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        星上控溫策略的地面模擬與驗(yàn)證

        2018-07-09 07:52:14吳東亮童葉龍王擎宇柳曉寧
        航天器環(huán)境工程 2018年3期
        關(guān)鍵詞:溫度控制航天器電源

        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(yàn)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(yùn)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(yàn),即初樣熱試驗(yàn)和正樣熱試驗(yàn)。航天器初樣熱試驗(yàn)通常以熱控星作為試驗(yàn)件,重點(diǎn)驗(yàn)證熱控設(shè)計(jì)的正確性并對衛(wèi)星熱模型進(jìn)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(jì)研制階段,無法參加試驗(yàn),因此對于有高精度控溫需求的星上設(shè)備的熱平衡試驗(yàn),驗(yàn)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(yàn)過程中需要在熱控星中布置大量加熱器來進(jìn)行星上設(shè)備熱耗及回路控溫模擬,以檢驗(yàn)航天器控溫系統(tǒng)的設(shè)計(jì),尤其是進(jìn)行控溫算法效果的驗(yàn)證。

        航天器在軌運(yùn)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(dá)到設(shè)備控溫與省電的雙贏[1]。在航天器地面真空熱試驗(yàn)過程中,搭建一套自動控制系統(tǒng)來進(jìn)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(yàn)證是熱試驗(yàn)中一項(xiàng)非常重要的工作內(nèi)容。

        針對星上控溫的實(shí)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(yàn)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(jìn)行控溫系統(tǒng)功能、性能驗(yàn)證試驗(yàn)與實(shí)際型號試驗(yàn)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(yùn)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(diǎn)[4]。通過節(jié)點(diǎn)網(wǎng)絡(luò)法對航天器進(jìn)行熱分析,其節(jié)點(diǎn)熱平衡方程[5]為

        式中:ci、mi和Ti分別為節(jié)點(diǎn)i的比熱容、質(zhì)量和熱力學(xué)溫度;Eij和Dij分別為節(jié)點(diǎn)i到節(jié)點(diǎn)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(xiàng)[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(shí)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(shí)現(xiàn)方法

        航天器在進(jìn)行地面真空熱試驗(yàn)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(shí)在軌工況來實(shí)現(xiàn)航天器在軌溫度控制方案的驗(yàn)證。

        2.1 系統(tǒng)組成

        目前,航天器進(jìn)行地面真空熱試驗(yàn)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(yàn)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(jī)、加熱器、溫度傳感器、集中控制計(jì)算機(jī)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(jī)柜組組成,每個機(jī)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(diǎn)提供熱電偶溫度換算基準(zhǔn)。

        集中控制計(jì)算機(jī)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(shí)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(jì)算機(jī)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(shí)現(xiàn)海量測溫點(diǎn)數(shù)據(jù)的分布式快速采集,并將當(dāng)前周期的實(shí)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(jì)

        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(jìn)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(shí)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(diǎn)實(shí)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(jì)算的加熱時間進(jìn)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(diǎn)實(shí)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(diǎn)溫度、低溫點(diǎn)溫度、高溫點(diǎn)電流和低溫點(diǎn)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(jì)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(jìn)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(jì)

        星上控溫模擬系統(tǒng)供電采用恒流源,控制周期設(shè)計(jì)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(yàn)過程中對控溫周期和控溫時間片進(jìn)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(shí)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(jī)制實(shí)現(xiàn)同一時刻對多臺電源進(jìn)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(jìn)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(jìn)行電源并行驅(qū)動,其先后順序?yàn)椋弘娫丛\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(jìn)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(jìn)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(jì)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(shí)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(yàn)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(yàn)中用于模擬星上控溫,涉及熱試驗(yàn)產(chǎn)品的安全,因此需對該系統(tǒng)進(jìn)行測試來驗(yàn)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(yàn)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(diǎn)為測點(diǎn)1和測點(diǎn)2。啟動比例開關(guān)溫度控制程序?qū)︿X合金殼體進(jìn)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(diǎn)1)和加熱回路2(測點(diǎn)2),在加熱功率及材料相同的條件下,由于測點(diǎn)2所在的鋁合金殼體質(zhì)量較大,所以測點(diǎn)2的反應(yīng)較測點(diǎn)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(jìn)行控溫,連續(xù)運(yùn)行時間超過100 h。測試期間整個控溫系統(tǒng)運(yùn)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(yàn)應(yīng)用

        在某型號整星真空熱試驗(yàn)過程中,對該星上控溫模擬系統(tǒng)進(jìn)行了實(shí)際應(yīng)用,在整個試驗(yàn)測試過程中,系統(tǒng)無故障穩(wěn)定運(yùn)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(shí)際控制效果。

        表2 某衛(wèi)星熱試驗(yàn)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(yàn)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(jì)了一套適用于航天器熱試驗(yàn)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(shí)現(xiàn)了航天器地面熱試驗(yàn)星上多路熱模擬回路的精確控溫,通過系統(tǒng)測試驗(yàn)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(shí)際使用的控制參數(shù)對本系統(tǒng)進(jìn)行調(diào)整來提高系統(tǒng)驗(yàn)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(jìn)行地面驗(yàn)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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