【技術實現步驟摘要】
本專利技術涉及衛星電源，尤其涉及一種基于混合調節的全電推進衛星電源系統。
技術介紹
1、目前，電推進技術由于其高比沖的優勢已在多個衛星平臺上成功應用，而下一代衛星平臺也主要基于全電推進技術。相比于化學推進衛星，全電推進衛星轉移軌道持續時間較長，因此衛星壽命初期充足的能源供應對于增加電推配置、縮短變軌時間、滿足用戶需求具有重大意義。
2、衛星電源系統普遍采用順序開關分流調節(s3r)方式對太陽翼輸出功率進行調節，形成全調節單一母線，為負載供電。該架構下設計太陽翼時，功率預算通常按照衛星壽命末期負載最高功耗需求及功率裕度指標來設計，導致在衛星壽命初期太陽翼輸出功率設計余量較大且無法利用。
3、針對全電推變軌期間整星功率需求超過同步軌道功率需求的情況，若采用s3r控制策略，在壽命初期太陽翼設計留有較大功率余量無法得到利用。若采用最大峰值功率跟蹤(mppt)策略，在整星壽命初期電推變軌階段，同樣太陽翼配置的情況下可增加電推進配置、縮短變軌時間，但由于mppt拓撲的能源變換效率低于s3r拓撲，同樣載荷配置情況下，同步軌道中后期無法滿足整星功率需求或功率裕度指標。
4、因此針對現有的衛星電源系統需要從供配電系統拓撲架構上進行改進和優化。
技術實現思路
1、本專利技術的目的在于提供一種基于混合調節的全電推進衛星電源系統，能夠提高能源利用效率。
2、為了實現上述目的，本專利技術提供了一種基于混合調節的全電推進衛星電源系統，包括有：
3、太
4、蓄電池，與所述混合調節電源控制器連接，以用于為所述混合調節電源控制器提供電能；
5、所述混合調節電源控制器，用于調節所述太陽翼和所述蓄電池提供的電能輸入，形成單一全調節穩定母線；
6、載荷配電單元，與所述混合調節電源控制器連接，以用于根據所述混合調節電源控制器的輸出端的母線電壓為星上負載設備供電；
7、其中，當處于衛星電推變軌期間時，所述混合調節電源控制器以mppt調節模式對所述電能輸入進行功率調節；當進入同步軌道期間時，所述混合調節電源控制器以s3r調節模式對所述電能輸入進行功率調節。
8、進一步的，所述混合調節電源控制器包括有多個太陽模塊和多個蓄電池充放電調節模塊，所述多個太陽模塊分別與所述太陽翼的分陣相連以用于獲取所述電能輸入并進行功率調節，多個所述蓄電池充放電調節模塊分別與所述蓄電池相連以用于對所述蓄電池進行充放電調節。
9、進一步的，每一所述太陽模塊包括混合調節電路，所述混合調節電路包括輸入電容、電感、第一開關管、第二開關管、第三開關管、第四開關管、第一二極管、第二二極管、第三二極管以及第四二極管，所述輸入電容的第一端與所述太陽翼的第一端連接，所述輸入電容的第二端與所述第四開關管的第一端連接，所述第四開關管的第二端與所述太陽翼的第二端連接并接地，所述第一開關管的第一端與所述輸入電容的第一端連接，所述第一開關管的第二端與所述第二開關管的第一端連接，所述第二開關管的第二端接地，所述電感的第一端與所述第一開關管的第二端連接，所述電感的第二端與所述第三開關管的第一端連接，所述第三開關管的第二端接地，所述第一二極管的正負極分別與所述第一開關管的第二端和第一端連接，所述第二二極管的正負極分別與所述第二開關管的第二端和第一端連接，所述第三二極管的正負極分別與所述第三開關管的第二端和第一端連接，所述第四二極管的正極與所述第三開關管的第一端連接，所述第四二極管的負極為所述混合調節電路的輸出端；
10、其中，當處于衛星電推變軌期間時，所述混合調節電路為同步buck拓撲電路；當進入同步軌道期間時，所述混合調節電路切換為s3r拓撲電路。
11、進一步的，當處于衛星電推變軌期間時，控制所述第三開關管斷開且所述第四開關管導通，通過主誤差放大器控制得到互補的所述第一開關管和所述第二開關管的驅動信號，以控制所述第一開關管和所述第二開關管的通斷，實現母線電壓的調節。
12、進一步的，當進入同步軌道期間時，控制所述第一開關管導通、所述第二開關管和所述第四開關管斷開，通過主誤差放大器對所述第三開關管進行分流調節控制，以實現母線電壓的調節。
13、進一步的，所述混合調節電源控制器還包括有遙測遙控模塊、背板組件以及用于穩定所述母線電壓的電容模塊，所述背板組件用于實現所述太陽模塊、所述蓄電池充放電調節模塊、所述遙測遙控模塊以及所述電容模塊的接口連接。
14、進一步的，所述蓄電池充放電調節模塊通過主誤差放大器進行充放電調節，以穩定所述母線電壓。
15、本專利技術集成實現mppt與s3r調節的電源系統拓撲及相應的能源管理策略，可實現衛星變軌期間的mppt控制及同步軌道期間的s3r控制，在衛星壽命初期有效利用了傳統s3r分流調節架構下太陽翼輸出功率設計余量，從而支持更多的電推力器配置以獲得更高的電推進能力，縮短變軌時間，更好地滿足用戶需求；在壽命末期，依然能夠保證較高的能源利用效率；采用集成式的拓撲設計降低拓撲復雜度，實現較高的功率密度。
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1.一種基于混合調節的全電推進衛星電源系統，其特征在于，包括有：
2.根據權利要求1所述的基于混合調節的全電推進衛星電源系統，其特征在于，所述混合調節電源控制器包括有多個太陽模塊和多個蓄電池充放電調節模塊，所述多個太陽模塊分別與所述太陽翼的分陣相連以用于獲取所述電能輸入并進行功率調節，多個所述蓄電池充放電調節模塊分別與所述蓄電池相連以用于對所述蓄電池進行充放電調節。
3.根據權利要求2所述的基于混合調節的全電推進衛星電源系統，其特征在于，每一所述太陽模塊包括混合調節電路，所述混合調節電路包括輸入電容、電感、第一開關管、第二開關管、第三開關管、第四開關管、第一二極管、第二二極管、第三二極管以及第四二極管，所述輸入電容的第一端與所述太陽翼的第一端連接，所述輸入電容的第二端與所述第四開關管的第一端連接，所述第四開關管的第二端與所述太陽翼的第二端連接并接地，所述第一開關管的第一端與所述輸入電容的第一端連接，所述第一開關管的第二端與所述第二開關管的第一端連接，所述第二開關管的第二端接地，所述電感的第一端與所述第一開關管的第二端連接，所述電感的第二端與所述第三開關管的
4.根據權利要求3所述的基于混合調節的全電推進衛星電源系統，其特征在于，當處于衛星電推變軌期間時，控制所述第三開關管斷開且所述第四開關管導通，通過主誤差放大器控制得到互補的所述第一開關管和所述第二開關管的驅動信號，以控制所述第一開關管和所述第二開關管的通斷，實現母線電壓的調節。
5.根據權利要求3所述的基于混合調節的全電推進衛星電源系統，其特征在于，當進入同步軌道期間時，控制所述第一開關管導通、所述第二開關管和所述第四開關管斷開，通過主誤差放大器對所述第三開關管進行分流調節控制，以實現母線電壓的調節。
6.根據權利要求2所述的基于混合調節的全電推進衛星電源系統，其特征在于，所述混合調節電源控制器還包括有遙測遙控模塊、背板組件以及用于穩定所述母線電壓的電容模塊，所述背板組件用于實現所述太陽模塊、所述蓄電池充放電調節模塊、所述遙測遙控模塊以及所述電容模塊的接口連接。
7.根據權利要求1所述的基于混合調節的全電推進衛星電源系統，其特征在于，所述蓄電池充放電調節模塊通過主誤差放大器進行充放電調節，以穩定所述母線電壓。
...【技術特征摘要】
1.一種基于混合調節的全電推進衛星電源系統，其特征在于，包括有：
2.根據權利要求1所述的基于混合調節的全電推進衛星電源系統，其特征在于，所述混合調節電源控制器包括有多個太陽模塊和多個蓄電池充放電調節模塊，所述多個太陽模塊分別與所述太陽翼的分陣相連以用于獲取所述電能輸入并進行功率調節，多個所述蓄電池充放電調節模塊分別與所述蓄電池相連以用于對所述蓄電池進行充放電調節。
3.根據權利要求2所述的基于混合調節的全電推進衛星電源系統，其特征在于，每一所述太陽模塊包括混合調節電路，所述混合調節電路包括輸入電容、電感、第一開關管、第二開關管、第三開關管、第四開關管、第一二極管、第二二極管、第三二極管以及第四二極管，所述輸入電容的第一端與所述太陽翼的第一端連接，所述輸入電容的第二端與所述第四開關管的第一端連接，所述第四開關管的第二端與所述太陽翼的第二端連接并接地，所述第一開關管的第一端與所述輸入電容的第一端連接，所述第一開關管的第二端與所述第二開關管的第一端連接，所述第二開關管的第二端接地，所述電感的第一端與所述第一開關管的第二端連接，所述電感的第二端與所述第三開關管的第一端連接，所述第三開關管的第二端接地，所述第一二極管的正負極分別與所述第一開關管的第二端和第一端連接，所述第二二極管的正負極分別與所述第二開關管的第二端...
【專利技術屬性】
技術研發人員：李鍵，章玄，蔣碩，王敏，姜垚先，韓悅，付宇，
申請(專利權)人：中國空間技術研究院，
類型：發明
國別省市：
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