CN208796054U - 一种飞行器姿态翻转状态下的能源获取系统 - Google Patents

Abstract

本实用新型提供了一种飞行器姿态翻转状态下的能源获取系统，包括太阳电池阵、蓄电池组和电源控制器。其中，电源控制器内设有太阳电池阵连接端、蓄电池组连接端及负载连接端，太阳电池阵连接端通过第一电路与负载连接端电连接，蓄电池组连接端通过第二电路与负载连接端电连接，太阳电池阵连接端通过第三电路与蓄电池组连接端电连接；太阳电池阵的电极与太阳电池阵连接端电连接；蓄电池组的电极与蓄电池组连接端电连接。本实用新型采用三结砷化镓太阳电池完成光照下的光电转换；采用锂离子蓄电池用于提供稳定的电压；采用具有容错功能的能源采集、转换、存储电路，确保飞行器在姿态不确定、光照无法保证情况下的能源供给。

Description

一种飞行器姿态翻转状态下的能源获取系统

技术领域

本实用新型涉及航天器电源分系统设计领域，尤其涉及一种飞行器姿态翻转状态下的能源获取系统。

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，人们对航天飞行器的可靠性、高适应性、小型化不断提出新的要求。

传统的航天飞行器，姿态可控，通过控制飞行器的太阳能帆板对日定向稳定地获取能源。然而，对于飞行器姿态翻转的情况下，如火箭末子级留轨飞行器，能源系统面临巨大的考验。如何适应翻转姿态，设计飞行器姿态翻转状态下的具有容错功能的能源获取系统，满足飞行器能源使用需求，是本领域技术人员亟待解决的问题。

实用新型内容

本实用新型的目的是提供一种飞行器姿态翻转状态下的能源获取系统，具有容错功能的能源采集、转换、存储电路，以确保飞行器在姿态不确定、光照无法保证情况下的能源供给。

为实现上述目的，本实用新型采用以下技术方案：

一种飞行器姿态翻转状态下的能源获取系统，包括太阳电池阵、蓄电池组、电源控制器，其中：

所述电源控制器内设有太阳电池阵连接端、蓄电池组连接端以及负载连接端，所述太阳电池阵连接端通过第一电路与所述负载连接端电连接，所述蓄电池组连接端通过第二电路与所述负载连接端电连接，所述太阳电池阵连接端通过第三电路与所述蓄电池组连接端电连接；

所述太阳电池阵，包括至少两个相互并联的太阳能电池单元，每个所述太阳能电池单元由设定数量的太阳能电池片串联构成；所述太阳电池阵的电极与所述电源控制器的所述太阳电池阵连接端电连接；

所述蓄电池组，包括若干个蓄电池，相邻两个所述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的所述蓄电池组连接端电连接。

优选地，每个所述太阳能电池单元并联后的正极端与所述太阳电池阵连接端电连接，所述蓄电池组的正极端与所述蓄电池连接端电连接，每个所述太阳能电池单元的负极端与所述蓄电池组的负极端电连接。

优选地，所述太阳能电池片选用三结砷化镓GaInP/GaAs/Ge太阳电池。

优选地，相邻的所述太阳能电池片的面积相等或者不等。

优选地，所述蓄电池采用18650锂电池，单节标称容量2600Ah。

优选地，所述蓄电池组装设于锂离子电池板上，所述电源控制器装设于电源控制板上；所述锂离子电池板与所述电源控制板叠加装设并通过针孔式电连接器对接。

更优选地，所述锂离子电池板上设有用于对所述锂电子电池板进行温度测量和控制的热敏电阻和加热器。

更优选地，所述一种飞行器姿态翻转状态下的能源获取系统，包括多个所述太阳电池阵和多个装有所述蓄电池组的所述锂离子电池板；

多个所述太阳电池阵通过设于所述电源控制板上的电池阵插座与所述电源控制器相连；

多个所述锂离子电池板叠加装设后通过设于所述电源控制板上的针孔式电连接器与所述电源控制器相连；

两个相邻的所述锂离子电池板之间通过所述锂离子电池板上的针孔式电连接器对接。

优选地，所述第一电路设有第一开关，所述电源控制器设有用于控制所述第一开关开合的第一开关控制器；

所述第二电路设有第二开关，所述电源控制器设有用于控制所述第二开关开合的第二开关控制器；

所述第三电路设有第三开关，所述电源控制器设有用于控制所述第三开关开合的第三开关控制器。

优选地，所述一种飞行器姿态翻转状态下的能源获取系统还包括一次电源，所述一次电源通过第四电路与所述负载连接端电连接，所述第四电路设置于所述电源控制器的内部或者独立于所述电源控制器设置。

更优选地，所述第四电路设有第四开关，所述电源控制器设有用于控制所述第四开关开合的第四开关控制器。

更优选地，所述电源控制电路还包括隔离模块，所述隔离模块包括一组与每个所述太阳能电池单元都串联的从所述太阳能电池单元向所述太阳电池阵连接端导通的单向导通器、一个与所述蓄电池组串联的从所述蓄电池组向所述负载连接端导通的单向导通器和一个与所述一次电源串联的从所述一次电源向所述负载连接端导通的单向导通器。

进一步地，所述单向导通器包括一个二级管或一组相互串联的二极管。

优选地，所述电源控制电路还包括分流调节器，所述分流调节器设置在所述第一电路的输入端，且并联在所述太阳电池阵的两端。

在此情况下，当所述蓄电池组的电压达到上限电平时，所述分流调节器开启，将多余的充电电流分流，防止所述蓄电池组过充。

优选地，所述电源控制板上设置有为所述蓄电池组补充充电的USB充电接口，所述USB充电接口通过第五电路与所述太阳电池阵连接端电连接，所述第五电路包括依次串联的电阻和从所述USB充电接口向所述太阳电池阵连接端导通的单向导通器。

更优选地，所述第五电路的单向导通器包括一个二级管或一组相互串联的二极管。

优选地，所述电源控制器还包括电压分配电路，所述电压分配电路包括至少一个DC-DC变换器；所述第一电路和所述第二电路的输出端连接后接至一次母线的输入端，所述一次母线的输出端连接所述电压分配电路的输入端，所述电压分配电路的输出端与所述负载连接端电连接。

更优选地，所述DC-DC变换器采用主备冗余设计。

更优选地，所述DC-DC变换器为负载供电的供电通道上设置有智能负载开关。

优选地，将两个以上的所述一种飞行器姿态翻转状态下的能源获取系统相互并联，得到大功率的飞行器能源获取系统。

与现有技术相比，本实用新型的技术方案具有以下有益效果：

本实用新型提供一种飞行器姿态翻转状态下的能源获取系统，具备独立的太阳电池-蓄电池电源系统，包括至少一个太阳电池阵、至少一个蓄电池组、电源控制板和一次电源。采用三结砷化镓太阳电池完成光照下的光电转换；采用锂离子蓄电池用于提供稳定的电压；采用大容量一次电池给系统供电；采用具有容错功能的能源采集、转换、存储电路，确保了飞行器在姿态不确定、光照无法保证情况下的能源供给。

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是本实用新型优选实施例的系统组成示意图；

图2是本实用新型优选实施例的太阳电池阵的正面结构示意图；

图3是本实用新型优选实施例的锂离子电池板的结构示意图；

图4是本实用新型优选实施例的电源控制板的结构示意图；

图5是本实用新型优选实施例的多个能源获取系统相互并联的工作原理图。

图例说明：

1、太阳电池阵；101、太阳能电池片；2、蓄电池组；3、电源控制器；4、锂离子电池板；5、一次电源。

具体实施方式

本实用新型提供一种飞行器姿态翻转状态下的能源获取系统，为使本实用新型的目的、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实用新型进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本实用新型，并不用于限定本实用新型。

图1是本实用新型优选实施例的系统组成示意图。

如图1所示，一种飞行器姿态翻转状态下的能源获取系统，包括太阳电池阵(太阳能电池阵)1、蓄电池组2、电源控制器3和一次电源5。

所述电源控制器3，用于调节及稳定所述太阳电池阵1、所述蓄电池组2和负载之间的电流或电压传输。所述电源控制器3内设有太阳电池阵连接端、蓄电池组连接端以及负载连接端，所述太阳电池阵连接端通过第一电路与所述负载连接端电连接，所述蓄电池组连接端通过第二电路与所述负载连接端电连接，所述太阳电池阵连接端通过第三电路与所述蓄电池组连接端电连接。

所述太阳电池阵1，用于将太阳能转化为电能后为所述蓄电池组2充电或输出供负载用电。所述太阳电池阵1包括至少两个相互并联的太阳能电池单元，每个所述太阳能电池单元由设定数量的太阳能电池片101串联构成；所述太阳电池阵1的电极与所述电源控制器3的所述太阳电池阵连接端电连接。

所述蓄电池组2，用于存储所述太阳电池阵1转化的电能或输出电能为负载供电。所述蓄电池组2包括若干个蓄电池，相邻两个所述蓄电池之间两两并联；所述蓄电池组2的电极与所述电源控制器3的所述蓄电池组连接端电连接。

所述一次电源5，通过第四电路与所述负载连接端电连接，所述第四电路设置于所述电源控制器3的内部或者独立于所述电源控制器3设置。所述一次电源5在所述太阳电池阵1不足以提供电能时，单独或配合所述蓄电池组2为负载供电。

其中，所述的设定数量主要需要满足让所述太阳能电池单元在光照下输出的最小电压大于所述蓄电池组2提供的电压，即相互串联的太阳能电池片101要确保在光照区的最差情况下的电压输出不能低于所述蓄电池组2的最高输出，否则在光照区起不到供电作用。

所述一种飞行器姿态翻转状态下的能源获取系统的工作原理如下：

随着卫星轨道位置的变化和自身姿态的变化，飞行器各个面的受照条件在不断变化，因此各个面的太阳电池阵1输出功率也不断变化。负载功率随着飞行器自身判断的能源等级和测控区进出的变化而改变，蓄电池的功率也随着太阳电池阵1的功率和负载的功率的变化调整。

在光照期，所述太阳电池阵1将太阳能转化为电能为负载供电，当太阳电池阵1的功率输出满足负载功率时，蓄电池组2充电储存太阳电池阵1的功率，多余功率对地分流。

在阴影期，太阳电池阵1的功率不满足负载的功率时，蓄电池组2放电提供负载功率。

由于姿态不确定，所述太阳电池阵1不能稳定接收到光照，在该工况条件下，为了保证系统都能较长时间正常工作，所述太阳电池阵1所提供的能源不足时将由一次电源5提供电能补给。一旦所述太阳电池阵1的光照条件恢复良好，将恢复能源供电。

实施例一：

图2是本实用新型优选实施例的太阳电池阵的正面结构示意图。

如图2所示，在本实施例中，所述太阳电池阵1采用两串两并的方案，即所述太阳电池阵1包括两个相互并联的太阳能电池单元，每个所述太阳能电池单元由两片太阳能电池片101串联构成，相邻的所述太阳能电池片101的面积相等或者不等。所述太阳能电池片101选用产品化SC-3GA-1三结砷化镓GaInP/GaAs/Ge太阳电池，平均效率达25％。每片所述太阳能电池片101通过锡焊后将正负极的导线分别引至所述太阳能电池阵1的背面。导线的走线使用点胶工艺固定，粘结胶GD414符合空间材料TML和CVCM要求。

图3是本实用新型优选实施例的锂离子电池板的结构示意图。

如图3所示，在本实施例中，所述蓄电池组2通过单串四并组装设于锂离子电池板4上，即所述蓄电池组2包括四个蓄电池，相邻两个所述蓄电池之间两两并联。所述蓄电池选用商用现货的18650锂电池，单节标称容量2600Ah。

此外，所述锂离子电池板4上还设有热敏电阻和加热器，用于对所述锂电子电池板4进行温度测量和控制，保证所述蓄电池组2处在合适的温度范围内。

上述的所述太阳电池阵1和所述锂离子电池板4之间并联连接；所述太阳电池阵1通过设于电源控制板上的电池阵插座与所述电源控制器3相连；所述锂离子电池板4与所述电源控制板叠加装设并通过针孔式电连接器对接。针孔式电连接器的针脚数需根据具体应用确定。本实施例中，所述锂离子电池板4和所述电源控制板的正面(上面)为孔，背面(下面)为针。

图4是本实用新型优选实施例的电源控制板的结构示意图。

在一种优选的实施例中，每两个所述太阳电池片101串联，然后经二极管隔离后合并，形成蓄电池母线，即第一电路，所述蓄电池组2直接接入所述蓄电池母线。所述一次电源5的正极端与所述蓄电池母线分别经过二极管后，合并形成一次母线。

在光照期，由于蓄电池具有电压钳位作用，因此，所述蓄电池母线电压范围限制在3.2V～4.2V之间。阴影区或者光照不足以提供电能时，由所述蓄电池组2和所述一次电源5为负载提供能量。

如图4所示，在本实施例中，所述电源控制器3的所述第一电路设有第一开关，所述电源控制器3设有用于控制所述第一开关开合的第一开关控制器；所述第二电路设有第二开关，所述电源控制器3设有用于控制所述第二开关开合的第二开关控制器；所述第三电路设有第三开关，所述电源控制器3设有用于控制所述第三开关开合的第三开关控制器。

在光照期，所述太阳电池阵1供电时，先满足所述蓄电池母线的功率需求，多余的能量给所述蓄电池组2充电，此时，所述第一开关和所述第三开关闭合，所述第二开关断开。

为了防止所述蓄电池组2在轨飞行期间过充电，所述蓄电池组2采用恒流－恒压充电方式。在充电过程中，所述电源控制器3先对所述蓄电池组2进行恒流充电，充电电流为所述太阳电池阵1的电流与所述负载的电流之差，当所述蓄电池组2的电压达到终压设定值时，转入恒压充电，恒压充电过程中电流渐渐自动下降，最终当该电流达到某一预定的很小电流时可以停止充电。

所述电源控制器3还包括分流调节器，所述分流调节器设置在所述蓄电池母线的输入端，且并联在所述太阳电池阵1的两端。当所述蓄电池组2的电压接近终压设定值时，所述第三开关控制器控制所述第三开关断开，所述太阳电池阵1停止对所述蓄电池组2的充电，所述分流调节器开启，将多余的充电电流分流，防止所述蓄电池组2过充。

在一种优选的实施例中，所述分流调节器的设计以脉宽调制电路(PWM)为核心，由母线电压取样电路、误差放大器、功率驱动电路、控制驱动电路等组成，分流元件选用了N沟道MOS功率管，该器件在导通期间内阻较小并能承受较大的分流电流，器件选用本身降额余度较大。

在阴影期，所述蓄电池组2放电为所述负载供电。此时，所述第一开关、所述第三开关断开，所述第二开关闭合。为了在轨飞行期间由于故障导致所述蓄电池组2过放，当所述蓄电池组2的电压低于最小设定值时，所述第二开关控制器(放电开关控制)控制所述第二开关断开，切断所述蓄电池组2对所述负载的供电，防止所述蓄电池组2过放导致不可逆损伤。

所述电源控制电路3还包括隔离模块，所述隔离模块包括一组与每个所述太阳能电池单元都串联的从所述太阳能电池单元向所述太阳电池阵连接端导通的二极管、一个与所述蓄电池组2串联的从所述蓄电池组2向所述负载连接端导通的二极管和两个与所述一次电源5串联的从所述一次电源5向所述负载连接端导通的单二极管。隔离模块起到两方面的重要作用，一是确保所述太阳电池阵1、所述蓄电池组2和所述一次电源5为单向电压输出，二是对所述太阳电池阵1、所述蓄电池组2和所述一次电源5的电压输出起到调节作用。例如，单片太阳能电池片101的输出电压较高，可以通过隔离模块中的二极管起到缓冲作用。

所述电源控制器3还包括电压分配电路，所述电压分配电路包括至少一个DC-DC变换器，所述DC-DC变换器将所述一次母线的电压进行电压转化以适应不同的负载。所述第一电路和所述第二电路的输出端连接后接至一次母线的输入端，所述一次母线的输出端连接所述电压分配电路的输入端，所述电压分配电路的输出端与所述负载连接端电连接。

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，从而输出满足飞行器中的负载要求的电压。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，连接至所述一次母线的输出端，所述3.3V变换器、所述1.2V变换器和所述5V变换器的输出端分别连接3.3V负载、1.2V负载和5V负载，将所述一次母线的电压分别转化到+3.3V、+1.2V和+5V电压为外部负载供电。同时，所述DC-DC变换器为负载供电的各个供电通道上设置有智能负载开关，防止各供电通道过流或短路，保障整个能源获取系统的安全性。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。

此外，所述电源控制板上设置有为所述蓄电池组2补充充电的USB充电接口，所述USB充电接口通过第五电路与所述太阳电池阵连接端电连接，所述第五电路包括依次串联的电感和从所述USB充电接口向所述太阳电池阵连接端导通的二极管。所述USB充电接口可适应4.5V～5.5V的电压输入。

实施例二：

实际应用中，为了提高电源带负载能力，可提高蓄电池和太阳能电池片的串联数，从而得到更高的容量。

本实施例二与上述实施例一的不同之处在于：

所述蓄电池组2通过双串四并组装设于所述锂离子电池板4上，即所述蓄电池组2包括八个蓄电池，每两个蓄电池为一组，一组内的两个蓄电池之间串联，相邻两组蓄电池之间两两并联。参数相同的蓄电池串联以后，输出电流不变，输出电压是每个蓄电池输出电压的综合，因此，蓄电池母线电压范围限制在6.4V～8.4V之间。

相应地，为了与蓄电池母线电压相匹配，所述太阳电池阵1采用四串两并的方案，即所述太阳电池阵1包括两个相互并联的太阳能电池单元，每个所述太阳能电池单元由四片太阳能电池片101串联构成。

实施例三：

本实施例三与上述实施例一的不同之处在于：

所述蓄电池组2通过四串四并组装设于锂离子电池板4上，即所述蓄电池组2包括十六个蓄电池，每四个蓄电池为一组，一组内的四个蓄电池之间串联，相邻两组蓄电池之间两两并联。参数相同的蓄电池串联以后，输出电流不变，输出电压是每个蓄电池输出电压的综合，因此，蓄电池母线电压范围限制在12.8V～16.8V之间。

相应地，为了与蓄电池母线电压相匹配，所述太阳电池阵1采用八串两并的方案，即所述太阳电池阵1包括两个相互并联的太阳能电池单元，每个所述太阳能电池单元由八片太阳能电池片101串联构成。

同样地，蓄电池母线电压也可设计为更高的电压，相应地，增加蓄电池和太阳能电池片的串联数，以适应不同的实际应用，在此不再赘述。

实施例四：

实际应用中，为了提高电源带负载能力，可提高蓄电池组和太阳能电池阵的并联数，从而得到更大的电流。

本实施例与上述实施例一不同之处在于：

所述一种飞行器姿态翻转状态下的能源获取系统，包括多个所述太阳电池阵1和多个装有所述蓄电池组2的所述锂离子电池板4。

其中，多个所述太阳电池阵1通过设于所述电源控制板上的电池阵插座与所述电源控制器3相连；多个所述锂离子电池板4叠加装设后通过设于所述电源控制板上的针孔式电连接器与所述电源控制器3相连；两个相邻的所述锂离子电池板4之间通过所述锂离子电池板4上的针孔式电连接器对接。

例如，所述蓄电池组2的数量为两个。每个所述蓄电池组2由四个并联的蓄电池组成并装设于一块锂离子电池板4上；两个所述锂离子电池板4叠加装设后通过设于所述电池控制板上的针孔式电连接器与所述电源控制器3相连；两个所述锂离子电池板4之间通过所述锂离子电池板4上的针孔式电连接器对接。参数相同的蓄电池并联以后，输出电压不变，输出电流是每个蓄电池输出电流的总和。采用这种结构设置，所述蓄电池组2可以根据系统容量的需求增加或者减少，不需要改变所述电源控制器3的结构。相应地，所述太阳电池阵1的数量也可以增加，多个所述太阳电池阵1之间并联。

同样地，可以适当地增加蓄电池组2和太阳能电池阵1的并联数，以适应不同的实际应用，在此不再赘述。

实施例五

飞行器姿态翻转不定，为保证长期留轨阶段能源供给，两个以上的所述一种飞行器姿态翻转状态下的能源获取系统可以相互并联，得到大功率的飞行器能源获取系统。

图5是本实用新型优选实施例的多个能源获取系统相互并联的工作原理图。

在本实施例中，所述一次电源5独立于所述电源控制器3设置。

如图5所示，飞行器的+Z，-Y，+X，-X，+Y五个面均布有包含所述一种飞行器姿态翻转状态下的能源获取系统的测量单元，五个测量单元的所述电源控制器3的输入端分别与所述一次电源5的正极连接，五个测量单元的所述电源控制器3的输出端分别与所述一次电源5的负极连接，从而实现五个所述一种飞行器姿态翻转状态下的能源获取系统的相互并联。

当飞行器姿态翻转时，飞行器至少有一个面对日，保证了飞行器在姿态不确定、光照无法保证情况下的能源供给，系统可靠性高。

在一种优选的实施例中，单个测量单元的所述蓄电池组2通过单串四并组装设于所述锂离子电池板4上，即所述蓄电池组2包括四个蓄电池，相邻两个所述蓄电池之间两两并联。

所述太阳电池阵1采用两串两并的方案，即所述太阳电池阵1包括两个相互并联的太阳能电池单元，每个所述太阳能电池单元由两片太阳能电池片101串联构成。

相应地，五个测量单元并联后，五个能源获取系统之间实现并联，所述蓄电池组2实现单串四并，所述太阳电池阵1实现两串十并，蓄电池母线电压范围限制在6.4V～8.4V之间。

在另一种优选的实施例中，单个测量单元的所述蓄电池组2通过双串四并组装设于所述锂离子电池板4上，即所述蓄电池组2包括八个蓄电池，每两个蓄电池为一组，一组内的两个蓄电池之间串联，相邻两组蓄电池之间两两并联。参数相同的蓄电池串联以后，输出电流不变，输出电压是每个蓄电池输出电压的综合。

所述太阳电池阵1采用四串两并的方案，即所述太阳电池阵1包括两个相互并联的太阳能电池单元，每个所述太阳能电池单元由四片太阳能电池片101串联构成。

相应地，五个测量单元并联后，五个能源获取系统之间实现并联，所述蓄电池组2实现双串四并，所述太阳电池阵1实现四串十并，蓄电池母线电压范围限制在6.4V～8.4V之间。

在另一种优选的实施例中，单个测量单元的所述蓄电池组2通过四串四并组装设于所述锂离子电池板4上，即所述蓄电池组2包括十六个蓄电池，每四个蓄电池为一组，一组内的两个蓄电池之间串联，相邻两组蓄电池之间两两并联。参数相同的蓄电池串联以后，输出电流不变，输出电压是每个蓄电池输出电压的综合。

所述太阳电池阵1采用八串两并的方案，即所述太阳电池阵1包括两个相互并联的太阳能电池单元，每个所述太阳能电池单元由八片太阳能电池片101串联构成。

相应地，五个测量单元并联后，五个能源获取系统之间实现并联，所述蓄电池组2实现四串四并，所述太阳电池阵1实现八串十并，蓄电池母线电压范围限制在12.8V～16.8V之间。

同理，实际应用中，为了提高电源带负载能力，蓄电池母线的电压可以设计得更高，相应地，蓄电池和太阳能电池片的串联数应和蓄电池母线的电压相匹配。

以上对本实用新型的具体实施例进行了详细描述，但其只作为范例，本实用新型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，任何对该实用进行的等同修改和替代也都在本实用新型的范畴之中。因此，在不脱离本实用新型的精神和范围下所作的均等变换和修改，都应涵盖在本实用新型的范围内。

Claims (10)

1.一种飞行器姿态翻转状态下的能源获取系统，其特征在于：包括太阳电池阵、蓄电池组、电源控制器，其中：

所述电源控制器内设有太阳电池阵连接端、蓄电池组连接端以及负载连接端，所述太阳电池阵连接端通过第一电路与所述负载连接端电连接，所述蓄电池组连接端通过第二电路与所述负载连接端电连接，所述太阳电池阵连接端通过第三电路与所述蓄电池组连接端电连接；

所述太阳电池阵，包括至少两个相互并联的太阳能电池单元，每个所述太阳能电池单元由设定数量的太阳能电池片串联构成；所述太阳电池阵的电极与所述电源控制器的所述太阳电池阵连接端电连接；

所述蓄电池组，包括若干个蓄电池，相邻两个所述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的所述蓄电池组连接端电连接。

2.根据权利要求1所述的一种飞行器姿态翻转状态下的能源获取系统，其特征在于：所述蓄电池组装设于锂离子电池板上，所述电源控制器装设于电源控制板上；所述锂离子电池板与所述电源控制板叠加装设并通过针孔式电连接器对接。

3.根据权利要求2所述的一种飞行器姿态翻转状态下的能源获取系统，其特征在于：所述一种飞行器姿态翻转状态下的能源获取系统，包括多个所述太阳电池阵和多个装有所述蓄电池组的所述锂离子电池板；

多个所述太阳电池阵通过设于所述电源控制板上的电池阵插座与所述电源控制器相连；

多个所述锂离子电池板叠加装设后通过设于所述电源控制板上的针孔式电连接器与所述电源控制器相连；

两个相邻的所述锂离子电池板之间通过所述锂离子电池板上的针孔式电连接器对接。

4.根据权利要求1所述的一种飞行器姿态翻转状态下的能源获取系统，其特征在于：所述第一电路设有第一开关，所述电源控制器设有用于控制所述第一开关开合的第一开关控制器；

所述第二电路设有第二开关，所述电源控制器设有用于控制所述第二开关开合的第二开关控制器；

所述第三电路设有第三开关，所述电源控制器设有用于控制所述第三开关开合的第三开关控制器。

5.根据权利要求1所述的一种飞行器姿态翻转状态下的能源获取系统，其特征在于：所述一种飞行器姿态翻转状态下的能源获取系统还包括一次电源，所述一次电源通过第四电路与所述负载连接端电连接，所述第四电路设置于所述电源控制器的内部或者独立于所述电源控制器设置。

6.根据权利要求5所述的一种飞行器姿态翻转状态下的能源获取系统，其特征在于：所述电源控制电路还包括隔离模块，所述隔离模块包括一组与每个所述太阳能电池单元都串联的从所述太阳能电池单元向所述太阳电池阵连接端导通的单向导通器、一个与所述蓄电池组串联的从所述蓄电池组向所述负载连接端导通的单向导通器和一个与所述一次电源串联的从所述一次电源向所述负载连接端导通的单向导通器。

7.根据权利要求6所述的一种飞行器姿态翻转状态下的能源获取系统，其特征在于：所述单向导通器包括一个二极管或一组相互串联的二极管。

8.根据权利要求1所述的一种飞行器姿态翻转状态下的能源获取系统，其特征在于：所述电源控制电路还包括分流调节器，所述分流调节器设置在所述第一电路的输入端，且并联在所述太阳电池阵的两端。

9.根据权利要求1所述的一种飞行器姿态翻转状态下的能源获取系统，其特征在于：所述电源控制器还包括电压分配电路，所述电压分配电路包括至少一个DC-DC变换器；所述第一电路和所述第二电路的输出端连接后接至一次母线的输入端，所述一次母线的输出端连接所述电压分配电路的输入端，所述电压分配电路的输出端与所述负载连接端电连接。

10.根据权利要求9所述的一种飞行器姿态翻转状态下的能源获取系统，其特征在于：所述DC-DC变换器采用主备冗余设计。