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(guò)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(duì)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(xiǎn)。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(wú)法參加試驗(yàn)，因此對(duì)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(shí)應(yīng)采用星上控溫策略。然而，目前地面的控溫策略為開(kāi)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(kāi)關(guān)加比例控溫策略（調(diào)節(jié)加熱時(shí)間）差別較大，因此在真空熱試驗(yàn)過(guò)程中需要在熱控星中布置大量加熱器來(lái)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(dòng)溫度控制系統(tǒng)，以便達(dá)到設(shè)備控溫與省電的雙贏(yíng)[1]。在航天器地面真空熱試驗(yàn)過(guò)程中，搭建一套自動(dòng)控制系統(tǒng)來(lái)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(duì)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(kāi)發(fā)基于比例開(kāi)關(guān)控制算法和并行驅(qū)動(dòng)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(hào)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(duì)稱(chēng)、受內(nèi)外熱源擾動(dòng)大、系統(tǒng)呈非線(xiàn)性等特點(diǎn)[4]。通過(guò)節(jié)點(diǎn)網(wǎng)絡(luò)法對(duì)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(jí)溫控的策略，即先采取被動(dòng)熱控措施建立一級(jí)溫控保障，在此基礎(chǔ)上再通過(guò)主動(dòng)熱控的方式實(shí)現(xiàn)對(duì)被控對(duì)象的精密控溫。主動(dòng)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(cè)量溫度；e和u分別為控制器輸入和輸出。

圖1 主動(dòng)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(guò)程中，對(duì)星上溫度控制系統(tǒng)的模擬主要是指對(duì)主動(dòng)熱控部分的模擬，通過(guò)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(lái)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(shí)，一般是通過(guò)程控電源陣列與數(shù)據(jù)采集儀器陣列來(lái)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(dòng)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(cè)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(gè)機(jī)柜組組成，每個(gè)機(jī)柜組包含30臺(tái)Agilent N5750型電源，通過(guò)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(tái)Keithley 3706測(cè)量?jī)x器組成，每臺(tái)儀器包括1個(gè)3706萬(wàn)用表表頭、5塊3721多路轉(zhuǎn)換開(kāi)關(guān)模塊及5塊3721-ST接線(xiàn)盒，通過(guò)測(cè)量電纜經(jīng)法蘭與星上溫度傳感器相連通形成測(cè)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(cè)目標(biāo)位置熱電勢(shì)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(guò)星上控溫模擬軟件控制程控電源輸出實(shí)現(xiàn)對(duì)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(kāi)發(fā)平臺(tái)軟件Agilent VEE圖形化編程語(yǔ)言編寫(xiě)，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(shí)，集中控制計(jì)算機(jī)上的溫度數(shù)據(jù)測(cè)量程序采用基于IVI驅(qū)動(dòng)的數(shù)據(jù)采集技術(shù)實(shí)現(xiàn)海量測(cè)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(shí)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(kāi)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(cè)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(guò)控制一個(gè)循環(huán)周期內(nèi)的加熱時(shí)間t來(lái)完成控制任務(wù)，適合直流供電控制場(chǎng)合，整個(gè)過(guò)程完全由軟件控制，不需要附加的硬件開(kāi)銷(xiāo)。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(shí)，不加熱；低于控溫閾值下限時(shí)，全周期均加熱；介于控溫閾值下限與上限之間時(shí)，按照計(jì)算的加熱時(shí)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(kāi)關(guān)控制程序涉及4個(gè)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(guò)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(shí)間、占空比，驅(qū)動(dòng)電源輸出，測(cè)試回路電流、電壓及開(kāi)關(guān)狀態(tài)，進(jìn)行星上溫度模擬控制。比例開(kāi)關(guān)算法程序流程如圖4所示。

圖4 比例開(kāi)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(dòng)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(gè)控溫時(shí)間片為 1 s，即每個(gè)控溫周期包括12個(gè)控溫時(shí)間片，單個(gè)控溫時(shí)間片內(nèi)為固定加熱電流或不加熱。試驗(yàn)過(guò)程中對(duì)控溫周期和控溫時(shí)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(dòng)技術(shù)來(lái)減少電源驅(qū)動(dòng)時(shí)間，實(shí)現(xiàn)上述控溫周期及時(shí)間要求。

電源并行驅(qū)動(dòng)是利用操作系統(tǒng)的多線(xiàn)程處理機(jī)制實(shí)現(xiàn)同一時(shí)刻對(duì)多臺(tái)電源進(jìn)行操作的方法和技術(shù)。多線(xiàn)程結(jié)構(gòu)讓電源并行驅(qū)動(dòng)任務(wù)由多個(gè)線(xiàn)程來(lái)執(zhí)行，即在驅(qū)動(dòng)多臺(tái)電源時(shí)，創(chuàng)建多個(gè)不同的線(xiàn)程同時(shí)執(zhí)行電源驅(qū)動(dòng)操作。電源并行驅(qū)動(dòng)主程序?qū)嵤┓譃?步（如圖5所示）。

圖5 電源并行驅(qū)動(dòng)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(dòng)模式標(biāo)志位，并行驅(qū)動(dòng)電源子模塊可根據(jù)該標(biāo)志位選取不同的指令驅(qū)動(dòng)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(huì)被使用；第3步，電源驅(qū)動(dòng)分組，根據(jù)已確定好的線(xiàn)程數(shù)對(duì)電源進(jìn)行分組驅(qū)動(dòng)，分組數(shù)=電源總臺(tái)數(shù)/線(xiàn)程數(shù)；第4步，分組調(diào)用并行驅(qū)動(dòng)電源模塊驅(qū)動(dòng)電源。

在并行驅(qū)動(dòng)電源模塊中，根據(jù)電源操作的要求劃分為3種驅(qū)動(dòng)模式，每種模式會(huì)根據(jù)不同的參數(shù)條件進(jìn)行電源并行驅(qū)動(dòng)，其先后順序?yàn)椋弘娫丛\斷—寫(xiě)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(gè)功能模塊，分別為電源并行診斷模塊、并行寫(xiě)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(duì)將要寫(xiě)入電流/電壓的電源進(jìn)行驅(qū)動(dòng)前的診斷，如果某臺(tái)電源的診斷結(jié)果為錯(cuò)誤，則將電源狀態(tài)標(biāo)志位置“0”并在寫(xiě)入電流/電壓操作時(shí)屏蔽該臺(tái)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(xiě)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(xiě)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(dòng)反饋信息判讀寫(xiě)入電流/電壓是否異常，并在相應(yīng)的錯(cuò)誤記錄變量中做出標(biāo)記。并行寫(xiě)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(gè)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(cè)報(bào)警提供依據(jù)。在該模塊中，根據(jù)之前的判斷和寫(xiě)入2個(gè)操作步驟提供的參數(shù)對(duì)電源并行發(fā)送測(cè)量指令，并將測(cè)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(xiě)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(cè)試及試驗(yàn)應(yīng)用

3.1 系統(tǒng)測(cè)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(duì)該系統(tǒng)進(jìn)行測(cè)試來(lái)驗(yàn)證其控溫效果。測(cè)試主要包括：電源驅(qū)動(dòng)測(cè)試；系統(tǒng)的功能測(cè)試；系統(tǒng)的穩(wěn)定性測(cè)試。

電源驅(qū)動(dòng)測(cè)試主要指電源輸出、關(guān)閉響應(yīng)速度及時(shí)間測(cè)試，測(cè)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(cè)試結(jié)果如表1所示。

表1 電源觸發(fā)響應(yīng)時(shí)間Table 1 Power trigger response schedule

圖9所示為負(fù)載 150 Ω、電流 0.5 A 時(shí)，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?xún)?nèi)，滿(mǎn)足單個(gè)控溫時(shí)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(cè)試主要是系統(tǒng)聯(lián)調(diào)及算法控溫測(cè)試，首先搭建系統(tǒng)測(cè)試環(huán)境如圖10所示，采用2個(gè)鋁合金殼體作為被控對(duì)象，在每個(gè)殼體上分別粘貼2個(gè)阻值為60 Ω的加熱片及測(cè)溫?zé)犭娕迹到y(tǒng)測(cè)控周期為12 s，環(huán)境溫度維持在22 ℃左右。在此測(cè)試系統(tǒng)下驗(yàn)證系統(tǒng)控制的模式和功能。

圖10 測(cè)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(duì)應(yīng)的溫度測(cè)點(diǎn)為測(cè)點(diǎn)1和測(cè)點(diǎn)2。啟動(dòng)比例開(kāi)關(guān)溫度控制程序?qū)︿X合金殼體進(jìn)行控溫，控溫過(guò)程中的溫度數(shù)據(jù)曲線(xiàn)與加熱回路電流曲線(xiàn)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(mǎn)足控溫要求。

2個(gè)鋁合金殼體的質(zhì)量為500和1300 g，分別對(duì)應(yīng)加熱回路1（測(cè)點(diǎn)1）和加熱回路2（測(cè)點(diǎn)2），在加熱功率及材料相同的條件下，由于測(cè)點(diǎn)2所在的鋁合金殼體質(zhì)量較大，所以測(cè)點(diǎn)2的反應(yīng)較測(cè)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(cè)試采用設(shè)置多個(gè)溫度閾值區(qū)間對(duì)鋁合金殼體進(jìn)行控溫，連續(xù)運(yùn)行時(shí)間超過(guò)100 h。測(cè)試期間整個(gè)控溫系統(tǒng)運(yùn)行正常，滿(mǎn)足穩(wěn)定性要求。

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

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

3.2 試驗(yàn)應(yīng)用

在某型號(hào)整星真空熱試驗(yàn)過(guò)程中，對(duì)該星上控溫模擬系統(tǒng)進(jìn)行了實(shí)際應(yīng)用，在整個(gè)試驗(yàn)測(cè)試過(guò)程中，系統(tǒng)無(wú)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(xiàn)Fig.13 The temperature curve for a satellite in thermal test

4 結(jié)束語(yǔ)

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(kāi)關(guān)控溫算法開(kāi)發(fā)了星上熱模擬控制軟件，基于程控電源并行驅(qū)動(dòng)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(guò)系統(tǒng)測(cè)試驗(yàn)證了比例開(kāi)關(guān)控溫算法對(duì)于星上控溫回路的應(yīng)用效果，滿(mǎn)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(kāi)關(guān)算法實(shí)際使用的控制參數(shù)對(duì)本系統(tǒng)進(jìn)行調(diào)整來(lái)提高系統(tǒng)驗(yàn)證精度；對(duì)于星上其他類(lèi)型的控溫算法也可以通過(guò)本系統(tǒng)進(jìn)行地面驗(yàn)證，只需要對(duì)控溫軟件里的算法部分做適應(yīng)性修改即可。

[1]GILMORE D G.Satellite thermal control handbook[G].EI Segundo:The Aerospace Corporation Press,1994:639-666

[2]范含林,文耀普.航天器熱平衡試驗(yàn)技術(shù)綜述[J].航天器環(huán)境工程,2007,24(2):63-68 FAN H L,WEN Y P.Research on the thermal balance test for spacecraft[J].Spacecraft Environment Engineering,2007,24(2):63-68

[3]黃本誠(chéng),馬有禮.航天器空間環(huán)境試驗(yàn)技術(shù)[M].北京:國(guó)防工業(yè)出版社,2002:1-30

[4]李曉帆,姚根和.高精度溫度控制技術(shù)[J].懷化學(xué)院學(xué)報(bào),2007,26(5):47-51 LI X F,YAO G H.A control technology of temperature for severe precision[J].Journal of Huaihua University,2007,26(5):47-51

[5]侯增祺,胡金剛.航天器熱控制技術(shù)——原理及應(yīng)用[M].北京:中國(guó)科學(xué)技術(shù)出版社,2007:125-129

[6]童葉龍,李國(guó)強(qiáng),余雷,等.PI控制在空間相機(jī)精密控溫上的應(yīng)用[J].航天返回與遙感,2012,33(4):42-49 TONG Y L,LI G Q,YU L,et al.Application of PI control in space camera ’s thermal control system[J].Spacecraft Recovery & Remote Sensing,2012,33(4):42-49

[7]童葉龍,李國(guó)強(qiáng),耿利寅.航天器精密控溫技術(shù)研究現(xiàn)狀[J].航天返回與遙感,2016,37(2):1-8 TONG Y L,LI G Q,GENG L Y.A review on precise temperature control technology for spacecraft[J].Spacecraft Recovery & Remote Sensing,2016,37(2):1-8

[8]閔桂榮.衛(wèi)星熱控制技術(shù)[M].北京:宇航出版社,1991:249

[9]劉暢,王奕榮.真空熱試驗(yàn)測(cè)控軟件系統(tǒng)架構(gòu)設(shè)計(jì)[J].航天器環(huán)境工程,2010,27(3):324-327 LIU C,WANG Y R.The software architecture design of measurement and control system in vacuum thermal tests[J].Spacecraft Environment Engineering,2010,27(3):324-327

[10]朱熙,劉波,吳東亮,等.基于 IVI 驅(qū)動(dòng)的真空熱試驗(yàn)數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)軟件開(kāi)發(fā)[J].航天器環(huán)境工程,2016,33(2):194-198 ZHU X,LIU B,WU D L,et al.Software development based on IVI driver for data acquisition system used in thermal vacuum test[J].Spacecraft Environment Engineering,2016,33(2):194-198