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1、精选优质文档-倾情为你奉上2U立方星设计报告概念设计组西北工业大学教育实验学院队员：梅嘉炜、王洋、王永威、王昭、魏恒来2012年12月9号目录立方星设计方案1 引言2012年7月25日23时43分，我国在西昌卫星发射中心用长征三号丙运载火箭成功发射“天链一号03星”，卫星顺利进入太空预定轨道。这次发射成功后，“天链一号”卫星将实现全球组网运行，标志着我国第一代中继卫星系统正式建成。专家称，中国“天链一号03星”与01星、02星成功实现全球组网运行，建成比较完备的中继卫星系统，将进一步提高中国载人航天飞行任务的测控覆盖率，为中国神舟飞船以及未来空间实验室、空间站建设提供数据中继和测控服务。同时，
2、还将为中国中、低轨道资源卫星提供数据中继服务，为航天器发射提供测控支持。目前, 资源卫星、环境卫星等应用卫星获得的科学数据, 要在卫星经过地面站上空时才能被下传使用,然而如果突发重大自然灾害, 就会失掉最佳的应对处置时机。天链一号可使各类中、低轨道卫星实现数据实时下传并及时应用, 是各类中、低轨道应用卫星的效能倍增器。此外，如果航天器在轨运行时出现故障, 抢救时机往往以秒来计算, 一旦错过就可能造成无法挽回的重大损失。随着中国人造地球卫星数量的增多, 卫星出现故障的概率会有所增加。天链一号投入应用后, 将能够及早发现和尽快解决航天器故障。美国用“跟踪与数据中继卫星”取代了在全球设置的14个测控
3、站, 对所有中、低轨道航天器的轨道覆盖率由曾经的15% 提高到了85%, 处理信息的能力提高了6倍多。同时, 每年还节省维修和运行地球测控站费用达3亿美元。可见，中继卫星系统在航天领域里发挥着重要的作用，中继卫星系统的发展拥有着广阔的前景。然而，现在比较成熟的中继卫星系统均为同步轨道卫星，价格昂贵，发射难度大。立方星属于低轨道卫星，低轨道小卫星中继通信相比高轨卫星中继通信的突出优点是轨道高度低，使得通信传输延时短，路径损耗小，除此之外，由于小卫星具有区域覆盖效果好，组网灵活，成本相对于高轨卫星低很多等优点，因此可以利用小卫星可以实现远程通信支援作用，在短时间内信息保障系统尚未健全时或者实现中继
4、远程通信功能的高轨卫星受损时，将小卫星作为中继器有利于建立畅通的通信链路，有助于及时返回重要信息，是很有现实意义的方案，这不论在军事或者民用方面都有非常重要意义1。因此，我们考虑利用微小卫星成本低、在低轨道运行的特点，提出运用微小卫星来构建下一代中继卫星系统的想法。本次设计方案的提出，是想利用立方星来作为一次实验，以检测微小卫星构建中继卫星系统的可行性，并发现函待解决的问题，以实现最终构建下一代中继卫星系统的计划。2 姿态控制卫星的飞行轨道和姿态指向是决定卫星应用功能的两项首要因素，是卫星总体工程设计的重要内容，直接影响着卫星应用有效载荷的设计和卫星应用性能指标的制定。卫星被发射投入运行后，卫
5、星轨道和姿态控制是卫星运营，操作和管理的核心内容，直接影响卫星应用任务的实践和卫星的在轨寿命2。下图为卫星姿态控制系统原理图（图2.1）。 图2.1卫星姿态控制系统原理图由上图不难得出，姿态估计量是由太阳敏感器和磁强计捕捉到的数据并加以处理后得到的，而后又将其传给星载计算机，由星载计算机控制推进器向整星提供动力，反作用飞轮施力进行调姿。以下就各重要部分及技术难点加以说明。2.1 基于粒子滤波的定姿法卫星的姿态可以用四元数来描述，而四元数的获取则需要太阳敏感器和三轴磁强计来实现，而后通过这些数据可以得出姿态估计量。2.1.1 三轴磁强计的设计地球磁场的矢量信息是确定卫星位置的非常重要的信息，将它
6、结合地球磁场模型可以确定卫星在地球磁场中的位置信息，为整星的姿态确定提供重要依据之一，三轴磁强计因体积小，重量轻，可靠性强，功耗低，工作温度范围宽，没有活动部件，而且具有一定的精度水平，因而是理想的器件，设计的目的在于使得三轴磁强计在复杂的环境中稳定，可靠，使其寿命尽可能长。 皮卫星三轴磁强计利用四元件配置的惠斯顿电桥将磁场转化为差分输出电压，实现磁场信息和电压之间的转化之后再进行调理最终数字化并通过MCU处理，最终得到皮卫星在地球磁场中的位置信息，一般的三轴磁强计使用的是6.515V的工作电压，而如果三轴磁强计的电压均衡且尽可能小，那更能符合我们的设计要求，如下的三轴磁强计的系统设计可以使得
7、各个模块均工作在5V内（图2.2），这样的设计可以降低电源的压力，减少了电压的种类，有利于降低功耗。图2.2 三轴磁强计的系统设计2.1.2 三轴磁强计和太阳敏感器获姿本方案采用磁强计和太阳敏感器获得姿态信息，卫星轨道坐标系下的磁场矢量以及太阳方向都可以通过该轨道信息以及星历解算出来。设k时刻卫星轨道坐标系下的磁场强度和太阳参考矢量分别为B、S，其中磁场参考矢量的计算可以参考国际地磁参考场IGRF(International Geomagentic Reference Field)。此时磁力计和太阳敏感器测量值为卫星本体坐标系下的值，记为、，两个矢量互不平行。在轨道坐标系建立新的正交坐标系R，
8、各坐标轴的单位矢量为：同样，在卫星本体坐标系中建立正交坐标系Q中，各坐标系的单位矢量是：因此，下面的两个33阶矩阵 是R和Q坐标系分别在轨道坐标系和卫星本体坐标系的方向余弦阵，根据双矢量定姿， 即为测量信号B、S、和得到的真实姿态转移矩阵。本方案对姿态转移矩阵进行处理，即通过姿态矩阵计算实时的姿态四元数q。2.1.3 粒子滤波进行姿态估计值的计算为了完成飞行任务，通常需要确定卫星坐标系相对于某一参考坐标系或者某一特定目标的姿态。为了确定姿态，首先要有姿态测量，即用星上的姿态敏感器获取含有姿态信息的物理量，然后对其进行数据处理以获得姿态信息。目前常用来获取姿态参数的方法主要有：参考矢量法、惯性测
9、量法以及状态估计法。其中，状态估计法最为行之有效，包括卡尔曼滤波方法、扩展卡尔曼滤波(EKF)以及平淡卡尔曼滤波(UKF)等3。1)蒙特卡洛粒子滤波算法蒙特卡洛方法是一种基于概率统计中随机抽样来近似解决数学或工程问题的方法。实现过程一般是将需要求解的问题用某种随机变量的形式进行描述，从该变量的概率密度分布中采样并建立各种估计量，对估计量进行求解的结果也即是所需要求解的问题的解。利用该算法，我们可以得到如下所示的粒子算法流程（如图2.3）。图2.3 粒子算法流程其原理图如下：图2.4 粒子算法原理图2.2推进器的选择传统的推进器一般质量和体积都比较大，很明显，传统的推进器不能够用在立方星上。由于
10、立方星的独特特点，它所需的推进系统要求电压低，功耗低，体积和质量小，立方星本身所需推力和比冲均不大，最小推力脉冲在10-4-10-6N。S之间,我们考虑用微推进器实现，微推进器是基于MEMS的微推进系统，从目前的研究来看，主要分为电推进和化学推进，通过相关文献我们得知，对于电推进推进器按原理可以分为三种，我们总结发现电热式电推器进功耗相对较高，静电式电推器所需驱动电压较高，电磁式电推器进虽然目前技术比较成熟，但是并没有发挥MEMS的优势，体积和质量偏大，对于体积很小的立方星来说并不合适，相比电推进，化学推进能够比较适合用于立方星上，化学推进系统电功耗很低，能够产生精确的小推力，而且它本身没有可
11、动部件，工作可靠性高，对于寿命较短的问题，我们可以通过提高推进器单元阵列数量和携带多片推进器阵列来解决4。我们采用固体微化学推进器，并且采用现在广泛使用的硅材料和硅的微加工技术，采用该推进器很大的一个优点在于可以在同一个芯片上集成制作各种尺寸的贮箱，喉颈和装填不同的推进剂，并且在1cm2的芯片上可以集成达106个微推力器，较高的集成度使得芯片的成本大幅度降低，并且在采取一定的逻辑功能时可产生特定要求的脉冲。对于化学推进器装药的选择，必须考虑到微推进器和立方星自身的特点，首先，装药量少，并应采用电点火的方式，因而装药必须容易在电热的作用下直接被点燃，其次，药腔较小，一般为亚毫米级，要求药剂的点火
12、临界直径尽可能小，以避免小直径下药剂难点燃的情况出现，通过查阅资料5，我们认为采用斯蒂芬酸铅为主要药剂比较合适，斯蒂芬酸铅电热感度较好，属于弱起爆药，燃烧的临界直径也较小，瞬时推力较大，很适合用在药腔高度集成度，药室直径很小的地方，当斯蒂芬酸铅装药量为0.32.8mg时推力约为0.050.38mN,总冲量约为3.2*10-53.0*10-4mN.s,能够基本满足立方星的要求，一种固体微化学推进器如下图（图2.5）所示： 图2.5 固体微化学推进器由上图可以形象地说明芯片的面积和体积，对于我们立方星的设计非常有益，因为该推进器体积很小，我们可以增加推进器阵列的方式实现我们所需要的推力或者比冲等参
13、数，而且体积增加对立方星的影响并不大，比较好的满足了我们对于推进系统动力的要求。2.3 姿态控制创新点一般的三轴磁强计使用的是6.515V的工作电压，而我们设计的三轴磁强计的内部系统设计使得三轴磁强计的各模块均工作在5V以内，有效地降低了电压的种类，降低了功率，能很好的满足设计要求。 3 通信模块 立方星的通信模块是由一台低功率发射机、2台接收机、调制解调器、A/D转换器和收发两用天线组成，工作流程如图3.1所示。传统带状天线在中转信号时不具有方向性，因此会造成大量的能量浪费。对于体积较小的立方星而言，很难提供如此大的能量，为此，我们考虑了双轴定位收发两用抛物面天线，用发射抛物面定向发射电磁信
14、号同时可实现接收方向和发射方向的精确控制，如图3.2。3.1收发天线从图中可以看到，我们采用了两个抛物面形状的卫星接收和发射两用天线。其中左下方的天线通过定位调节指向地面工作站，用于接收地面的控制信号同时该天线可以向地面发射中继信号。另外一个抛物面天线和地面控制收发天线同轴通过立方星，用以接受高空卫星发射的信号。两同轴天线的最佳接收定位角度均是独立利用双轴定位来进行调节。图3.1通信模块流程图地面控制收发天线高空接收天线 图3.2收发天线示意图3.2.接收机考虑到通讯系统中传输距离的差异以及抗干扰能力，我们选择了两个接收机分别用以接收分别用于地面的控制信号及深空频段的跟踪和数据中继传输信号。对
15、于接收从地面传来的信号时，需要考虑从地面的边缘、极光、临近卫星等自然或人为的电磁干扰。因此选用Ka波段作为接收机1的工作频段。对于接收机2需接收高空远距离的信号，干扰信号主要来自太空深处的星星等背景，较前者而言干扰较小。但是此传输波段应具有远距离、低衰减的特点，我们考虑选用Ku波段和S波段工作。对于上述两种接收机分别需要集装自适应信号处理器用以降低干扰，分离目标。 3.3高速调制解调器 高速调制解调器采用16QAM调制器。16AM的调制实现可分为正交调幅法和4PSK重叠调制法。下面介绍这两种调制方法：1） 正交调幅法实现16QAM调制方案 图3.3 正交调幅实现16QAM调制器原理框图2） Q
16、PSK重叠调制法实现16QAM调制方案QPSK重叠调制法的核心思想是用两个已调QPSK信号合成一个16QAM信号。在合成16QAM已调信号都是等幅波，采用饱和功率放大器分别经过放大两路QPSK信号，然后在功率信号上叠加出16QAM信号。这样可以提高功率的效率，充分利用卫星的能源。原理图见图3.4。图3.4QPSK重叠调制法实现16QAM调制的方框图基于1）、2）两种方案的1Gbps 16QAM高速调制解调器的可以实现立方星与高轨道的海量数据传送。 3.4 A/D转换模块 我们如果采用一种32位精度结构转换器，该A/D转换器可以使得无失码精度达到31位，并且该A/D转换器较高的信噪比。下面是其一
17、种可行结构示意图如图3.5。 图3.5 一种四通道并行流水线A/D转换器 3.5通信模块创新点通信系统模块采用了双轴定位收发两用抛物面天线（图4.2并未画出双轴结构是因为双轴结构不容易画出。但是这种旨在于在四维平面调节定位角度的双轴结构并不难想象出），一改传统小卫星带状天线带来的能量浪费，符合纳卫星低功耗的要求。同时利用16QAM高速调制解调器使得大量通信数据的同时传输成为可能。最后我们采用一种四通道并行流水线A/D转换电路实现2号接收机对接收到的地面信号的高效模数转换，在一定程度上会缩短地面指令与星载计算机执行指令的时间差，从而提高控制效率。由于16QAM高速调制解调、接收机、发射机和A/D
18、转化电路均集中于PCB板上，因此通讯模块质量并为因为功能的提高而增加太多即保持在50g以内。另外收发天线口径预定为1.3m，我们可以通过采用轻型材料和先进的加工工艺使得其质量保持在150g左右。由于采用了低功耗的设计，整个模块的功率将主要集中于高空信号的高速大流量的数据接收和传输上。但是对于实验用的中继通信立方星，只能在一个较小的覆盖面积内收发数据。因此，我们可以通过采用高性能太阳能电池板解决供电的问题。 4 星载计算机及其相关线路设计星载计算机系统是由星务计算机、姿态控制计算机、电源热控计算机、系统串行总线、A/ D 模块、D/A 模块、存储单元、看门狗等部分组成:1.星务计算机采用一种自主
19、切换式双模冷备份容错策略。这种容错策略8的备份机一直处在掉电状态。一旦主机发生灾难, 故障监测模块把主机的健康状态汇报给自主切换模块, 自主切换模块经逻辑判断认为需要切换,将发送切换指令, 备份机将自主启动进入工作状态。同时，系统也配有地面遥测指令接口, 可以进行人工干预。双机切换可以由地面站指令控制或由硬件看门狗和切换逻辑电路实现。星务计算机实施对微小卫星自主运行管理, 遥控、遥测及系统工程参数采集, 命令分析, 发送直接与间接命令等;2.姿态控制计算机主要负责小卫星的姿态控制, 为小卫星提供必要的俯仰角和滚动角, 使小卫星符合一定的姿态稳定度。实现对小卫星姿态的实时控制计算量比较大, 要求
20、实时性较好, 所以采用双机热备份的冗余方式以满足小卫星对实时性和可靠性的要求;3.电源热控计算机负责对卫星系统资源的合理调度和管理、系统故障隔离以及系统重构, 电源热控计算机采用双机冷备份冗余方式;4.系统总线( BUS ) : 各下位机通过系统总线与星务计算机组成一个小型局域网, 借助该局域网交换数据信息,系统总线采用CAN 总线双总线结构, 互为备份。星载计算机系统结构框图如图4.1 所示9。图 4.1 星载计算机系统结构框图4.1 双CAN 冗余设计星上综合电子各个系统之间采用双C A N 冗余的形式实现通信, 通常情况下使用C A N A 总线, 当C A N A 出现故障时切换到C
21、A N B 总线。C A N 总线发送的报文和接受的报文分别采用C R C 编码和C R C 校验, 监测系统总线的健康状况, 通过接受错误计数器和发送错误计数器记录故障信息 , 当故障帧达到设定的允许值时, 切换到另一条总线上继续通信, 而当故障帧没有达到设定的允许值, 但接受超时, 也执行切换。切换流程如图4.2所示。图 4.2 切换流程4.2 上电检测和电流检测故障监测单元首先检测双模冗余计算机中哪个微处理器上电。由于自主切换式双模冷备份容错策略中只有工作机上电, 备份机一直不上电, 所以通过检测微处理器的上电情况, 可以判断哪个是工作机哪个是备份机。只有上电的计算机, 故障检测单元才会
22、对其进行电流检测。电流检测功能框图如图所示, MAX471是一种高精的电流传感器, 精度为2%,检测能力为3A ,电压范围为3一36 V。在工业中常用于电流检测与电路保护。图 4.3 故障检测图4.3硬件看门狗检测为了避免因瞬时干扰造成系统死锁, 采用硬件看门狗对系统进行监控。每个微处理器都提供了一个硬件看门狗, 在处理器上电后定时喂狗。星载计算机系统上电后, 主机加电/备机断电开始工作(进入状态l)；主机工作中出现第一次狗咬则进行复位, 同时系统公共单元对狗咬信号进行计数, 当检测到复位后第二次发生狗咬时, 产生备机加电/ 主机断电(进入状态2 )；同样, 备机工作中出现狗咬则进行复位, 同
23、时系统公共单元对狗咬信号进行计数, 当检测到复位后第二次发生狗咬时，产生主机加电/备机断电(返回状态1 )；星载计算机看门狗监测时主备状态迁移如图4.4所示。图 4.4 看门狗设计4.4 星载计算机创新点目前星载计算机容错策略的工作形式主要有三种：冷备份、热备份、温备份。而我们采用的这种自主切换式双模冷备份容错策略，具有热备份和温备份的自主性,却不需要冷备份模式下的地面指令。同时，系统也配有地面遥测指令接口, 可以进行人工干预。并且系统功耗也只有温备份和热备份模式的一半。在可靠性方面，由于备份机一直处在不上电状态, 一般不会受到损坏, 所以失效率很低。5立方星电源设计模块电源设计是卫星至关重要
24、的一部分，本着创新，可靠性高，效率高等原则进行相关设计。电源设计分为三个模块：硬件包括产电装置，储电装置软件包括电源控制系统。5.1产电模块采用六面体体装方式的太阳能电池板。5.1.1材料选择在宇宙空间环境中，环境条件非常恶劣，温度起伏大，且存在着大量的高能粒子。它们会破坏太阳电池的晶格结构，使晶格缺陷增多，造成电池性能下降。对于在这种条件下工作的太阳电池，必须具备性能稳定和耐辐照等基本特性。同时良好的光电转换效率是空间太阳电池又一重要特征。通过对近期相关太阳能电池板的研究，可以知道GaAs等III V族电池具有很高的光电转换效率，且抗辐照特性也较好，恰好满足空间应用的需求。因此我们最终选用国
25、内目前效率最高三结砷化镓（GaAs）。5.1.2太阳能电池板设计主要的几个问题1）工作温度任何电源设计都要考虑所需功率的量级。电池板的工作温度是关键问题，因为太阳电池片的性能与温度有关。工作温度每上升1(以28标准工作温度为基准)，硅太阳电池的效率下降约0.5。任何太阳电池的温度系数都与下列因素有关：电池的类型及其输出功率特性、实际工作温度、轨道高度等。GaAs和InP虽然温度系数较小，但较高的工作温度仍意味着性能下降。在太阳能电池板下埋下温度传感器，间歇性地独立测量太阳能电池板的温度，通过电源控制系统的温度调节模块，将太阳能电池板维持在合理的温度范围，从而达到效率最高。2）太阳电池阵并联效率
26、太阳电池阵的输出电压并不稳定。由于采用的太阳电池之间并没有分路二极管，若输出直接并联，则非正照面的太阳阵会受到反向偏压，引起不必要的功率耗散甚至损坏太阳电池。因此，每个面的太阳电池阵的输出必须带有反向保护。反向保护单元可供选择的方案有：二极管、LDO以及DCDC。由于二极管导压降（0.3V0.4V）的缘故，会有约400mw的能量损失，对立方星而言，是一笔不小的功率消耗。所以摒弃二极管做保护电路的方法。低压差线性稳压器(LowDropout，LDO)是一种低导通压降的线性稳压器件，其导通压降要小于二极管。由于它的输入电流基本等于输出电流，因此它常用于输入和输出电压差距不大的情况，否则多余的电压将
27、会消耗在器件上，会降低效率。直流直流变换器(DCDC)是一种电压变换器，它能将输入端的整个功率都传递到输出端，它的特性是有固定的损耗，大约要损失能量的10-20。因此它常用于输入输出电压差距较大的场合。分析后知道立方星，使用DCDC从能量角度来讲并不划算，而且DCDC有大量的外围电路，其占用面积也要大于LDO，因此经比较选择了LDO作为反向保护器件，其在整星工作时最大只有0.13V的压降，这一方案将损耗降到了最小。每一路LDO的输出并联接在一起，提供母线电压。5.2储电模块蓄电池是能够贮能的装置，贮藏在光照器件太阳电池产生的多余功率，在太阳电池不能工作或不能提供足够的功率时作为备用电源释放能量
28、。要保证卫星长期、稳定、可靠地工作，就必须要配置一个寿命长，安全性好，可靠性高的蓄电池组。卫星上的蓄电池有独特的要求。首先在高真空环境下保证密封不泄漏。而且在每个轨道周期都要对蓄电池进行充放电，电能和化学能的转换效率要高。星上在稳定负载工作外，经常有峰值负载及脉冲负载，蓄电池要能够支持高功率输出。另外，蓄电池的充放电过程要安全、可靠、寿命长。锂离子电池的最大优势在于它能够大容量地贮存能量，比同类的镍镉电池，镍氢电池都高得多。而且工作电压高，一般在3.6V以上，充放电的寿命长，无记忆效应。与其它电池不同的地方在于，锂离子电池的工作电压随时间缓慢下降，比较容易显示剩余电量。锂离子电池也成为航天储蓄
29、能源的发展趋势。基于以上背景，立卫星选用了锂离子蓄电池作为二次电源，完成星上的储能和供电工作。5.2.1 电池组串并联节数的选取根据整星对母线电压的需求计算电池单体串联节数，如整星需要母线为12一16.4V，电池组的串联节数为：16.4 V3.6 V-4(节)。并联单体电池可以使电池容量增加但是电池组电压保持不变，如果既受求容量大又要求母线高的情况，可以通过将单体电池串并结合的方式来实现。5.2.2锂离子蓄电池的温控设计锂离子蓄电池组的结构设计按照机电热一体化要求，并考虑列热效应问题电池组采用一体化设计并且安装面上需要涂覆导热硅酯层使电池组工作时产生的热量可以通过底板传导出去。同时，为了保证电
30、池在合适的温度范围内工作。在电源箱底板铺设导热管。使电池在星上的工作环境温度力求保证在030的范围内。微小卫星一般没有热控系统只能通过热传导的方式来实现热控。可以考虑在蓄电池温度偏高时通过结构将热量导到卫星其他结构上；蓄电池组温度偏低时将卫星上其他部件发热的热量导到蓄电池结构上：，使其温度不至于过低。5.3 电源控制系统5.3.1硬件设计立方星智能电源系统基于“太阳能电池阵电源控制系统蓄电池组”拓扑结构进行设计。电源控制系统作为整个电源系统的核心部分，主要由以下几个部分构成：微控制单元、一次母线电压调节单元(即峰值功率跟踪单元)、二次母线电压调节单元(即放电调节单元)、充电调节单元、电压电流信
31、号采集单元、信号处理单元、串行通信单元等。电源控制系统整体结构如图5.1所示。 电源控制系统的基本工作流程为：根据预先设定的空间环境参数，由太阳电池阵模拟器形成电源系统的初始输入；初始输人经过一次母线电压调节单元的调节形成与蓄电池组工作电压相匹配的一次母线电压7.2V8.4V。同时完成对输入峰值功率的跟踪与锁定；供给二次母线的功率经过二次母线调节器的调节，分别为星上负载提供5V与3.3V两种二次母线电压；电压电流信号采集单元不断采集初始输入、一次母线、蓄电池组、二次母线等各关键节点的电压电流信号。经由电压跟随器、一阶滤波电路与多路信号选通芯片送入微控制单元进行A/D转换；微控制器根据各关键节点
32、信号，经过进一步的处理与分析，向各级母线调节单元及充电控制单元发出控制信号，同时通过串行通信单元向上位机传送数据。图5.1电源控制系统总体结构图1）一次母线电压调节单元(峰值功率跟踪单元)一次母线电压调节单元电路以Boost DCDC电压变换电路为核心，同时增加了以两个MOSFET组合而成的一次母线控制开关，如图5.2所示。Boost电压变换电路由MOSFET开关管Ql，续流二极管D3、D4，储能电感L2与滤波电容C13组成。升压变换比满足M=Vout/Vin=1/(1-D) (1)由于一次母线输出电压v。被钳位在蓄电池组工作电压，即7.2V8.4V区间某特定值。则调整微处理单元发出的PWM控
33、制信号占空比D，可调整输入电压(即太阳电池板输出电压)Vi。在此基础上，调用峰值功率跟踪(MPPT)算法，实现太阳电池板输出功率最大化。图 5.2 Boost电压变换电路2） 电流电压信号采集单元信号采集单元以MAX 4373F电流传感放大器与分压精密电阻为核心，采集初始输入、一次母线、蓄电池组53.3V二次母线等6处节点的电压电流信号。信号送人集成运放LM234进行电压跟随，再经过一阶R-C滤波电路滤去纹波，最终送入MAX 397等待AD转换。3） 充电调节器单元蓄电池组充电调节器由nMOSFET与pMOSFET组合电子开关构成具体结构同图2右侧的电子开关。充电过程中MOSFET驱动器输出高
34、电平信号则nMOSFET IRF3205导通，使pMOSFET IRF4905的G极电压近似为O，此时IRF4905的S极与G极间电压为正，使IRF4905导通。当蓄电池组达到满充电压时，微处理单元控制电子开关关断。4） 二次母线电压调节单元(放电调节单元)由于输出电压为特定值。二次母线电压调节单元中采用了MAX 649(5V输出)、MAX 65l(3.3V输出)的Buck型DC，DC降压变换控制芯片。MAX 649、MAX 651芯片将4.0V16.5V范围内的任意的一次母线电压分别转换为3.3V与5V，供给星上各分的任意的一次母线电压分别转换为3.3V与5V，系统的能量需求。当输出电流处于
35、10mA1.5A范围内，芯片功率转换效率可达到90以上。放电调节器同样由受微控制单元驱动的nMOSFET与pMOSFET组合电子开关构成。5.3.2软件设计1）立方星电源系统控制软件基本流程电源系统控制软件流程主要以“信号巡回检测PWM控制信号调整一系统运行参数传输一再次信号巡回检测”过程为主干，并在“巡检一控制一数据传输”过程中增加充电控制、放电控制等分支控制功能。控制软件采用模块化思想设计。由系统初始化模块，多路AD转换模块、数字滤波模块、数据分析与控制模块、串口通信模块等组成。2） 基于模糊控制逻辑的电导增量MPPT算法立方星智能电源系统主要依靠软件中的MPPT算法实现其功率的最大化。M
36、PPT算法原理在于：在一定的温度与光强条件下，卫星电源使用的太阳电池阵的输出电压与电流存在着非线性的关系，如图5.3所示。当输出电压到达特定值Vmp，与对应电流值Imp之间乘积达到最大值，即为太阳电池板峰值输出功率点Pmp。图5.3峰值功率跟踪算法原理示意图由图5.3可得，在峰值功率点处，输出功率对输出电压的微分dP/dV=d(VI)/dV=I+V dI/dV=0 (2)进一步推导，可得： -dI/dV=V/I (3)由此关系，建立基于模糊控制逻辑的电导增量MPPT算法，其基本流程如图5.4所示。 图5.4电导增量MPPT算法流程图 其中，v(n)，v(n-1)，I(n)，I(n-1)分别为当
37、前时刻与上一时刻的太阳电池板输出电压、电流值，D(n)，D(n+1)分别为当前时刻与下一时刻的占空比。D为占空比调整步长。根据采集的电流、电压信号，微处理单元不断增减PWM信号占空比利用Boost电压变换电路调整太阳电池板的输出电压，从而使工作点到达峰值功率点Pmp，卫星电源系统获得最大的输出功率。进一步在基本算法的基础上引入模糊控制逻辑其作用为加快峰值功率跟踪的速度。模糊逻辑控制器的两个输入变量分别取为当前时刻电导增量差值e(n)=-dI/dV-I/V和占空比调整步长D(n)，输出变量取为下一时刻的占空比调整步长D(n+1)。然后建立相应的隶属度函数与模糊规则库，此处从略。模拟实验表明，在标
38、准空间环境条件(AM0，25)下。引入模糊控制逻辑后的电导增量MPPT算法其峰值功率跟踪所需时间减少了60以上。5.3.3电池组创新点在航天电源系统中实现了运行参数实时采集；提出了基于模糊控制逻辑的电导增量MPPT算法;快速实现对电源系统输入峰值功率的跟踪。6 参考文献1吴昊，陈树新，张衡阳.基于小卫星中继的远程通信方案，电讯技术，2012,62 卫星轨道姿态动力学与控制/章仁为编著.北京：北京航空航天大学出版社，1998.53基于粒子滤波的微小卫星姿态确定算法吴海亮，王惠南，陈志明，刘海颖1005-6734(2007)04-0427-044 尤政，张高飞.基于MEMS的微推进系统的研究现状与
39、展望，精细加工技术 2004,35 马立志，沈瑞琪，叶迎华.不同装药条件下的微化学推冲器的推进性能研究，兵工学报，2004,96 耿浩，熊蔚明. 星载超高速调制技术研究. 北京：中科院空间科学与应用研究中心,20087 李景虎，高低速A/D转换器即相关技术研究. 哈尔冰工业大学，2009，48 袁春柱，朱庄生. 微小行星星载计算机容错机制设计与分析，中国宇航学会深空探测技术专业委员会第七届学术年会论文集. V448.29 姜连祥，杨根庆. 微小卫星星载计算机系统可靠性研究与设计，系统工程与电子技术，Vol 31，Jan. 200910王禹，吴知非. 基于皮卫星的数字化智能电源系统设计，微计算机信11 王涛，黄晓，郗志伟. 低轨道微小卫星电源系统研究7 附录星载计算机模块姿态控制模块接收天线电源模块通信模块双轴定位天线发射天线附图一 立方星各模块结构示意图附图二 立方星作为中继卫星工作状态示意图专心-专注-专业