压继续降低至设定值V6＝402.7时，平台母线电压由并网控制器控制，此时，并网控制器输出功率逐渐增大，主动功率调节器按最大功率模式进行输出，当平台母线电压继续降低至设定值V5＝401.7时，并网控制器输出功率达到最大值。
当负载所需的供电功率继续增大，平台母线电压继续降低至设定值V4＝401.4V时，平台母线电压由充电调节模块控制，充电调节模块的输入功率逐渐减小，主动功率调节器和并网控制器按最大功率模式进行输出，当平台母线电压继续降低至设定值V3＝400.9V时，充电调节模块的输入功率为零。
当负载所需的供电功率继续增大，平台母线电压继续降低至设定值V2＝400.6V时，平台母线电压由放电调节模块控制，放电调节模块的输出功率逐渐增大，主动功率调节器和并网控制器按最大功率模式进行输出，当平台母线电压继续降低至设定值V1＝400.0V时，放电调节模块的输出功率达到最大值。
当负载所需的供电功率逐渐减小，平台母线电压从设定值V1＝400.0V逐渐增大时，平台母线电压由放电调节模块控制，放电调节模块的输出功率逐渐减小，主动功率调节器和并网控制器按最大功率模式进行输出，当平台母线电压增大到设定值V2＝400.6V时，放电调节模块的输出功率为零。
当负载所需的供电功率继续减小，平台母线电压继续增大至设定值V3＝400.9V时，平台母线电压由充电调节模块控制，充电调节模块的输入功率逐渐增大，主动功率调节器和并网控制器按最大功率模式进行输出，当平台母线电压增大到设定值V4＝401.4V时，充电调节模块的输入功率达到最大值。
当负载所需的供电功率继续减小，平台母线电压继续增大至设定值V5＝401.7时，平台母线电压由并网控制器控制，主动功率调节器按最大功率模式进行输出，并网控制器输出功率逐渐减小，当平台母线电压增大至设定值V6＝402.7时，并网控制器输出功率减小至零。
当负载所需的供电功率继续减小，平台母线电压继续增大至设定值V7＝403V时，平台母线电压由主动功率调节器控制，主动功率调节器输出功率逐渐减小，当平台母线电压增大至最高值VH＝405V时，主动功率调节器输出功率减小至零。
进一步地，本发明涉及的电源系统可通过增加主动功率调节器、充电调节模块以及放电调节模块和并网控制器的数量实现平台母线输出功率扩展。本发明涉及的电源系统可通过增加蓄电池组和并网控制器的数量实现脉冲母线输出功率的扩展。
由此可见，本发明与现有技术相比的优点在于：
(1)本发明与现有技术相比，通过提出基于下垂控制的双母线航天器电源系统设计方法，解决了超大功率电源系统的功率控制方法难题，系统功率调节能力强，对各类负载的响应速度快；
(2)本发明与现有技术相比，基础功率调节器的通用化程度高，系统功率扩展性强，可应用大功率SAR卫星，在轨可重构卫星平台、核动力航天器、大功率通信卫星等多种类型的空间任务；
(3)本发明与现有技术相比，系统控制逻辑简单、可靠。
需要说明的是，本发明未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。当然，本发明还可有其他多种实施例，在不背离本发明精神及其实质的情况下，熟悉本领域的技术人员当然可根据本发明作出各种相应的改变和变形，但这些相应的改变和变形都应属于本发明所附的权利要求的保护范围。

Claims (5)

1.一种基于下垂控制的航天器电源系统，用于为连接于平台母线和脉冲母线之间的负载提供供电功率，其特征在于，所述航天器电源系统包括主动功率调节器、并网控制器、充电调节模块、放电调节模块、太阳能电池阵以及蓄电池组，同时，所述负载所需的供电功率不同时，由主动功率调节器、并网控制器以下垂控制的方式或者MPPT控制方法，和充电调节模块或者放电调节模块以下垂控制的方式控制所述航天器电源系统输出的供电功率大小；所述航天器电源系统可通过增加主动功率调节器、并网控制器、充电调节模块以及放电调节模块的数量实现平台母线输出功率的扩展，还可通过增加并网控制器与蓄电池组的数量实现脉冲母线输出功率的扩展，从而实现其中一个航天器电源系统A的平台母线向另一个航天器电源系统B的蓄电池组充电，航天器电源系统B的平台母线向航天器电源系统A的蓄电池组充电；
其中，当负载所需的供电功率为零时，平台母线电压为最高值VH，此时，平台母线电压由主动功率调节器控制，当负载所需的供电功率逐渐增大，平台母线电压逐渐降低，主动功率调节器输出功率逐渐增大，当平台母线电压降低到设定值V7时，主动功率调节器输出功率达到最大值；
当负载所需的供电功率继续增大，平台母线电压继续降低至设定值V6时，平台母线电压由并网控制器控制，此时，并网控制器输出功率逐渐增大，主动功率调节器按最大功率模式进行输出，当平台母线电压继续降低至设定值V5时，并网控制器输出功率达到最大值；
当负载所需的供电功率继续增大，平台母线电压继续降低至设定值V4时，平台母线电压由充电调节模块控制，充电调节模块的输入功率逐渐减小，主动功率调节器和并网控制器按最大功率模式进行输出，当平台母线电压继续降低至设定值V3时，充电调节模块的输入功率为零；
当负载所需的供电功率继续增大，平台母线电压继续降低至设定值V2时，平台母线电压由放电调节模块控制，放电调节模块的输出功率逐渐增大，主动功率调节器和并网控制器按最大功率模式进行输出，当平台母线电压继续降低至设定值V1时，放电调节模块的输出功率达到最大值；
当负载所需的供电功率逐渐减小，平台母线电压从设定值V1逐渐增大时，平台母线电压由放电调节模块控制，放电调节模块的输出功率逐渐减小，主动功率调节器和并网控制器按最大功率模式进行输出，当平台母线电压增大到设定值V2时，放电调节模块的输出功率为零；
当负载所需的供电功率继续减小，平台母线电压继续增大至设定值V3时，平台母线电压由充电调节模块控制，充电调节模块的输入功率逐渐增大，主动功率调节器和并网控制器按最大功率模式进行输出，当平台母线电压增大到设定值V4时，充电调节模块的输入功率达到最大值；
当负载所需的供电功率继续减小，平台母线电压继续增大至设定值V5时，平台母线电压由并网控制器控制，主动功率调节器按最大功率模式进行输出，并网控制器输出功率逐渐减小，当平台母线电压增大至设定值V6时，并网控制器输出功率减小至零；
当负载所需的供电功率继续减小，平台母线电压继续增大至设定值V7时，平台母线电压由主动功率调节器控制，主动功率调节器输出功率逐渐减小，当平台母线电压增大至最高值VH时，主动功率调节器输出功率减小至零；
所述太阳能 电池阵用于在航天器在轨光照期间接收太阳能，将太阳能转换为电能，再向主动功率调节器提供70V～120V的输出电压；
所述主动功率调节器用于根据平台母线电压的所处范围，采用不同的控制方式对太阳能电池阵提供的70V～120V的输出电压进行功率调节，以向平台母线提供403V～405V的输出电压，其中，当平台母线电压低于403V时，主动功率调节器采用MPPT控制方法对太阳能电池阵提供的70V～120V的输出电压进行功率调节；当平台母线电压在403V～405V时，主动功率调节器采用下垂控制的方式对太阳能电池阵提供的70V～120V的输出电压进行功率调节；
所述蓄电池组用于在航天器地影期间将储存的化学能转化为电能，再向脉冲母线提供245V～270V的输出电压；
所述放电调节模块用于将蓄电池组的电能以下垂控制的方式进行功率调节后输出至平台母线；
所述充电调节模块用于以下垂控制的方式进行功率调节，以逐渐减小平台母线对蓄电池组的充电功率；
所述并网控制器用于在平台母线电压处于401.7V～402.7V时，以下垂控制的方式进行功率调节，以向负载提供供电功率。
2.如权利要求1所述的一种基于下垂控制的航天器电源系统，其特征在于，所述最高值VH为405V，设定值V7为403V。
3.如权利要求1所述的一种基于下垂控制的航天器电源系统，其特征在于，所述设定值V6为402.7V，所述设定值V5为401.7V。
4.如权利要求1所述的一种基于下垂控制的航天器电源系统，其特征在于，所述设定值V4为401.4V，所述设定值V3为400.9V。
5.如权利要求1所述的一种基于下垂控制的航天器电源系统，其特征在于，所述设定值V2为400.6V，所述设定值V1为400.1V。
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