题目：卫星电源系统设计

卫星供电子系统(EPS)是组成卫星的重要子系统之一，它的设计计算有很高的精度要求，任何误差都可能导致卫星无法完成既定任务，从而造成巨大的经济损失。EPS为卫星的其它子系统提供稳定的电能，实时控制电能配给。有超过25%的卫星故障都是由于EPS故障引起的。进行设计时，首先要进行参数计算，在此基础上选择系统结构，进一步对选定的结构进行仿真。最后通过优化确定最终拓扑结构。

本论文设计实现了中国DST与伊朗DST合作项目SABA1小卫星的EPS设计，SABA1为遥感卫星（在600Km的轨道高度对地分辨率约80m）,主要进行农业、土壤、森林、城市规划、气候以及地形观测。

设计实现的EPS包含一个主电源（太阳能阵），电能存储模块以及功率分配及控制模块，功率分配及控制模块由并联稳压器、电池充电控制器以及转换器组成。

本论文详尽地说明了SABA1卫星EPS的设计过程。包含基于理论的初步设计、仿真优化以及制作和测试验证三大部分。

首先，基于SABA1卫星功能需求对EPS的功能需求进行分析,包括对轨道、卫星系统结构、电能预估、电能平衡的分析，确定太阳能阵和电池容量。

其次，对根据理论计算得到的初步结果计入实际轨道条件进一步做仿真，包括：1）采用STK进行照明仿真，依此进行地球轨道仿真2）采用Magic Drag进行系统级仿真，分析确定EPS的组件与其它子系统之间的关系3）采用Virtual Test Bed软件对系统拓扑结构仿真，分析元件特性及相互协调性。在Virtual Test Bed中，元件的等效电路、数学描述、调节参数以及特性都能够进行分析。

最后，加工完成了EPS的各个模块，包括一个功率控制单元，由CPU板、功率开关板、功率调节板和变换器组成。该单元管理EPS，提供太阳能阵对负载的功率输出，并给电池充电。在日食期间或其他需要额外电能的情况下，该单元通过电池组件为负载供电。AELE监测最重要的9个参数,经过CPU处理之后，通过功率开关板，转换器到达驱动板，发送命令控制EPS。