辐照要求、验证与试验项目、典型 BOM 与厂家参考，以及实施路线图与交付产物。重要论断均给出权威来源或厂商实例引用，便于你直接用于技术评审或标书。

备注：我在关键事实处加入了网络来源引用（ECSS、NASA 指南、厂商与研究论文），方便你追溯原文。若你要我直接出具 RFQ/PRD、接线图、或按某颗卫星/轨道做精确计算（例如你的卫星质量、载荷功耗、轨道参数、最大日照/食夜长度），把参数贴来我即可立即按这些参数算出精确的串并联、质量估算与 BOM。

1. 任务与系统级设计前提（先定义再设计）

先回答这些问题会直接影响电池设计（若你已知直接告诉我，若不则我按典型工况给示例）：

轨道类型：LEO / MEO / GEO / 高度、倾角（影响日照/食影长度）
最长连续日食（eclipse）时长（分钟）或设计裕度（例如 LEO 最大约 35–40 分钟，GEO 可达 72 分钟以上）
额定卫星输入功耗（各工况：峰值、平均、待机）和关键负载（姿控、高功耗仪器）
目标寿命（年）与退役寿命（EOL %），例如 3 年 / 5 年 / 15 年
质量与体积约束（电池质量上限、放置位置、热接口）

（若你现在没这些，我会给出 LEO 小卫星与 GEO 卫星两个示例方案）

2. 电池化学与单元选择（结论与建议）

主流与首选（商用/航天使用）：空间级锂离子电池（space-qualified Li-ion prismatic / cylindrical / pouch cells or modular packs），由专业厂商（EaglePicher、GS Yuasa、Saft、Airbus 等）供应并按 ECSS/ISO 验证。Li-ion 在航天领域已成为可充电电源的主流选择。

为何选 Li-ion：高比能（能量密度），循环/日历寿命可满足卫星寿命要求，能够与太阳电池/MPPT 配合做高效充放电管理（相较于镍氢，体积/质量优势明显）。NASA 与 ESA 都有关于航天用锂电的设计和安全指南。

注意事项 / 备选：

对极端辐照/长期寿命（十年以上）且温控极其苛刻的任务，需评估专门定制化电池或更保守保障（例如更低 DOD、冗余模组）。
对低成本/快速原型的 CubeSat，可用 COTS 高倍率 18650/21700 单体，但必须做严格的辐照/震动/循环试验并考虑 EOL 赔偿因子。

3. 基本电能量计算与电池容量尺量方法（逐位计算示例）

通用思路：首先做 能量预算（power budget），然后按最长 eclipse（食影）计算所需可用能量，将其折算到 标称电池容量（BOL） 并考虑 EOL 衰减与安全裕量。

通用公式：

卫星在 eclipse 期间需要从电池供电的能量（Wh） = 平均负载功率（W） × 最长 eclipse 时间（h）
标称电池能量（BOL, Wh） = 需要能量 ÷ 允许最大 DoD（作为分母）
设计时应将 BOL 扩大以补偿 EOL 容量衰减：所需 BOL = 标称电池能量 ÷ (1 − 预计总衰减率)，或者直接按 EOL 要求（例如 EOL ≥ 70% BOL）反向计算

下面用两个典型示例逐位算清楚（每步都逐位计算以避免误差）。

示例 A：典型 3U CubeSat（假设）

已知 / 设定：

平均负载功率 P_avg = 8 W（通信 + ADCS + payload 平均耗电）
最长 eclipse = 35 minutes = 35 / 60 = 0.583333... h
目标 DoD（单日最大放电占比） = 60%（0.6） — CubeSat 常用较高 DoD，但更高 DoD 损耗寿命，取 60% 为示例
目标寿命 3 年，预计循环衰减到 EOL = 80%（即到寿命时容量剩 80%）

计算步骤：

Eclipse 能量需求 = P_avg × eclipse 时间 = 8 W × 0.583333... h = 4.666666... Wh.
→ 逐位：0.583333333×8 = 4.666666666 Wh ≈ 4.67 Wh。
标称电池能量（BOL） = 需求 ÷ DoD = 4.666666... ÷ 0.6 = 7.7777777... Wh.
→ 逐位：4.666666666 ÷ 0.6 = 7.777777777 Wh ≈ 7.78 Wh。
考虑 EOL（若到寿命仍需满足需求，则初始容量需更大）：若目标 EOL 容量为 80% 的 BOL，反算所需额定 BOL' = 7.7777... ÷ 0.8 = 9.7222222... Wh.
→ 逐位：7.7777777 ÷ 0.8 = 9.72222222 Wh ≈ 9.72 Wh（名义电池能量）。

结论（CubeSat 示范）：你需要约 10 Wh 名义电池能量（BOL 取整为 10 Wh）以保证在 3 年寿命、60% DoD 条件下通过最长食影。实际工程中会再加入 10–20% 设计裕量用于放电/充电效率和温度影响，最终可选 12 Wh 作为设计值。参考文献与社区论文的计算方法类似。

B：GEO 通信卫星

已知 / 设定：

平均 eclipse 负载 P_avg = 5 kW（卫星在日夜交替与高功耗时）
GEO 最大 eclipse 长度（近春分/秋分）≈ 72 minutes = 1.2 h (72/60 = 1.2)
目标 DoD 最大 80%（0.8）为商业 GEO 常用上限（但具体可更保守）
目标寿命 15 年，设计 EOL 要求 70%（到寿命仍保有 70% 能量）

计算步骤：

Eclipse 能量需求 = 5,000 W × 1.2 h = 6,000 Wh = 6.0 kWh.
标称 BOL 能量 = 6,000 Wh ÷ 0.8 = 7,500 Wh = 7.5 kWh.
考虑 EOL（需要保证寿命末至少满足此需求）：BOL_initial = 7,500 Wh ÷ 0.7 = 10,714.2857... Wh.
→ 逐位：7,500 ÷ 0.7 = 10,714.285714 Wh ≈ 10.71 kWh。
再加上充放电效率（太阳充电→电池→负载存在损失，假设总效率 90% = 0.9），则需额外容量 = 10.71 kWh ÷ 0.9 = 11.9047619 kWh ≈ 11.9 kWh。

结论（GEO 示例）：你需要约 12 kWh 的名义电池容量（BOL） 来保证 15 年寿命、EOL ≥70%、80% DoD 的极端工况（并考虑 90% 充放电链路效率）。商业 GEO 卫星厂商在设计时常使用类似逆向计算并增加安全裕量与降额策略。

4. BOL / EOL、DoD 策略与寿命管理

BOL（Beginning-of-Life）：电池出厂初始有效容量。
EOL（End-of-Life）：一般定义为容量下降到 BOL 的 70–80%（依据任务与商业合同），应在设计中反算初始 BOL 以满足寿命期需求。
DoD 策略：更高 DoD 增加可用能量但会加速衰减。一般设计折衷：LEO 小卫星可接受 60–70% DoD；GEO 商用卫星常设计为 ≤80% 或在 EOL 管理上通过充电策略调整。
循环寿命模型：考虑温度、平均 SOC、放电倍率（C-rate）对衰减的影响；请在早期做实验室循环测试并建立寿命曲线（厂商通常提供曲线但需按任务温度谱验证）。NASA/ESA 提供关于航天用锂电的指导与测试要点。

5. 电池架构：单元 → 模组 → 包 → EPS 接口

单体选择：Space-qualified prismatic / pouch / cylindrical cells（例如 GS Yuasa LSE、EaglePicher cells、Saft cells）。这些厂商提供航天级电芯或整包。
模组设计：若用单体组成模组，需设计母排、均衡网络（被动或主动）、热传导路径、结构支撑与绝缘。
电池包（Battery Pack）：含 BMS（Battery Management Unit）、主接触器/继电器、分流熔丝、绕线/连接、温度传感器等。包对外提供电压总线（适配 EPS/PCDU），并带 telemetry（电压、温度、SOC、故障码）。
EPS（Electric Power System）接口：Batteries 与太阳阵列/MPPT、分配开关（PCDU）、负载控制器配合。充电器逻辑通常在 EPS 的电源管理单元内实现（MPPT 控制器 + 电池充电算法）。

6. BMS（电池管理单元）功能要求

必需功能：

单体电压监测（精度 mV 级）与单体均衡（主动均衡优选以延长寿命）；
温度监测（多点）与温度基的充放电限流策略；
充电策略实现（CC/CV、温度补偿、最大电压设定、浮充策略）；
SOC / SOH 估算与 telemetry（供地面链路上报与历史记录）；
故障保护与隔离（过压、欠压、过流、短路、热失控检测）与冗余接触器设计；
冗余通信接口（例如双 CAN、双 UART／MIL-STD-1553 根据任务）。
航天 BMS 要求高可靠、低噪声（EMI）、通过 ECSS/ISO 相关验证。

7. 充放电控制与 MPPT / EPS 策略

太阳阵列通过 MPPT 控制最大化发电，MPI 与电池之间的充电策略要确保电池不过压与不过温：常用 CC/CV，但在轨制动与轨道特性下，EPS 会依据 SOC/温度与电池限制动态调整输出分配。
在长寿命设计中，常采用 平衡充电（top-off）、限制浮充电压、并在轨对高功率负载进行排班以避免深放电。
建议在 EPS 里实现充电曲线可下发参数（便于地面调整以延长寿命或在异常时改变策略）。

8. 热设计、机械与电磁措施

热：电池对温度极敏感——高温加速衰减、低温降低可用能量。设计常见做法：恒温箱/被动绝热 + 电阻加热器 +导热夹层；在 GEO/LEO 任务中，需模拟太阳照射、地球辐射与内部发热做热平衡分析。
机械：需满足振动/冲击（发射）标准与频谱（随机/正弦），并做夹持、减震、避免应力集中；电池需防短路与防离散（cell retention）。
EMI/EMC：BMS 与母线切换动作可能产生瞬变，EPS 需滤波与接地策略以免干扰敏感载荷与通信。
辐照：电池与 BMS 的电子部件需考虑 TID/SEE，选择抗辐照器件或用屏蔽/冗余策略。电池材料本身在辐照下也要测试（COTS 单体要验证）。NASA/ESA 文档提供相关试验建议。

9. 安全机制与故障模式（必做）

冗余主接触器（双路主断开），并联熔丝与独立机械断路器；
被动与主动均衡 避免单体过充；
热失控隔离：若检测到异常高温，BMS 断开负载并向地面告警；
失效安全逻辑（Fail-safe）：两个独立路径中至少一路能以受限功率维持关键载荷（例如 TLM/安全通信）；
紧急模式：降载模式（关闭非关键负载）优先保证关键子系统。

10. 测试与验证矩阵（建议，必不可少）

必须在地面完成且记录以下测试（引用 ECSS / NASA 指南）：

单体电池：容量、内阻、热特性、循环测试（在多温度与多 C-rate 条件下）。
模组与整包：开路/闭路电压、均衡有效性、短路保护验证、过流、过压、欠压行为、温升测试（满放电与充电情景）。
振动/冲击/声学：发射谱验证（随机/正弦/加速度冲击）。
热真空循环：模拟轨道冷热循环与真空环境下工作性。
电磁兼容（EMC）：发射端及在轨运行不影响其它系统。
辐照测试（对 BMS 电子及关键器件）与材料辐照敏感性评估。
寿命验证：加速循环或等效寿命测试，建立衰减曲线并验证 EOL 规划。
整星集成测试：在卫星总装后做 EPS-整合测试（充放电闭环、典型情景、断电/突发负载）。

11. 典型 BOM（示例项）与厂商参考

Space-qualified Li-ion cells / modules：EaglePicher、GS Yuasa、Saft、Airbus ASTRO-BATT 等。
BMS / Battery Pack（航天级，含冗余接触器、均衡器、多点热传感）：可由上述厂商或专门 EPS 厂定制。
热控件：加热器、导热垫、热隔离材料、热传感器。
机械件：绝缘支架、母排、连接器（航天级）与减震结构件。
监测/遥测：电压分压器、温度传感器、通讯接口（CAN/RS422/MIL-STD），记录器。
测试夹具与治具：用于在地面做寿命/振动/热真空试验。

示例厂商产品页面/型号参考：EaglePicher 卫星电池产品、GS Yuasa LSE 系列、Saft 航天电池解决方案、Airbus ASTRO-BATT。

12.交付物

如果你要落地，这些是工程交付件（我可以立即生成其中任意一项）：

电池系统规格书（PRD）：电压、容量、DoD、接口、BMS 功能、热/机械/EMC 要求、测试矩阵（可直接用作 RFQ）。
能量预算表与逐位计算（Excel/CSV）：按你给的轨道/负载自动计算 BOL/EOL、串并方案、质量估算。
BMS 接口与遥测字段定义文档：各 telemetry 字段、报警阈值、指令集。
测试计划文档：含试验步骤、通过/不通过准则与验收准则（基于 ECSS/NASA）。
简要接线图 & 包体外形草图（用于机械布局讨论）。

你想让我现在做哪一项？（例如：“请给我 3U CubeSat 的详细 PRD 与 BOL/EOL 计算表” 或 “生成适用于 5 kW GEO 卫星的电池 PRD”）

13. 参考（关键来源）

ECSS-E-ST-20C 系列：Space engineering — Electrical and electronic standards（卫星电源相关标准与测试要求）。
NASA “Guidelines on Lithium-ion Battery Use in Space Applications” — 设计与安全要求（电池试验/设计要点）。
EaglePicher / GS Yuasa / Saft / Airbus 卫星电池产品页面（航天级电池厂商与案例）。
学术/行业论文（CubeSat 电源系统设计与电池寿命建模），示例：CubeSat/EPS 设计综述与寿命模型。
寿命与 EOL 定义参考（电池衰减建模与定义通常以 70–80% 为 EOL 标准）。