星上控溫策略的地面模擬與驗證

吳東亮，朱 琳，童葉龍，王擎宇，柳曉寧

（北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所，北京 100094）

0 引言

航天器真空熱試驗是航天器研制工作中的重要步驟，有助于提高航天器在軌運行的可靠性[1-3]。一般情況下，航天器研制過程中需要經(jīng)歷2次重要的真空熱環(huán)境試驗，即初樣熱試驗和正樣熱試驗。航天器初樣熱試驗通常以熱控星作為試驗件，重點驗證熱控設(shè)計的正確性并對衛(wèi)星熱模型進行修正，以降低衛(wèi)星正樣研制階段的風(fēng)險。在航天器初樣研制階段，許多星上設(shè)備尚處于設(shè)計研制階段，無法參加試驗，因此對于有高精度控溫需求的星上設(shè)備的熱平衡試驗，驗證熱控指標(biāo)時應(yīng)采用星上控溫策略。然而，目前地面的控溫策略為開關(guān)控制或者周期為1 min的PID控制（調(diào)節(jié)電流或電壓），與星上開關(guān)加比例控溫策略（調(diào)節(jié)加熱時間）差別較大，因此在真空熱試驗過程中需要在熱控星中布置大量加熱器來進行星上設(shè)備熱耗及回路控溫模擬，以檢驗航天器控溫系統(tǒng)的設(shè)計，尤其是進行控溫算法效果的驗證。

航天器在軌運行有極高的溫度控制要求，大多數(shù)航天器在軌采用自動溫度控制系統(tǒng)，以便達到設(shè)備控溫與省電的雙贏[1]。在航天器地面真空熱試驗過程中，搭建一套自動控制系統(tǒng)來進行航天器在軌溫度控制系統(tǒng)的模擬以及相關(guān)控溫算法的驗證是熱試驗中一項非常重要的工作內(nèi)容。

針對星上控溫的實際需求，本文提出了一種星上控溫策略地面模擬方法，搭建航天器熱試驗的星上控溫模擬系統(tǒng)，開發(fā)基于比例開關(guān)控制算法和并行驅(qū)動技術(shù)的星上控溫模擬軟件，并進行控溫系統(tǒng)功能、性能驗證試驗與實際型號試驗應(yīng)用。

1 航天器在軌溫度控制原理

航天器在軌溫度控制是指航天器發(fā)射升空后，為了使整器及星上設(shè)備維持在某一溫度范圍從而確保航天器在軌正常運行所采取的一系列控制策略。其具有溫度控制不對稱、受內(nèi)外熱源擾動大、系統(tǒng)呈非線性等特點[4]。通過節(jié)點網(wǎng)絡(luò)法對航天器進行熱分析，其節(jié)點熱平衡方程[5]為

式中：ci、mi和Ti分別為節(jié)點i的比熱容、質(zhì)量和熱力學(xué)溫度；Eij和Dij分別為節(jié)點i到節(jié)點j的輻射換熱系數(shù)和導(dǎo)熱系數(shù)；qi為內(nèi)外熱源。方程中存在溫度的4次方項[6]。

目前，航天器溫度控制通常采用多級溫控的策略，即先采取被動熱控措施建立一級溫控保障，在此基礎(chǔ)上再通過主動熱控的方式實現(xiàn)對被控對象的精密控溫。主動熱控系統(tǒng)一般采用電加熱的閉環(huán)控制方式，系統(tǒng)包括加熱器、控制模塊和溫度傳感器3部分，其控制原理如圖1所示[7-8]，其中：Td和Tm分別為熱控設(shè)定溫度和測量溫度；e和u分別為控制器輸入和輸出。

圖1 主動熱控系統(tǒng)原理Fig.1 The active thermal control system

2 星上控溫策略地面實現(xiàn)方法

航天器在進行地面真空熱試驗過程中，對星上溫度控制系統(tǒng)的模擬主要是指對主動熱控部分的模擬，通過在地面搭建星上溫度控制模擬系統(tǒng)，逼近真實在軌工況來實現(xiàn)航天器在軌溫度控制方案的驗證。

2.1 系統(tǒng)組成

目前，航天器進行地面真空熱試驗時，一般是通過程控電源陣列與數(shù)據(jù)采集儀器陣列來完成衛(wèi)星熱模擬與溫度數(shù)據(jù)采集。本文基于現(xiàn)有硬件資源，根據(jù)電加熱主動熱控的原理，搭建了地面熱試驗星上控溫模擬系統(tǒng)的硬件部分，主要包括程控電源陣列、數(shù)據(jù)采集儀器陣列、交換機、加熱器、溫度傳感器、集中控制計算機及相關(guān)測試電纜等，如圖2所示。

圖2 星上控溫模擬系統(tǒng)組成Fig.2 The compositions of the temperature control simulation system for the satellite

程控電源陣列由許多個機柜組組成，每個機柜組包含30臺Agilent N5750型電源，通過2條加熱電纜經(jīng)法蘭與星上薄膜加熱器相連通形成控制回路；數(shù)據(jù)采集儀器陣列由多臺Keithley 3706測量儀器組成，每臺儀器包括1個3706萬用表表頭、5塊3721多路轉(zhuǎn)換開關(guān)模塊及5塊3721-ST接線盒，通過測量電纜經(jīng)法蘭與星上溫度傳感器相連通形成測量回路；溫度傳感器包括熱電偶與鉑電阻2部分，熱電偶負(fù)責(zé)星上被測目標(biāo)位置熱電勢的獲取，鉑電阻作為參考點提供熱電偶溫度換算基準(zhǔn)。

集中控制計算機是系統(tǒng)的控制器，通過星上控溫模擬軟件控制程控電源輸出實現(xiàn)對薄膜加熱器加熱功率的控制。星上控溫模擬軟件采用Agilent公司推出的虛擬儀器開發(fā)平臺軟件Agilent VEE圖形化編程語言編寫，在儀器控制方面比較靈活，提供了GPIB、RS-232、GPIO等接口儀器的I/O控制。同時，集中控制計算機上的溫度數(shù)據(jù)測量程序采用基于IVI驅(qū)動的數(shù)據(jù)采集技術(shù)實現(xiàn)海量測溫點數(shù)據(jù)的分布式快速采集，并將當(dāng)前周期的實時溫度作為星上控溫模擬軟件的輸入[9-10]。

2.2 控制算法及程序設(shè)計

星上控溫模擬系統(tǒng)采用比例控制與開關(guān)控制結(jié)合的方式進行航天器溫度控制模擬，其控制模型如圖3所示，其中：Tp為遙控注入目標(biāo)溫度；Ts為設(shè)定溫度；Tm為實際測量溫度。

圖3 星上控溫模擬系統(tǒng)控制模型Fig.3 The control model of the temperature control system for the satellite

系統(tǒng)在不改變加熱電壓與電流的前提下，通過控制一個循環(huán)周期內(nèi)的加熱時間t來完成控制任務(wù)，適合直流供電控制場合，整個過程完全由軟件控制，不需要附加的硬件開銷。系統(tǒng)的核心控制算法為：當(dāng)控溫點實際溫度高于控溫閾值上限時，不加熱；低于控溫閾值下限時，全周期均加熱；介于控溫閾值下限與上限之間時，按照計算的加熱時間進行加電控制，即

式中：t0為控制周期；Tmax為控溫閾值上限；Tmin為控溫閾值下限；Tcurr為當(dāng)前控溫點實際溫度；各控制回路所需施加的電流值為輸入?yún)?shù)變量。

比例開關(guān)控制程序涉及4個參數(shù)的設(shè)置，它們分別是高溫點溫度、低溫點溫度、高溫點電流和低溫點電流。通過讀取參數(shù)配置表中的參數(shù)信息，根據(jù)各控溫回路當(dāng)前溫度計算本周期電流輸出時間、占空比，驅(qū)動電源輸出，測試回路電流、電壓及開關(guān)狀態(tài)，進行星上溫度模擬控制。比例開關(guān)算法程序流程如圖4所示。

圖4 比例開關(guān)算法程序流程Fig.4 The program flow chart of proportional switch algorithm

2.3 并行驅(qū)動模塊設(shè)計

星上控溫模擬系統(tǒng)供電采用恒流源，控制周期設(shè)計為 12 s，單個控溫時間片為 1 s，即每個控溫周期包括12個控溫時間片，單個控溫時間片內(nèi)為固定加熱電流或不加熱。試驗過程中對控溫周期和控溫時間片進行調(diào)整。由于控溫回路數(shù)較多，須采用并行驅(qū)動技術(shù)來減少電源驅(qū)動時間，實現(xiàn)上述控溫周期及時間要求。

電源并行驅(qū)動是利用操作系統(tǒng)的多線程處理機制實現(xiàn)同一時刻對多臺電源進行操作的方法和技術(shù)。多線程結(jié)構(gòu)讓電源并行驅(qū)動任務(wù)由多個線程來執(zhí)行，即在驅(qū)動多臺電源時，創(chuàng)建多個不同的線程同時執(zhí)行電源驅(qū)動操作。電源并行驅(qū)動主程序?qū)嵤┓譃?步（如圖5所示）。

圖5 電源并行驅(qū)動控制主程序流程Fig.5 The main program flow chart of parallel drive control for power supply

第1步，創(chuàng)建4種驅(qū)動模式標(biāo)志位，并行驅(qū)動電源子模塊可根據(jù)該標(biāo)志位選取不同的指令驅(qū)動電源；第2步，讀取配置參數(shù)模塊，獲取控制程序配置文件中的一些必要參數(shù)，如電源數(shù)量、IP地址、電源狀態(tài)等，這些參數(shù)在后面的子模塊中會被使用；第3步，電源驅(qū)動分組，根據(jù)已確定好的線程數(shù)對電源進行分組驅(qū)動，分組數(shù)=電源總臺數(shù)/線程數(shù)；第4步，分組調(diào)用并行驅(qū)動電源模塊驅(qū)動電源。

在并行驅(qū)動電源模塊中，根據(jù)電源操作的要求劃分為3種驅(qū)動模式，每種模式會根據(jù)不同的參數(shù)條件進行電源并行驅(qū)動，其先后順序為：電源診斷—寫入電流/電壓—讀取電流/電壓。這3種電源操作模式與各自的參數(shù)條件組成了程序的3個功能模塊，分別為電源并行診斷模塊、并行寫入電流/電壓模塊和并行讀取電流/電壓值模塊。

電源并行診斷模塊的主要功能是：對將要寫入電流/電壓的電源進行驅(qū)動前的診斷，如果某臺電源的診斷結(jié)果為錯誤，則將電源狀態(tài)標(biāo)志位置“0”并在寫入電流/電壓操作時屏蔽該臺電源；如果診斷結(jié)果為正常，則將電源狀態(tài)標(biāo)志位置“1”并可進行正常的寫入電流/電壓操作。電源并行診斷模塊程序流程如圖6所示。

圖6 電源并行診斷模塊程序流程Fig.6 The flow chart of parallel diagnostic module

并行寫入電流/電壓模塊的主要功能是：將控制程序計算后的電流并行發(fā)送給電源，根據(jù)驅(qū)動反饋信息判讀寫入電流/電壓是否異常，并在相應(yīng)的錯誤記錄變量中做出標(biāo)記。并行寫入電流塊程序流程如圖7所示。

并行讀取電流/電壓值模塊包含2個功能、代碼相似的模塊，其作用是讀取實際控制回路中的電流、電壓值，為控制程序中的超差、斷路、短路等檢測報警提供依據(jù)。在該模塊中，根據(jù)之前的判斷和寫入2個操作步驟提供的參數(shù)對電源并行發(fā)送測量指令，并將測得的數(shù)據(jù)保存到相應(yīng)的變量中。并行讀取電流/電壓值模塊程序流程如圖8所示。

圖7 并行寫入電流模塊程序流程Fig.7 The flow chart of parallel write current module

圖8 并行讀取電流/電壓值模塊程序流程Fig.8 The flow chart of parallel read current and voltage module

3 系統(tǒng)測試及試驗應(yīng)用

3.1 系統(tǒng)測試

第2章所述的控溫系統(tǒng)將在航天器熱試驗中用于模擬星上控溫，涉及熱試驗產(chǎn)品的安全，因此需對該系統(tǒng)進行測試來驗證其控溫效果。測試主要包括：電源驅(qū)動測試；系統(tǒng)的功能測試；系統(tǒng)的穩(wěn)定性測試。

電源驅(qū)動測試主要指電源輸出、關(guān)閉響應(yīng)速度及時間測試，測試采用XG850電源，負(fù)載分別采用阻值為40、80、150 Ω的加熱片。測試結(jié)果如表1所示。

表1 電源觸發(fā)響應(yīng)時間Table 1 Power trigger response schedule

圖9所示為負(fù)載 150 Ω、電流 0.5 A 時，在示波器上顯示的電源觸發(fā)響應(yīng)上升及下降波形圖，可以看出，電源觸發(fā)響應(yīng)上升階段與下降階段的差值在0.1 s以內(nèi)，滿足單個控溫時間片為1 s的控制要求。

圖9 電源觸發(fā)響應(yīng)上升及下降階段波形Fig.9 The rise and fall waveforms of power trigger response

系統(tǒng)的功能測試主要是系統(tǒng)聯(lián)調(diào)及算法控溫測試，首先搭建系統(tǒng)測試環(huán)境如圖10所示，采用2個鋁合金殼體作為被控對象，在每個殼體上分別粘貼2個阻值為60 Ω的加熱片及測溫?zé)犭娕?，系統(tǒng)測控周期為12 s，環(huán)境溫度維持在22 ℃左右。在此測試系統(tǒng)下驗證系統(tǒng)控制的模式和功能。

圖10 測試系統(tǒng)環(huán)境Fig.10 The environment of the test system

將溫度閾值設(shè)置為[25,27]℃，加熱回路1和回路2的電流均設(shè)定為0.25 A，對應(yīng)的溫度測點為測點1和測點2。啟動比例開關(guān)溫度控制程序?qū)︿X合金殼體進行控溫，控溫過程中的溫度數(shù)據(jù)曲線與加熱回路電流曲線分別如圖11和圖12所示，可以看到，系統(tǒng)控溫起始超調(diào)量小于1.25 ℃，2 min內(nèi)穩(wěn)定于控溫區(qū)間，滿足控溫要求。

2個鋁合金殼體的質(zhì)量為500和1300 g，分別對應(yīng)加熱回路1（測點1）和加熱回路2（測點2），在加熱功率及材料相同的條件下，由于測點2所在的鋁合金殼體質(zhì)量較大，所以測點2的反應(yīng)較測點1緩慢，溫度變化滯后，超調(diào)量大。

系統(tǒng)的穩(wěn)定性測試采用設(shè)置多個溫度閾值區(qū)間對鋁合金殼體進行控溫，連續(xù)運行時間超過100 h。測試期間整個控溫系統(tǒng)運行正常，滿足穩(wěn)定性要求。

圖11 系統(tǒng)測試溫度數(shù)據(jù)曲線Fig.11 The temperature data curve in the system tests

圖12 系統(tǒng)測試加熱回路電流曲線Fig.12 The heating circuit current curve in the system tests

3.2 試驗應(yīng)用

在某型號整星真空熱試驗過程中，對該星上控溫模擬系統(tǒng)進行了實際應(yīng)用，在整個試驗測試過程中，系統(tǒng)無故障穩(wěn)定運行20天以上，同一工況模式控制回路數(shù)大于50，工況穩(wěn)定后溫度控制誤差小于±0.3 ℃。表2和圖13分別為其中15路星上控溫回路配置及實際控制效果。

表2 某衛(wèi)星熱試驗星上控溫回路配置Table 2 The temperature control circuit configuration for a satellite in thermal test

圖13 某衛(wèi)星熱試驗星上控溫曲線Fig.13 The temperature curve for a satellite in thermal test

4 結(jié)束語

本文設(shè)計了一套適用于航天器熱試驗的星上控溫模擬系統(tǒng)，采用比例開關(guān)控溫算法開發(fā)了星上熱模擬控制軟件，基于程控電源并行驅(qū)動技術(shù)實現(xiàn)了航天器地面熱試驗星上多路熱模擬回路的精確控溫，通過系統(tǒng)測試驗證了比例開關(guān)控溫算法對于星上控溫回路的應(yīng)用效果，滿足了航天產(chǎn)品在軌溫度控制算法的適用性與精度要求。后續(xù)可根據(jù)星上比例開關(guān)算法實際使用的控制參數(shù)對本系統(tǒng)進行調(diào)整來提高系統(tǒng)驗證精度；對于星上其他類型的控溫算法也可以通過本系統(tǒng)進行地面驗證，只需要對控溫軟件里的算法部分做適應(yīng)性修改即可。

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