航天器太阳翼在轨全寿命周期输出功率预示方法和系统

摘要

本发明公开了一种航天器太阳翼在轨全寿命周期输出功率预示方法和系统，首先根据太阳翼在轨输出短路电流和开路电压的遥测数据和地面标校数据，计算在轨各个时刻的太阳翼输出特性综合衰减因子，拟合得到该综合衰减因子随时间的变化曲线；针对待预示的在轨任意时刻t，根据实时的太阳翼的太阳入射角、在轨工作温度、日地距离，以及从所述变化曲线中获得t时刻的两个衰减因子F

说明书

技术领域

本发明属于航天技术领域，涉及一种航天器太阳翼在轨全寿命周期输出功率预示方法和系统。

背景技术

太阳翼是利用光电转换器件组合成的发电系统，负责在光照期为航天器母线提供功率同时为蓄电池组充电。在航天器方案阶段进行太阳翼电性能设计时，必须考虑温度交变、带电粒子辐射、紫外辐射、微流星等的影响造成太阳电池性能衰降，确保在整个寿命周期太阳翼在轨性能衰降后的实际输出功率满足航天器寿命期间的功率需求。准确预示航天器太阳翼在轨全寿命周期的输出功率，对于开展太阳翼设计，实时规划航天器的任务实现自主管理，提高航天器在轨监测的效率并及时故障预警具有重要意义。

早期工程师对太阳翼寿命末期输出功率的分析计算是根据航天器留轨寿命，航天器轨道辐射环境条件，从电源生产部门试验获得太阳电池片的各项误差、衰减、损失因子(见表1)，文献[1](鄢婉娟,太阳同步轨道卫星电源系统设计计算方法研究.中国空间科学技术，VOl.21.No.2.2001)供设计师进行太阳电池阵功率估算的方法。这些系数除了电压辐照衰降因子和电流辐照衰降因子是通过地面试验获得，其它因子均根据工程经验设定。

表1太阳电池片设计参数

根据以下公式可以计算出每片太阳电池在寿命末期最佳功率点的电压：

式中：(V_mp)_EOL----寿命末期太阳电池片最大功率点电压

V_mp----寿命初期最大功率点太阳电池片电压

T----在轨工作温度

根据以下公式可以计算出每片太阳电池在寿命末期最佳功率点的电流：

式中：(I_mp)_EOL----寿命末期太阳电池片电流

I_mp----寿命初期最大功率点太阳电池片电流

T----在轨工作温度

这种估算方法只给出了寿命末太阳翼输出电流、电压的衰减因子，缺少在轨整个寿命周期的输出特性的衰减数据，同时除了电压辐照衰降因子和电流辐照衰降因子是通过地面试验获得，其它因子均根据工程经验设定，缺少实际数据支撑，与在轨实际情况存在差距。

为了解决上述问题，2011年中国空间技术研究院总体部工程师彭梅研究了一种利用卫星太阳翼在轨输出电流遥测数据进行日地距离因子、太阳入射角、太阳翼温度等影响因素用归一化处理，拟合出太阳翼输出电流衰减因子的方法。该方法可以很好的计算出太阳翼在轨输出电流的衰减趋势，但由于其仅仅采用遥测数据进行影响因素的拟合，且仅仅拟合出一个趋势，这对于准确估算太阳翼的在轨输出I-V，同时估算不同工作电压点的输出功率还存在不足。

目前国际国内上常用的两种航天器太阳翼在轨输出功率估计方法存在以下缺点：

(1)太阳翼在轨输出衰减主要由粒子辐照衰减因子、紫外辐照衰减因子、受微流星体碰撞和冷热交变等因素影响的衰减因子组成，其中，粒子辐照衰减因子、紫外辐照衰减因子主要是在地面分别通过对太阳电池进行粒子辐照试验、紫外辐照试验获得，由于空间环境极其复杂，太阳电池受到的环境影响是综合的，因而仅仅用这两种衰减因子来描述太阳电池衰减规律并不全面。

(2)利用航天器太阳翼在轨输出电流遥测数据拟合太阳翼输出电流衰减因子的方法虽然有所创新，但由于太阳翼的输出功率与电流、电压相关，仅获得电流的衰减因子还无法获得电压，输出功率的衰减因子，无法获得整个太阳翼的在轨任意时刻输出功率预示值。

发明内容

有鉴于此，本发明提供了一种太阳翼在轨全寿命周期输出功率预示方法和系统，可以估算出太阳翼在轨任意时刻的输出功率，克服了传统估算方法只能计算寿命末期太阳翼输出功率的缺点；太阳翼输出特性综合衰减因子能够有效反应太阳翼在轨的真实性能；通过太阳电池开路电压、短路电流的遥测数据获得太阳电池输出电压、电流的衰减因子，消除了早期方法提出的只通过获取太阳翼的输出电流衰减因子推算输出功率带来的误差。

为了解决上述技术问题，本发明是这样实现的。

一种航天器太阳翼在轨全寿命周期输出功率预示方法，包括如下步骤：

步骤1、根据太阳翼在轨输出短路电流和开路电压的遥测数据和地面标校数据，计算在轨各个时刻的太阳翼输出特性综合衰减因子；其中，所述太阳翼输出特性综合衰减因子分为电流综合衰减因子F_I和电压综合衰减因子F_V，均包括太阳入射角修正、温度修正和日地距离修正；

步骤2、拟合得到太阳翼输出特性综合衰减因子随时间的变化曲线；

步骤3、针对待预示的在轨任意时刻t，根据实时的太阳翼的太阳入射角、在轨工作温度、日地距离，以及从所述变化曲线中获得t时刻的两个衰减因子F_I(t)和F_V(t)，计算太阳翼输出特性，继而计算太阳翼的电流电压I-V曲线，预示太阳翼在轨任意时刻输出功率。

优选地，所述步骤1具体为：

步骤11、对太阳翼寿命初期输出特性进行地面标校，获得太阳翼寿命初期太阳入射角为0°、在轨工作温度为25℃、日地距离因子为1时的开路电压Vo_c0、短路电流I_sc0、最大功率点电压V_mp0、最大功率点电流I_mp0；

步骤12、对太阳翼在轨输出特性进行测量，获得在轨各个时刻的开路电压Vo_ct、短路电流I_sct；

步骤13、利用地面标校数据和在轨测量数据，计算在轨各个时刻的太阳翼输出特性综合衰减因子的值。

优选地，太阳翼输出特性综合衰减因子中包含太阳入射角修正因子、温度修正因子和日地距离修正因子；所述太阳入射角修正因子是对太阳入射角归一化，即剔除太阳入射角对输出短路电流值的影响；所述温度修正因子是对在轨工作温度的归一化修正，将太阳电池在轨工作温度归一化到25℃，即剔除温度对输出电流值的影响；所述日地距离修正因子是将春秋分时的日地距离修正因子设为1，将航天器日地距离的平方进行归一化处理，消除日地距离因素导致太阳翼输出特性差异。

优选地，所述电流综合衰减因子F_I和电压综合衰减因子F_V的计算方式为：

F_I＝I_sct/I_sc0cosα[1+K_I(T-25)]K_d

F_V＝V_oct/V_oc0[1+K_V(T-25)]

其中，T为在轨工作温度，K_I为电流的平均温度系数，K_V为电压的平均温度系数，K_d为日地距离修正因子，α为太阳入射角。

优选地，所述步骤3具体为：

首先，当在轨时刻为t、太阳入射角为α、日地距离因子为K_d、在轨工作温度为T的条件下，计算太阳翼实际四个特征参数分别为短路电流I_sc(t)、开路电压Vo_c(t)、最大功率点短路电流I_mp(t)、最大功率点开路电压V_mp(t)：

Vo_c(t)＝Vo_c0[1+K_V(T-25)]F_V(t)

V_mp(t)＝V_mp0[1+K_V(T-25)]F_V(t)

I_sc(t)＝I_sc0[1+K_I)T-25)]F_I(t)K_d>

I_mp(t)＝I_mp0[1+K_I(T-25)]F_I(t)K_d>

其中，Vo_c0、I_sc0、V_mp0和I_mp0分别为对太阳翼寿命初期输出特性进行地面标校时获得的开路电压、短路电流、最大功率点电压和最大功率点电流；K_I为电流的平均温度系数，K_V为电压的平均温度系数。

然后，将V_oc(t)、I_sc(t)、V_mp(t)和I_mp(t)代入太阳翼的I-V曲线方程I＝f(V)，根据太阳翼电池阵实际工作点电压获得太阳翼在I-V曲线上的工作点，利用工作点电压和工作点电流估算太阳翼的实际输出功率。

优选地，步骤2中，采用多项式拟合太阳翼输出特性综合衰减因子随时间的变化曲线。

本发明还提供了一种航天器太阳翼在轨全寿命周期输出功率预示系统，包括电压电流测量电路、温度传感器、温度测量电路、太阳入射角敏感装置、遥测设备和数据处理计算机；

电压电流测量电路，用于测量太阳翼中太阳电池电路在轨输出短路电流和开路电压；

太阳入射角敏感装置，用于敏感太阳光相对电池片法线的入射角α，α用于进行太阳入射角修正和计算待预示时刻t的太阳翼输出特性；

遥测设备，用于将电压电流测量电路和太阳入射角敏感装置的测量数据发送给数据处理计算机；

温度传感器，用于安装在太阳电池电路处，并连接温度测量电路；

温度测量电路，用于从温度传感器采集温度信息发送给数据处理计算机，用于进行温度修正和计算待预示时刻t的太阳翼输出特性；

数据处理计算机，负责衰减因子曲线拟合和输出功率预示；所述衰减因子曲线拟合为利用遥测设备发来的测量数据，结合预存的地面标校数据，计算在轨各个时刻的太阳翼输出特性综合衰减因子；其中，所述太阳翼输出特性综合衰减因子分为电流综合衰减因子F_I和电压综合衰减因子F_V，均包括太阳入射角修正、温度修正和日地距离修正；然后拟合得到太阳翼输出特性综合衰减因子随时间的变化曲线；

所述输出功率预示为：针对待预示的在轨任意时刻t，根据实时的太阳入射角、在轨工作温度、日地距离，以及从所述变化曲线中获得的t时刻的两个衰减因子F_I(t)和F_V(t)，计算太阳翼输出特性，继而计算太阳翼的电流电压I-V曲线，预示太阳翼在轨任意时刻输出功率。

优选地，所述数据处理计算机设置在航天器上；

或者，所述数据处理计算机包括航天器部分和地面部分；所述航天器部分负责衰减因子曲线拟合并下传，还负责针对在轨任意时刻t，在轨工作温度T和太阳入射角α的采集和下传；地面部分负责太阳翼在轨任意时刻输出功率的预示；

或者，所述数据处理计算机包括航天器部分和地面部分；所述航天器部分负责在轨开路电压、短路电流、最大功率点电压、最大功率点电流、在轨工作温度T、太阳入射角α的采集和下传；地面部分负责衰减因子曲线拟合以及在轨任意时刻输出功率的预示。

优选地，所述电压电流测量电路包括太阳电池电路分流管Q1、短路电流采样电阻R1、开关Rely1、开路电压分压测量电阻R1和R2；太阳电池电路分流管Q1与短路电流采样电阻R1串联后，与串联在一起的开关Rely1、R2、R3并联，同时并联在太阳电池电路的正负两端；串入电路的开关Rely1是公共端和第2端，开关Rely1的第1端通过二极管D1连接航天器母线。

优选地，数据处理计算机拟合得到太阳翼输出特性综合衰减因子随时间的变化曲线为：采用式(I)和式(II)计算各个时刻的电流综合衰减因子F_I和电压综合衰减因子F_V，然后利用各个时刻的F_I和F_V，拟合得到F_I和F_V随时间的变化曲线；

F_I＝I_sct/I_sc0cosα[1+K_I(T-25)]K_d(I)

F_V＝V_oct/V_oc0[1+K_V(T-25)](II)

其中，I_sc0、V_oc0分别为对太阳翼寿命初期输出特性进行地面标校所获得的短路电流和开路电压，I_sct、V_oct分别为对太阳翼在轨输出特性进行测量所获得在轨各个时刻的开路电压V_oct和短路电流I_sct；α为太阳入射角，K_I为电流的平均温度系数，K_V为电压的平均温度系数，K_d为日地距离修正因子，T为在轨工作温度；

在预示功率时，数据处理计算机采用下式计算太阳翼输出特性中的四个特征参数，分别为短路电流I_sc(t)、开路电压V_oc(t)、最大功率点短路电流I_mp(t)、最大功率点开路电压V_mp(t)：

V_oc(t)＝V_oc0[1+K_V(T-25)]F_V(t)

V_mp(t)＝V_mp0[1+K_V(T-25)]F_V(t)

I_sc(t)＝I_sc0[1+K_I(T-25)]F_I(t)K_d>

I_mp(t)＝I_mp0[1+K_I(T-25)]F_I(t)K_d>

其中，V_oc0、I_sc0、V_mp0和I_mp0分别为对太阳翼寿命初期输出特性进行地面标校时获得的开路电压、短路电流、最大功率点电压和最大功率点电流。

有益效果：

(1)本发明可以根据在轨历史数据准确估算出太阳翼在轨任意时刻的输出功率，克服了传统估算方法结合工程经验和地面辐照试验只能计算寿命末期太阳翼输出功率的缺点。

(2)本发明通过太阳电池开路电压、短路电流的遥测数据分别获得太阳电池输出电压、电流的衰减因子时间函数，该衰减因子时间函数是通过遥测数据拟合而成，并非经验值，而且拟合时还加入了地面标定数据，从而保证拟合结果的准确性。

(3)通过计算太阳电池阵在轨某时刻的开路电压、短路电流、最大功率点电压电流获得太阳池阵的在轨工作I-V曲线，通过工作点的电压确定太阳电池阵工作点的电流和功率，消除了早期方法提出的只通过获取太阳翼的输出电流衰减因子推算输出功率带来的误差。

(4)本发明利用太阳电池输出遥测数据计算综合衰减因子，该综合衰减因子综合了太阳翼空间受粒子辐照衰减、紫外辐照衰减、微流星体碰撞、冷热交变、组合损失、电性能测试误差多种因素的影响，能够有效反应太阳翼在轨的真实性能。

(5)本发明利用星上遥测设备，如星上遥测单元等定时测量太阳电池电路输出短路电流，开路电压，温度、太阳入射角，对数据组帧下传地面，经过反推计算等数据处理方法，获得太阳翼在轨综合衰减因子的时间函数，即可实现对太阳翼在轨输出功率实时估算。

附图说明

图1为本发明流程图；

图2为太阳翼输出特性、温度、太阳入射角测量系统示意图；

图3为太阳电池电路输出短路电流、开路电压测量电路原理示意图；

图4为经太阳入射角、日地距离因子和温度归一化后的太阳电池阵衰减因子示意图；

图5为多项式拟合后太阳电池阵衰减因子变化趋势示意图。

图6为太阳翼的I—V曲线图。

具体实施方式

下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。

本发明提供了一种航天器太阳翼在轨全寿命周期输出功率预示方法，所述方法包括以下步骤：衰减因子曲线拟合和太阳翼在轨任意时刻输出功率预示；其中：衰减因子曲线拟合具体包括太阳翼寿命初期输出特性地面标校、太阳翼输出特性在轨测量、太阳翼输出特性归一化、太阳翼输出特性衰减因子拟合，见图1。下面针对每个步骤进行详细描述。

(1)太阳翼寿命初期输出特性地面标校

本步骤，在地面标准测试条件下(AM0，25℃)，太阳模拟器入射光垂直于被测太阳翼，利用标准太阳电池对被测太阳翼进行标校，测量太阳翼寿命初期短路电流I_sc0、开路电压V_oc0、最大功率点电压V_mp0、最大功率点电流I_mp0。

(2)太阳翼输出特性在轨测量

本步骤需要测量在轨各个时刻的短路电流I_sct、开路电压V_oct。

太阳翼输出特性在轨测量原理图如图2所示，由温度传感器，电压电流测量电路、温度测量电路、太阳入射角敏感装置、遥测设备、数据处理计算机组成，见图2。太阳入射角敏感装置安装在太阳翼上，并连接遥测设备；温度传感器安装在太阳翼的太阳电池电路处，并连接温度测量电路；电压电流测量电路连接太阳电池电路和遥测设备。遥测设备和温度测量电路连接数据处理计算机。

在太阳翼某一太阳电池电路安装电压电流测量电路，如图3。Q1为太阳电池电路分流管；R1为短路电流采样电阻；Rely1为测量控制继电器，作为开关；R2、R3串联作为开路电压分压测量电阻。Rely1与R2、R3串联，Q1与R1串联后，与串联在一起开关Rely1、R2、R3并联，同时并联在太阳电池电路的正负两端。串入电路的继电器开关是公共端和第2端，其第1端通过二极管D1连接航天器母线。

当在轨需要测量太阳电池电路输出特性时，首先将继电器开关从1切换到2，将被测太阳电池电路从母线切离；然后通过星上指令将Q1场效应管置为导通状态，利用星上遥测设备测量电阻R1上的电压，获得太阳电池电路短路电流Isc；接着将Q1场效应管置为截至状态，利用星上遥测设备测量分压电阻R3上的电压，获得太阳电池电路开路电压Voc。然后将继电器开关从2切换回到1，恢复太阳电池电路状态，完成一次测试。

航天器在轨某一时刻t期间太阳光通过盖片玻璃照射到太阳电池片上，输出电压、电流，利用测量电路，见图3，测得在轨太阳电池电路输出开路电压V_oct和短路电流I_sct。同时利用星上太阳入射角敏感装置测得该时刻太阳光相对电池片法线的入射角α，利用温度传感器测得该时刻太阳电池片的温度T，由数据处理计算机通过电压表将这些参数采集，处理。

(3)太阳翼输出特性归一化

在轨太阳电池输出短路电流、开路电压测量值受到太阳入射角、在轨太阳电池片温度、日地距离因素的影响，需要对其进行归一化修正，将其归一化到地面标准测试条件AM0，25℃的条件下。

●太阳入射角修正

若太阳入射光垂直照射在太阳电池片上时，太阳电池片输出电流为I₀，则太阳入射光与太阳电池片法线夹角为α时，太阳电池片输出电流为：

I_α＝I₀cosα(3)

因此，将太阳入射角归一化，即剔除太阳入射角对输出短路电流值的影响，将实际输出电流值I_α折算到太阳入射角为0°时的状态，只需除以太阳入射角的余弦因子，得到经太阳入射角归一化后的输出电流：

I₀＝I_α/cosα(4)

●温度归一化修正

若太阳电池片工作温度为T(利用温度传感器测得)时，太阳电池片工作温度为T时输出电流为I_T，电压为V_T可由地面标准测试条件AM0，25℃的条件下的电流I₀计算获得，太阳电池片工作温度为T时输出电流为：

式中：K_I为电流的平均温度系数，单位为1/℃；

K_V为电压的平均温度系数，单位为1/℃；

因此，将太阳电池温度归一化到25℃，即剔除温度对输出电流值的影响，将实际输出电流值I_T、V_T折算到温度为25℃时的状态，得到经太阳入射角归一化后的输出电流：I₀，V₀

I₀＝I_T/[1+K_I(T-25)]

V₀＝V_T/[1+K_V(T-25)](6)

●日地因子修正

由于一年中地球到太阳的距离在变化，日地距离逐年呈规律性变化导致太阳翼上单位面积接收到的光强周期性的变化，导致太阳电池输出电流变化。将航天器日地距离的平方进行归一化处理，得到航天器日地距离因子变化趋势，即日地距离因子逐年呈规律性变化。日地距离因子K_d在春秋分时为1；冬至离太阳最近，为近日点，日地距离因子约为1.03；夏至离太阳最远，为远日点，日地距离因子约为0.9673。

将一年内太阳翼输出电流I_d归一化为日地距离因子为1的输出电流I₀：

I₀＝I_d/K_d(7)

其中，K_d是与时间相关的。

●太阳翼在轨输出归一化

基于前述三个修正因子的描述，对于在轨任意时刻太阳以输出电流I_t和电压V_t可以归一化为输出电流综合衰减因子F_I和电压综合衰减因子F_V：

F_I＝I_t/I₀cosα[1+K_I(T-25)]K_d

F_V＝V_t/V₀[1+K_V(T-25)](8)

本发明在求取综合衰减因子时，考虑了太阳入射角、温度和日地距离，目的是令求取的综合衰减因子与这三个因子去耦合，这样才能明确表达除这三个因子之外的其他所有影响因素。

将某航天器太阳翼在轨每天输出数据经过归一化后得到太阳入射角为0°、工作温度为25℃并消除日地距离变化影响后的衰减因子变化趋势，见示例图3。

(4)太阳翼输出特性综合衰减因子拟合

根据图4的试验数据，采用多项式拟合的方法，得到太阳翼每天衰减因子随时间t变化的拟合曲线，多项式拟合公式为

F_I(t)＝p₁·t³+p₂·t²+p₃·t+p₄

F_V(t)＝q₁·t³+q₂·t²+q₃·t+q₄(9)

其中，公式中的p和q都是多项式系数。

(5)太阳翼在轨任意时刻输出功率预示

根据太阳电池电路四个特征参数(短路电流I_sc、开路电压V_oc、最大功率点电流I_mp和最大功率点电压V_mp)以及母线电压需求可以计算太阳电池阵的输出电流及功率。太阳电池阵数学模型，即太阳翼的I—V曲线见图5可以用下列方程表达：

I＝I_sc(1-C₁{exp[V/(C₂V_oc)]-1})(10)

式中：

C₁＝[1-(I_mp/I_sc)]{exp[-V_mp/(C₂V_oc)]}(11)

C₂＝[(V_mp/V_oc)-1][ln(1-I_mp/I_sc)]^-1(12)

从以上方程可以看出，仅需输入短路电流I_sc、开路电压V_oc、最大功率点电流I_mp和最大功率点电压V_mp四个特征点参数，即可确定太阳电池片输出电流和电压的函数关系(I—V曲线)。

对于在轨任意时刻时I_sc、V_co、I_mp、V_mp的值，利用太阳翼在地面标定获得的数据参数为I_sc0、V_oc0、I_mp0、V_mp0，结合下式(13)计算当在轨t时刻、太阳入射角为α、日地距离因子Kd、在轨温度为T条件下，四个实际参数的值，分别为I_sc(t)、V_oc(t)、I_mp(t)、V_mp(t)(这里没有用I_sct、V_oct的表示，而是采用了带(t)的表达，是为了区分测量值和计算值)：

V_oc(t)＝V_oc0[1+K_V(T-25)]F_V(t)

V_mp(t)＝V_mp0[1+K_V(T-25)]F_V(t)(13)

I_sc(t)＝I_sc0[1+K_I(T-25)]F_I(t)K_d>

I_mp(t)＝I_mp0[1+K_I(T-25)]F_I(t)K_d>

式中：K_V、K_I---电压、电流温度系数，1/℃，1/℃；

T---工作温度，℃；

F_I(t)---为太阳翼电流综合衰降因子；

F_V(t)---为太阳翼电压综合衰降因子；

上式中，I_sc(t)和I_mp(t)的计算共用相同的F_I(t)，V_oc(t)和V_mp(t)的计算共用相同的F_V(t)。

将I_sc(t)、V_oc(t)、I_mp(t)、V_mp(t)的值代入(10)、(11)、(12)式中可得出实际I-V曲线方程I＝f(V)。

太阳电池阵实际工作点电压可由下式得出：

V_OP＝V_bus+V_loss(14)

式中：V_OP——太阳电池阵实际工作点电压；

V_bus——母线电压；

V_loss——太阳电池阵内部的电压衰降。

将V_OP代入I＝f(V)中得出此时实际工作电流I_OP，即可得到太阳翼在轨任意时刻输出功率P＝V_OP×I_OP。

本发明还提供了一种航天器太阳翼在轨全寿命周期输出功率预示系统，包括电压电流测量电路、温度传感器、温度测量电路、太阳入射角敏感装置、遥测设备和数据处理计算机；

电压电流测量电路，用于测量太阳翼中太阳电池电路在轨输出短路电流和开路电压；

太阳入射角敏感装置，用于敏感太阳光相对电池片法线的入射角α，α用于进行太阳入射角修正和计算待预示时刻t的太阳翼输出特性；

遥测设备，用于将电压电流测量电路和太阳入射角敏感装置的测量数据发送给数据处理计算机；

温度传感器，用于安装在太阳电池电路处，并连接温度测量电路；

温度测量电路，用于从温度传感器采集温度信息发送给数据处理计算机，用于进行温度修正和计算待预示时刻t的太阳翼输出特性；

数据处理计算机，负责衰减因子曲线拟合和输出功率预示；所述衰减因子曲线拟合为利用遥测设备发来的测量数据，结合预存的地面标校数据，计算在轨各个时刻的太阳翼输出特性综合衰减因子；其中，所述太阳翼输出特性综合衰减因子分为电流综合衰减因子F_I和电压综合衰减因子F_V，均包括太阳入射角修正、温度修正和日地距离修正；然后拟合得到太阳翼输出特性综合衰减因子随时间的变化曲线；

所述输出功率预示为：针对待预示的在轨任意时刻t，根据实时的太阳入射角、在轨工作温度、日地距离，以及从所述变化曲线中获得的t时刻的两个衰减因子F_I(t)和F_V(t)，计算太阳翼输出特性，继而计算太阳翼的电流电压I-V曲线，预示太阳翼在轨任意时刻输出功率。

利用该专为太阳电池路上设计专用短路电流、开路电压测量电路，可以借助星上遥测设备，准确在轨同步测量太阳翼在轨输出特性数据。

上述数据处理计算机可以有三种设置方式。一是数据处理计算机设置在航天器上，在航天器上完成遥测数据采集、衰减因子曲线拟合以及功率预示。

二是所述数据处理计算机包括航天器部分和地面部分；航天器部分负责衰减因子曲线拟合并下传，还负责针对在轨任意时刻t的在轨工作温度T、太阳入射角α的采集和下传；地面部分负责太阳翼在轨任意时刻输出功率的预示。K_d是随时间变化的已知曲线，预存在需要进行曲线拟合的部分即可。

三是，所述数据处理计算机同样包括航天器部分和地面部分；航天器部分负责在轨开路电压、短路电流、最大功率点电压、最大功率点电流、温度T、太阳入射角α的采集和下传；地面部分负责衰减因子曲线拟合，以及在轨任意时刻输出功率的预示。

综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。