航天相機主動熱控測試系統(tǒng)設(shè)計

金 實,胡 君,曹小濤

(1.中國科學(xué)院長春光學(xué)精密機械與物理研究所,吉林長春 130033;2.中國科學(xué)院研究生院,北京 100039)

文章編號 1674-2915(2010)02-0126-07

航天相機主動熱控測試系統(tǒng)設(shè)計

金 實1,2,胡 君1,曹小濤1

(1.中國科學(xué)院長春光學(xué)精密機械與物理研究所,吉林長春 130033;2.中國科學(xué)院研究生院,北京 100039)

為了檢測航天相機主動熱控系統(tǒng)的功能、性能及可靠性,設(shè)計了主動熱控仿真測試系統(tǒng)。依據(jù)傳熱學(xué)基本定律、航天器軌道理論和熱控策略,給出了計算航天相機溫度場的熱網(wǎng)絡(luò)數(shù)學(xué)模型,使主動熱控系統(tǒng)能在模擬的空間熱環(huán)境中連續(xù)工作,實現(xiàn)了對主動熱控系統(tǒng)的閉環(huán)仿真測試。采用兩個數(shù)字電位器相串聯(lián)的方法模擬溫度傳感器的走勢,得到的最大阻值為 100 kΩ,精度達到 10Ω,符合設(shè)計中對總電阻和電阻變化率的需求,實現(xiàn)了對主動熱控系統(tǒng)的功能、性能以及可靠性的仿真測試。

航天相機;主動熱控;PCI總線;閉環(huán)控制;數(shù)字電位器

Abstract:In order to detect the function,perfor mance and reliability of active ther mal control system of a space camera,a s imulation testing system to detect the active thermal control system was designed.The thermal-netmathematicalmodel to calculate the temperature field of camerawas established based on the basic law of heat transfer,orbital theory of spacecraft and the thermal control strategy,so that the active thermal control circuit could work in a simulated thermal space environment continuously,and the closed-loop testing of the active ther mal control system could be realized.A method of two digital potentiometers in series was used to simulate the trend of temperature sensors,and the largest value of resistance achieves 100 kΩand the measuring accuracy is 10Ω.These results show that the simulation system meets the demands for total resistance and the rate of the resistance changes in design and achieves the simulated detection of the active thermal control circuit.

Key words:space camera;active ther mal control;PCI bus;closed-loop control;digital potentiometers

1 引 言

集光、機、電、熱于一體的航天相機,是遙感衛(wèi)星的重要組成部分,同時又是遙感衛(wèi)星有效載荷的核心,目前在氣象、地球資源、海洋、環(huán)境和災(zāi)害監(jiān)測、軍事偵察及天文觀測等方面獲得了廣泛應(yīng)用。

航天相機根據(jù)地面遙控指揮中心發(fā)布的命令和參數(shù)控制光學(xué)成像系統(tǒng),完成對地面景物的攝像任務(wù)。由于相機進入軌道工作時,受到太陽輻射、地球紅外輻射和地球反照及宇宙空間冷黑熱沉的交替加熱和冷卻,當(dāng)工作姿態(tài)變化時,向著太陽的部分與處于太陽陰影中的部分會產(chǎn)生巨大的溫差,相機表面各部分接受輻射熱量的不均勻性和隨時間的變化,將造成其表面溫度分布的不均勻和波動,而溫度變化對其光學(xué)系統(tǒng)成像質(zhì)量影響也很大。為了保證相機在惡劣的空間環(huán)境中正常工作,必須進行合理的熱控制設(shè)計。

相機主動熱控電路系統(tǒng)是航天相機熱控制的重要組成部分,是控制相機結(jié)構(gòu)溫度的平衡,保證相機成像質(zhì)量及相機在太空正常工作的可靠保障。為檢測相機主動熱控電路系統(tǒng)的功能、性能和可靠性,本文設(shè)計、開發(fā)了一種主動熱控仿真測試系統(tǒng)。

2 航天相機主動熱控系統(tǒng)組成及工作原理

航天相機主動熱控系統(tǒng)基本工作原理如圖 1所示,整個系統(tǒng)處于閉環(huán)工作狀態(tài)。系統(tǒng)主要由微控制器、光電隔離單元、執(zhí)行機構(gòu)、加熱單元以及溫度采集單元組成。

圖1 主動熱控系統(tǒng)基本原理Fig.1 Principle of active thermal control system

航天器有效載荷控制系統(tǒng)根據(jù)衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)實時給出的當(dāng)前軌道的方位、高度、速度和傾斜角等信息,實時發(fā)布控制命令給相機控制系統(tǒng)。相機熱控制系統(tǒng)立即通過溫度采集單元采集分布在相機各單元的熱敏電阻溫度傳感器的阻值,并且將這些數(shù)據(jù)送入微控制器。微控制器接收到溫度傳感器傳送過來的數(shù)據(jù)后,依據(jù)熱控策略進行綜合分析、計算,并根據(jù)計算結(jié)果確定加熱控制單元啟動。加熱控制單元完成對相機各加熱區(qū)的加熱控制,從而完成熱控制任務(wù),保證相機在正常溫度范圍內(nèi)工作。

3 測試系統(tǒng)設(shè)計

3.1 測試系統(tǒng)組成

測試系統(tǒng)包括加熱單元檢測系統(tǒng)和溫度傳感器模擬系統(tǒng)兩部分。該測試系統(tǒng)連接在被測相機的主動熱控系統(tǒng)上,構(gòu)成主動熱控電路閉環(huán)仿真測試系統(tǒng),通過該系統(tǒng)對主動熱控電路中的加熱單元、溫度采集單元和主動熱控系統(tǒng)的可靠性進行實時檢測。其中,加熱單元檢測系統(tǒng)以檢測、跟蹤和監(jiān)控為主,由電壓轉(zhuǎn)換電路、A/D轉(zhuǎn)換電路和計算機軟件組成。溫度傳感器模擬系統(tǒng)以仿真測試為主,模擬相機各單元的熱敏電阻溫度傳感器隨溫度變化的走勢。每一路均由兩個數(shù)字電位器串聯(lián)而成。采用基于 FPGA的控制電路并行控制每一路數(shù)字電位器的工作,上位機與 FPGA之間通過 PCI總線進行通信。

3.2 測試系統(tǒng)工作原理

圖2 測試系統(tǒng)原理圖Fig.2 Schematic of testing system

測試系統(tǒng)工作原理如圖 2所示,根據(jù)相機各部分初始溫度狀態(tài),主動熱控系統(tǒng)的加熱單元對仿真設(shè)備進行加電加熱,電壓轉(zhuǎn)換電路將每路加熱器的電壓值轉(zhuǎn)化到 A/D采集卡需要的輸入值范圍之內(nèi),再經(jīng) A/D轉(zhuǎn)換,將加熱電壓信號傳入到仿真設(shè)備。依據(jù)加熱電壓值和加熱時間,通過仿真測試軟件計算每一路溫度傳感器的溫度和阻值,并把溫度傳感器的阻值和所對應(yīng)的溫度值存入數(shù)據(jù)庫中,同時,通過 PCI總線將得到的熱敏電阻阻值送到 FPGA內(nèi)部 RAM中,由基于 FPGA的控制電路并行控制每一路數(shù)字電位器的工作,主動熱控電路系統(tǒng)中溫度采集單元采集數(shù)字電位器的阻值之后依據(jù)熱控策略對各加熱區(qū)進行加熱控制,完成熱控制任務(wù),形成閉環(huán)仿真測試。

3.3 測試系統(tǒng)硬件設(shè)計

3.3.1 溫度傳感器模擬系統(tǒng)

航天相機中利用熱敏電阻作為溫度傳感器。由于熱敏電阻隨環(huán)境溫度的變化,其阻值按一定的規(guī)律改變,故可以用可變電阻模擬熱敏電阻的特性。本系統(tǒng)采用數(shù)字電位器模擬熱敏電阻,其調(diào)節(jié)由計算機程序?qū)崿F(xiàn),便于實現(xiàn)操作的自動化及智能化。

目前市場上分辨率最高的數(shù)字電位器為 10位,而單個數(shù)字電位器不能滿足需求總電阻和電阻變化率要求,故采用 X9111、X9C102兩個數(shù)字電位器相串聯(lián),X9111做粗調(diào),X9C102做微調(diào)的方法來實現(xiàn)設(shè)計要求。由于控制數(shù)字電位器工作的 FPGA的 I/O電壓與數(shù)字電位器所需的端電壓不匹配,故采用電平轉(zhuǎn)換芯片進行電平轉(zhuǎn)換。

為了達到熱控策略中對溫度傳感器反饋信息的時間要求,采用基于 FPGA的控制方式并行控制各路數(shù)字電位器的工作。本系統(tǒng)中 FPGA芯片采用 Xilinx公司的 Spartan-3系列的 XC3S400。系統(tǒng)采用同時控制 24路數(shù)字電位器的方式,由于一個 FPGA的引腳數(shù)不能滿足需求,故利用兩個FPGA芯片實現(xiàn)其功能。其中第一個 FPGA芯片控制最后 5路數(shù)字電位器的工作和向下一個 FPGA芯片傳輸其余 19路熱敏電阻阻值,第二個FPGA芯片控制 19路數(shù)字電位器的工作。

整個溫度傳感器模擬系統(tǒng)電路板直接插在上位機的 PCI插槽上,通過 PCI總線與上位機通信。采用 PCI9054總線接口芯片橋接 PCI總線與 FPGA。PCI9054通過有效 LHOLD申請本地總線,當(dāng) LHOLD和 LHOLDA有效時,獲得本地總線,之后置 ADS信號為低,使地址信號 LA、字節(jié)使能信號 LBE和讀寫信號 LW/R進入有效狀態(tài),當(dāng)BLAST信號有效時,表示數(shù)據(jù)線上傳輸?shù)氖亲詈笠粋€數(shù)據(jù)。設(shè)計中 PCI9054設(shè)置為 C模式,采用直接從模式傳輸上位機命令和測試軟件計算出的熱敏電阻阻值。在 FPGA中開辟一個雙口 RAM作為緩沖器,把測試軟件計算得出的電阻阻值寫入 RAM中,數(shù)字電位器根據(jù) RAM中的信息調(diào)整阻值。由于有限狀態(tài)機設(shè)計使結(jié)構(gòu)模式簡單,縮短時鐘周期,可更好地提高效率,因此參考PCI9054的 datasheet及 PCI總線協(xié)議 ,采用 Moore型有限狀態(tài)機。其狀態(tài)轉(zhuǎn)換圖如圖 3所示。

圖3 PCI9054本地總線狀態(tài)轉(zhuǎn)換圖Fig.3 State transition map of PCI9054 local bus

根據(jù)狀態(tài)轉(zhuǎn)換圖寫出狀態(tài)機。采用 3個進程完成該狀態(tài)機。一個用于狀態(tài)機的同步時序部分,在本地時鐘 clk的上升沿到來時,將下一狀態(tài)賦給當(dāng)前狀態(tài);一個用于描述狀態(tài)轉(zhuǎn)換;另一個用于描述輸出的組合邏輯。

3.3.2 加熱單元檢測系統(tǒng)

加熱單元檢測系統(tǒng)由電壓控制電路、電壓轉(zhuǎn)換電路、模數(shù)轉(zhuǎn)換電路和計算機組成,其基本結(jié)構(gòu)如圖 4所示。其中電壓轉(zhuǎn)換電路按固定比例將 9路加熱器的 28 V電壓值轉(zhuǎn)化為 A/D采集卡需要的輸入值。

圖4 加熱測試設(shè)備結(jié)構(gòu)圖Fig.4 Structure of heating test equipment

設(shè)計電壓為 28 V,每個脈沖結(jié)束時,由該脈沖各低電平采樣點的平均值求得幅值,并換算成電壓值輸出。當(dāng)?shù)蛪悍禐?VT=28 V,電壓高于VL或低于 VH時,顯示該電壓值并記錄,當(dāng)電壓低于 VL或高于 VH,確定為電壓不正常,需要輸出報警,并記入錯誤日志。

3.4 測試系統(tǒng)軟件設(shè)計

3.4.1 相機熱計算數(shù)學(xué)模型的建立

為了檢測相機主動熱控電路在外太空工作時的可靠性,模擬了惡劣的空間工作環(huán)境對相機溫度的影響和相機各面元之間的熱傳遞過程,依據(jù)熱敏電阻阻溫特性模擬出溫度變化,使主動熱控電路在近似空間控制環(huán)境下連續(xù)工作。

宇宙空間空氣稀薄,不存在空氣自然對流,因此相機在宇宙空間中主要是通過輻射和傳導(dǎo)的方式進行換熱。影響相機溫度的主要因素有:軌道空間外熱流,相機內(nèi)部熱源散熱,面元之間的熱傳導(dǎo)、熱輻射和熱沉。

在軌運行中的近地航天器受到來自其它天體的輻射加熱,高空大氣的摩擦加熱,微流星的碰撞加熱和電磁的熱效應(yīng)等因素的加熱量極小,故其接收的外熱流 qout主要是太陽輻射外熱流 Q1、地球紅外輻射外熱流 Q3和地球反照外熱流 Q2,即:

其中,太陽輻射外熱流為:

其中,αs為地球?qū)﹃柟獾钠骄凑章?取 0.35;s為太陽常數(shù),取 1 353 W/m2;Fj為太陽輻射角系數(shù)。

太陽輻射角系數(shù)與物體的性質(zhì)無關(guān),僅取決于太陽與物體表面的幾何位置關(guān)系。設(shè) X指向會日點,Z垂直于極地軌道面,Y遵守右手法則;xyz為相機本體坐標(biāo)系,x背離地心,y指向飛行方向,z平行于 Z軸,θ為相機到會日點的地心角距,則 XYZ坐標(biāo)系與 xyz坐標(biāo)系的變換矩陣為:

其中,iΘ為太陽光與衛(wèi)星軌道面的夾角。

在相機本體坐標(biāo)系中各面元的外法線方向的方向余弦為 nj=(cosαjcosβjcosγj),則各面元的太陽輻射角系數(shù)為:

其中,在以下 3種情況下 Fj=0。

(1)軌道進入地球陰影區(qū);

(2)Fj<0表明太陽光照不到微元正面;

(3)被航天器遮擋而照不到太陽光的相機表面。

太陽能投射到地球表面之后,一部分被其吸收,而地球以紅外輻射的形式向宇宙空間輻射另一部分能量。這種紅外輻射密度分布隨地球的運動規(guī)律、表面狀態(tài)、大氣層情況而變化。對地球而言,紅外輻射場在熱計算中可近似認為是均勻的,而且可以把地球看成為 250 K的黑體。

當(dāng)相機某個面元平行于當(dāng)?shù)氐仄矫鏁r,其中εe為面元表面的發(fā)射率,Eio為地球表面的平均紅外輻射強度,RE地球平均半徑,h為面元離地球表面的高度。

當(dāng)面元垂直于當(dāng)?shù)氐仄矫鏁r,

地球反照外熱流 Q2是相機表面所受到的地球反射太陽輻射的能量。設(shè)地球為一漫反射體,對太陽輻射的反射遵守蘭貝特定律,此條件下地球紅外輻射強度 Eio與地球反照輻射強度 Ero可視為一定值。此時地球反照外熱流為:

其中,d為日地連線與地星連線的夾角。

綜合分析上述外熱流計算和相機自身的熱傳遞情況,以及熱控制策略,應(yīng)用傅里葉定律建立的溫度傳感器的熱平衡方程如下:

其中 C為比熱;M為質(zhì)量;E為輻射傳遞系數(shù);D為傳導(dǎo)系數(shù);qin為內(nèi)熱源;qout為外熱流;σ為斯蒂芬-玻耳茲曼常數(shù);ε為表面紅外發(fā)射率;Th為熱沉(4 K)。

傳導(dǎo)系數(shù)分為接觸傳導(dǎo)系數(shù)和一般傳導(dǎo)系數(shù),由導(dǎo)熱率,各面元之間的距離,橫截面積確定。通過式(7)計算出某一時刻 24路熱敏電阻溫度傳感器所對應(yīng)區(qū)域的溫度值,采用熱敏電阻阻溫特性模型求出每路溫度所對應(yīng)的熱敏電阻阻值。相機所采用的熱敏電阻具有如下阻溫特性:

其中 ,t為溫度 (℃);R為電阻 (Ω);a、b、c為熱敏電阻系數(shù)。

3.4.2 測試軟件設(shè)計

仿真測試軟件采用面向?qū)ο蟮某绦蛟O(shè)計方法,應(yīng)用數(shù)據(jù)庫技術(shù)管理所有有效信息。測試軟件包括 4部分,即模擬溫度傳感器模塊、電壓監(jiān)控模塊、數(shù)據(jù)庫管理模塊和網(wǎng)絡(luò)通信模塊,其總體結(jié)構(gòu)如圖 5所示。

圖5 仿真測試軟件結(jié)構(gòu)圖Fig.5 Structure of simulation test software

溫度傳感器模塊由相機熱計算數(shù)學(xué)模型計算出某一時間點上每路溫度傳感器所對應(yīng)的溫度和阻值,應(yīng)用多線程程序設(shè)計技術(shù)把阻值和對應(yīng)的溫度存入數(shù)據(jù)庫中,同時通過 PCI總線傳到 FPGA內(nèi)部的雙口 RAM中控制數(shù)字電位器工作。溫度傳感器阻值可實時顯示在上位機屏幕上。

電壓監(jiān)控模塊利用光電隔離模入接口卡和廠家提供的二次開發(fā)包 PCI8KP.DLL、PCI8KP.lib實現(xiàn)電壓信號的采集。此模塊可實現(xiàn)按一定的時間間隔定時采集和手動采集、采集數(shù)據(jù)回放、數(shù)據(jù)文件存儲等功能。采集到的電壓值可實時顯示在上位機屏幕上。

數(shù)據(jù)庫管理模塊對所有計算所得的數(shù)據(jù)、A/D采集卡采集的數(shù)據(jù)和通信傳輸所獲的信息進行存儲管理。測試程序利用 ADO數(shù)據(jù)庫接口技術(shù)與數(shù)據(jù)庫建立連接。ADO是Microsoft為在 Internet上開發(fā)數(shù)據(jù)庫應(yīng)用程序的面向?qū)ο蟮膽?yīng)用程序接口,是可屏蔽遠程數(shù)據(jù)訪問復(fù)雜性、高效快速訪問數(shù)據(jù)庫的新技術(shù)。ADO通過訪問 OLE DB數(shù)據(jù)提供程序訪問數(shù)據(jù)庫。OLE DB是一組 COM接口,是數(shù)據(jù)庫的底層接口,它封裝了 ODBC的功能,并以統(tǒng)一的方式訪問存儲在不同數(shù)據(jù)源中的數(shù)據(jù)。ADO訪問數(shù)據(jù)源具有簡單方便、速度快、內(nèi)存支出少和占用磁盤空間少等優(yōu)點。

網(wǎng)絡(luò)通信模塊實現(xiàn)測試軟件與相機綜合控制系統(tǒng)通過以太網(wǎng)進行通信。測試軟件系統(tǒng)把每路溫度傳感器的溫度、阻值和每個加熱區(qū)電壓值傳送到綜合控制系統(tǒng)中。測試軟件采用 Socket實現(xiàn)網(wǎng)絡(luò)通信。Socket是網(wǎng)絡(luò)通信的基本構(gòu)件,它隱藏了網(wǎng)絡(luò)底層的復(fù)雜協(xié)議和數(shù)據(jù)結(jié)構(gòu),應(yīng)用W indows SocketsAPI和 TCP/IP核心通信,利用下層的網(wǎng)絡(luò)通信協(xié)議功能和操作系統(tǒng)調(diào)用實現(xiàn)通信。

3.4.3 WDM驅(qū)動設(shè)計

設(shè)備驅(qū)動程序提供連接到 PCI9054的軟件接口,其基本功能包括設(shè)備的初始化,對端口的讀寫操作,中斷的設(shè)置和響應(yīng)及調(diào)用,以及對內(nèi)存的直接讀寫等。

設(shè)計中利用 NuMega DriverStudio2.7編寫設(shè)備驅(qū)動程序。DriverStudio以面向?qū)ο蟮姆绞?將WDM和W indows NT驅(qū)動程序所需的對內(nèi)核模式訪問及硬件的訪問封裝成類。DriverStudio利用 K MemoryRange和 KI oRange實現(xiàn)內(nèi)存和 I/O映射空間的讀寫。PCI9054 Base0、Base1固定設(shè)置為內(nèi)存映射空間和 I/O映射空間,用于 PCI9054內(nèi)部寄存器的訪問。本系統(tǒng)中上位機通過WDM驅(qū)動程序向 PCI9054連續(xù)寫入多個數(shù)據(jù)的代碼如下:

FirstAddress,Rea lLen,RecvData[0]));

return status;

}

在W indows下應(yīng)用程序和驅(qū)動程序的通信有兩種:應(yīng)用程序調(diào)用 CreatFile,通過已定義的設(shè)備接口獲取驅(qū)動程序文件句柄打開設(shè)備,然后調(diào)用DeviceI oControl例程和驅(qū)動程序通信;還可調(diào)用ReadFile從驅(qū)動程序中讀取數(shù)據(jù)和W riteFile向驅(qū)動程序?qū)懭霐?shù)據(jù)。當(dāng)應(yīng)用程序退出時,用 Close-Handle關(guān)閉設(shè)備。

4 結(jié) 論

本文詳細描述了測試航天相機主動熱控電路系統(tǒng)的功能、性能及可靠性的仿真測試系統(tǒng)的組成、工作原理和軟硬件設(shè)計。利用傳熱學(xué)基本定律、航天器軌道理論和熱控制策略建立的數(shù)學(xué)模型可近似反映航天相機在軌道空間外工作時所處的熱環(huán)境,從而可以實現(xiàn)對主動熱控系統(tǒng)的閉環(huán)仿真測試,X9111、X9C102兩個數(shù)字電位器相串聯(lián)的方式可以有效模擬出熱敏電阻溫度傳感器的走勢,模擬出的最大電阻值達到 100 kΩ,精度達到 10Ω,其最大值和精度完全符合設(shè)計中對總電阻 50 kΩ和精度 15Ω的要求。因此,利用此系統(tǒng)測試主動熱控系統(tǒng)的功能、性能及可靠性是可行的。

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Design of testing system of active thermal control for space camera

J IN Shi1,2,HU Jun1,Cao Xiao-tao1
(1.Changchun Institute of Optics,FineM echanics and Physics,Chinese Academ y of Sciences,Changchun130033,China;
2.Graduate University of Chinese Academ y of Sciences,B eijing100039,China)

V475.2

A

2010-02-01;

2010-04-09

金 實 (1983—),女,吉林延吉人,碩士研究生,主要從事智能控制與信息處理技術(shù)方面的研究。E-mail:kimsil@sohu.com