一种快速响应小卫星的电源系统

本发明属于电源技术领域，具体涉及一种快速响应小卫星的电源系统。

背景技术：

传统的小卫星一般采用展开式太阳能电池阵或者一体装式太阳能电池阵作为小卫星电源系统中的发电装置。对于展开式太阳能电池阵方式，在小卫星入轨后需要有解锁展开的动作，展开过程需要花费一定的时间，使得小卫星不能入轨后立即执行任务，而且展开过程容易引起电池阵结构振动，从而造成小卫星本体姿态抖动，不利于实现小卫星入轨后即开展工作；

而对于一体装式太阳能电池阵方式，通常是将太阳能电池阵上的发电器件，太阳电池片直接贴装在小卫星的舱板表面，这种方式无需进行在轨展开的相关动作，但这种方式会使得太阳能电池阵的安装与小卫星整星热控手段的实施存在一定耦合，也就是说，小卫星整星结构的热设计与太阳能电池阵设计之间存在耦合，从而导致两者之间在热设计与结构研制过程中都相互影响。

因此，亟需一种快速响应小卫星的电源系统，既能够实现小卫星入轨后便开展工作，又能够解耦太阳能电池阵的安装与小卫星整星的热设计。

技术实现要素：

为了解决上述问题，本发明提供提出一种快速响应小卫星的电源系统，既能够实现小卫星入轨后便开展工作，又能够解耦太阳能电池阵的安装与小卫星整星的热设计。

为了实现上述目的，本发明提供一种快速响应小卫星的电源系统，包括：

太阳能电池阵，用于将太阳能转化为电能后为小卫星供电或给蓄电池组充电；

所述蓄电池组，与所述太阳能电池阵并联，用于存储所述太阳能电池阵转化的电能或者输出电能给小卫星；

电源控制器，用于小卫星的能源管理；

所述蓄电池组和所述电源控制器电性连接，所述太阳能电池阵通过固定连接装置设置在小卫星的舱板外侧壁上，并与所述舱板外侧壁具有间隙；所述蓄电池组设置在小卫星的舱板内。

作为上述方案进一步的改进，所述太阳能电池阵包括相互分离的太阳能电池主阵和太阳能电池辅阵，所述太阳能电池主阵和太阳能电池辅阵分别通过固定连接装置安装在小卫星舱板的相对或相邻的两侧壁外侧，并分别与对应的侧壁平行设置。

作为上述方案进一步的改进，所述舱板为小卫星的电源系统的结构主体，为太阳能电池阵及蓄电池组提供支撑，且所述舱板为立方体结构。

作为上述方案进一步的改进，所述固定连接装置包括隔热垫和设于隔热垫上的连接件，所述隔热垫设置在舱板和太阳能电池阵之间，使得太阳能电池阵与舱板之间形成隔热间隙，所述连接件用于压合太阳能电池阵并与舱板固定连接。

作为上述方案进一步的改进，所述太阳能电池阵为热解耦式太阳能电池阵，其包括基底结构和安装在基底结构上的三结砷化镓电池片，所述基底结构固定安装在小卫星的舱板上。

作为上述方案进一步的改进，所述基底结构包括两块碳纤维面板，两块碳纤维面板之间夹设有蜂窝状内芯。

作为上述方案进一步的改进，所述蜂窝状内芯的材质为铝。

作为上述方案进一步的改进，所述电源控制器包括电源管理单元、电源控制单元和两个一次配电单元，所述两个一次配电单元分别与所述太阳能电池主阵和太阳能电池辅阵连接，且所述两个一次配电单元分别与电源管理单元、电源控制单元电性连接。

由于本发明采用了以上技术方案，使本申请具备的有益效果在于：

本发明提供的快速响应小卫星的电源系统，包括太阳能电池阵、蓄电池组和电源控制器，所述蓄电池组和所述电源控制器电性连接，所述太阳能电池阵通过固定连接装置设置在小卫星的舱板外侧壁上，并与所述舱板外侧壁具有间隙；所述蓄电池组设置在小卫星的舱板内；一方面，所述太阳能电池阵通过固定连接装置固定安装在小卫星的舱板外侧壁上，在小卫星入轨后太阳能电池阵无需展开动作，避免了传统实施方式中电池展开消耗时间，也避免了传统实施方式中电池展开动作引起小卫星姿态的抖动，实现了小卫星入轨即工作的功能；另一方面，所述太阳能电池阵通过固定连接装置设置在小卫星的舱板外侧壁上，并与所述舱板外侧壁具有间隙，相对于传统的实施方式(直接将太阳能电池阵贴装在小卫星本体的表面)，本发明的连接方式实现了太阳能电池阵结构安装与小卫星整星热设计之间的解耦，从而可以单独地给小卫星本体做热设计，例如对小卫星本体的外壁进行热包覆。也即，在对小卫星进行热设计时可以直接单独对小卫星的本体进行考虑即可，无需考虑外部的太阳能电池阵；再一方面，由于本发明实现了太阳能电池阵与小卫星整星热设计之间的热解耦，也意味着太阳能电池阵加工制造与小卫星本体加工制造之间的解耦，相比传统的体装式太阳能电池阵方式，本发明的太阳能电池阵和小卫星本体在加工研制与总装测试方面均可以独立并行进行，无需依赖严格的顺序装配后再实施测试，因而有利于加快小卫星的研制周期。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图；

图1为本发明的快速响应小卫星的电源系统在小卫星上的安装立体结构示意图；

图2为本发明的快速响应小卫星的电源系统在小卫星上另一侧方向的安装立体结构示意图；

图3为本发明的快速响应小卫星的电源系统的框架结构示意图；

图4为本发明的快速响应小卫星的电源系统的热解耦式太阳能电池阵的安装结构示意图；

图5为图4中a区域的局部放大结构示意图；

图6为图4中b区域的局部放大结构示意图；

附图标记如下：

1、太阳能电池阵；11、太阳能电池主阵；12、太阳能电池辅阵；2、蓄电池组；3、电源控制器；4、固定连接装置；41、隔热垫；42、连接件；5、舱板；s、间隙。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

需要说明，本发明实施例中所有方向性指示诸如第一、第二、上、下、左、右、前、后……仅用于解释在某一特定姿态如附图所示下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。

另外，本发明各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。

以下面结合附图以对本发明作进一步描述:

参照图1-图6，本发明提供一种快速响应小卫星的电源系统，包括：热解耦式太阳能电池阵11、蓄电池组22和电源控制器33，热解耦式太阳能电池阵11、蓄电池组22分别和电源控制器33相连，所述热解耦式太阳能电池阵11与小卫星的舱板5之间相互独立且平行布置、并通过固定连接装置固定安装在小卫星的舱板5上，且与舱板5之间间隙s布置；热解耦式太阳能电池阵11通过太阳光电转换将太阳能转化为电能，产生电流给平台供电或者给蓄电池组2充电。具体地，热解耦式太阳能电池阵11接入电源控制器33，通过充电分流单元对蓄电池组22供电或者给负载供电；热解耦式太阳能电池阵11用于将太阳能转换为电能，并给小卫星供电或者给蓄电池组22充电；蓄电池组22设置于小卫星的舱板5内，用于储存电能并在小卫星进入阴影期或者太阳能电池阵1提供功率不足时为小卫星供电；电源控制器32设置于小卫星的本体内部，用于小卫星的能源管理，用于蓄电池组22的充放电管理、一次配电以及遥控遥测功能；所述太阳能电池阵1通过固定连接装置4固定安装在小卫星的舱板5外侧壁上，这样的设置，在小卫星入轨后太阳能电池阵1无需展开动作，避免了传统实施方式中电池展开消耗时间，也避免了传统实施方式中电池展开动作引起小卫星姿态的抖动，实现了小卫星入轨即工作的功能。

作为优选的实施例，所述热解耦式太阳能电池阵1包括相互分离的太阳能电池主阵11和太阳能电池辅阵12，所述太阳能电池主阵11和太阳能电池辅阵12分别通过固定连接装置4安装在小卫星舱板5的相对两侧壁外侧，并分别与对应的侧壁平行设置。在本实施例中，太阳能电池主阵11面积为1.54m²，输出功率为330w；太阳能电池辅阵12面积为0.82m2，输出功率为175w。平时太阳能电池主阵11对日，太阳能电池主阵11出现故障情况下转到太阳能电池辅阵12对日。太阳能电池辅阵12除了在平时姿态机动过程中可以有机会受光照产生电能，太阳能电池辅阵12对日只进行对日捕获，姿态进入无控状态。

作为优选的实施例，所述舱板5为小卫星的电源系统的结构主体，为太阳能电池阵1及蓄电池组2提供支撑；在本实施例中，小卫星的舱板5为立方体结构，太阳能电池主阵11和太阳能电池辅阵12两者所安装的舱板5相对平行布置，本实施例中分别在卫星+/-y两个侧面的舱板5上安装。

作为优选的实施例，为了隔离太阳能电池阵1向卫星本体的热传导，参照图4-图6所示，所述固定连接装置包括隔热垫41和设于隔热垫41上的连接件42，所述隔热垫41设置在舱板5和太阳能电池阵1之间，使得太阳能电池阵1与舱板5之间形成隔热间隙s，所述连接件42用于压合太阳能电池阵1并与舱板5固定连接，从而可防止热量传导到卫星，影响卫星负载的工作；

传统的实施方式中，热解耦式太能阳电池阵采用贴装式方式，太阳能电池阵1结构安装与小卫星整星热设计之间相互关联耦合，从而使得在给小卫星本体做热设计的同时需要兼顾太阳能电池阵1的热设计；

而本实施例中，热解耦式太阳能电池阵1通过固定连接装置4设置在小卫星的舱板5外侧壁上，并与所述舱板5外侧壁具有间隙s，本发明的热解耦式太阳能电池阵1相对小卫星平台本体，是一种独立结构。以太阳能电池主阵11为例，在小卫星的舱板5上设有5个连接点，太阳能电池主阵11在这5个连接点处分别通过固定连接装置安装在舱板5上。且固定连接装置的隔热垫41设置在舱板5和太阳能电池阵1之间，使得太阳能电池阵1与舱板5之间形成隔热间隙s，从而避免了太阳能电池主阵11的热量传递给小卫星本体；从而可以单独地给小卫星本体做热设计，例如对小卫星本体的外壁进行热包覆。也即，在对小卫星进行热设计时可以直接单独对小卫星的本体进行考虑即可，无需考虑外部的太阳能电池阵1；另外，由于本发明实现了太阳能电池阵1与小卫星整星热设计之间的热解耦，也意味着太阳能电池阵1加工制造与小卫星本体加工制造之间的解耦，相比传统的一体装式太阳能电池阵1方式，本发明的太阳能电池阵1和小卫星本体在加工研制与总装测试方面均可以独立并行进行，无需依赖严格的顺序装配后再实施测试，因而有利于加快小卫星的研制周期。

作为优选的实施例，所述太阳能电池阵1为热解耦式太阳能电池阵1，其包括基底结构和安装在基底结构上的三结砷化镓电池片，所述基底结构固定安装在小卫星的舱板5上，且其耐受温度范围为-100~145摄氏度。在本实施例中，基底结构包括两块碳纤维面板，两块碳纤维面板之间夹有蜂窝状内芯，蜂窝状内芯采用铝制成。

作为优选的实施例，所述电源控制器3包括电源管理单元、电源控制单元和两个一次配电单元，所述两个一次配电单元分别与所述太阳能电池主阵11和太阳能电池辅阵12连接，且所述两个一次配电单元分别与电源管理单元、电源控制单元电性连接。用于为蓄电池组2提供充放电管理、一次配电以及遥控遥测功能。

以上是本发明的详细的介绍，本文中应用了具体个例对本发明的原理以及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法以及核心思想。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以对本发明进行若干改进和修饰，这些改进和修饰也落入本发明权利要求的保护范围内。