導航衛星銣鐘環境溫度控制與飛行性能分析

陳少華，杜卓林，王 洋

（1.北京空間飛行器總體設計部 空間熱控技術北京市重點實驗室，北京 100094；2.北京衛星環境工程研究所，北京 100094）

0 引言

星載原子鐘作為導航信號生成和系統測距的星上時間基準，為導航系統提供精確穩定的頻率源，是衛星導航系統有效載荷的核心部件，其性能直接決定用戶的導航定位精度。溫度穩定性是影響原子鐘輸出頻率穩定性的主要因素之一。NASA 資助的氫原子微波激射時鐘項目要求時鐘1 天內的頻率穩定度要優于10-15，這就需要對時鐘進行非常精確的溫度控制，時鐘內部核心部件溫度穩定性控制指標須達到0.1 mK/d。我國已投入使用的導航衛星一期工程采用了銣鐘作為時間和頻率基準，其 頻率穩定性對溫度的敏感度≤±5×10-14/℃，為了達到極高的頻率穩定性，需對銣鐘的溫度穩定性進行嚴格控制。除銣鐘內部采用多級高精度溫度控制以外，我國導航衛星銣鐘設備對其工作環境溫度穩定性提出了±1 ℃/軌道周期的要求。

導航衛星在軌飛行時，軌道外熱流波動、衛星內熱源的變化都會引起整星溫度水平的波動。導航衛星吸收的軌道外熱流會隨其表面熱物理性質以及衛星在軌位置、姿態的變化而變化[1]。對于單個星內設備，它的溫度不僅受自身熱耗的變化影響，且與整星溫度場密切相關。因此要實現對銣鐘工作環境的高精度控溫，需要將銣鐘與外部熱擾動隔離，并采用適當的電加熱主動控溫技術[2]。本文詳細介紹了我國導航衛星一期工程銣鐘工作環境溫度的控制與其在軌飛行數據分析。

1 銣鐘環境溫度控制方案設計

銣鐘對其工作環境的溫度范圍要求為-5～10 ℃，穩定性要求為±1 ℃/軌道周期。銣鐘安裝在載荷艙內，載荷艙的長期運行溫度水平為10～40 ℃；同時，受空間外熱流以及設備熱耗變化影響，載荷艙每天的溫度波動水平為5～10 ℃。從隔離外部熱擾動對銣鐘環境溫度控制穩定性影響角度考慮，獨立的控溫小艙方案有利于熱設計目標的實現。具體設計方案如下：

1）如圖1所示，設置1 塊銣鐘熱輻射器，收集并排散銣鐘工作時產生的廢熱；

2）輻射器與載荷艙板間采用隔熱安裝，并包覆多層隔熱組件，隔離載荷艙板溫度波動對輻射器的擾動影響，防止輻射器與載荷艙板間縫隙產生黑洞效應；

3）艙內部分安裝多層隔熱罩，隔離載荷艙內儀器設備對銣鐘的熱輻射影響；

4）在銣鐘輻射器上設計控溫加熱器，精確控制小艙溫度。

圖1 銣鐘小艙熱設計示意圖Fig.1 Thermal design of small cabin for rubidium atomic clock

上述銣鐘環境溫度控制方案的思路是，通過與衛星本體熱隔離的小艙，盡量減少載荷艙溫度環境對銣鐘工作環境的影響，由獨立的熱輻射器完成銣鐘設備的散熱；同時考慮到銣鐘輻射器上散熱面外熱流隨季節變化較大（銣鐘為內部精密控溫設備，其熱耗是動態變化的），以及小艙漏熱擾動因素影響，采用補償加熱器來精確控制銣鐘輻射器的溫度，保證銣鐘工作環境溫度的穩定。

2 銣鐘環境溫度控制特性

銣鐘小艙的熱平衡方程為

式中：c1、m1、T1為銣鐘輻射器的比熱容、質量和溫度；c2、m2、T2為非工作銣鐘的比熱容、質量和溫度；c3、m3、T3為工作銣鐘的比熱容、質量和溫度；A、α、ε為銣鐘輻射器散熱面的散熱面積、涂層吸收率和發射率；q為散熱面的外熱流密度；σ為斯忒藩-玻耳茲曼常量；P(t)為補償加熱器功率；Q1(t)為工作銣鐘熱耗；Q2(t)為小艙漏熱；Q3(t)為太陽電池陣對銣鐘輻射器的輻射加熱。

由式(1)可以看出，銣鐘環境溫度控制具有以下特點：

1）受銣鐘輻射器與太陽相對位置關系、太陽常數及季節的變化影響，散熱面吸收的外熱流存在周期性波動，同時隨著涂層性能的退化，散熱面吸收熱流的峰值也將升高；

2）銣鐘的工作熱耗隨其工作模式、環境溫度的變化，呈動態變化特性，且隨銣鐘生產廠家的不同而不同；

3）小艙漏熱量受載荷艙溫度水平波動影響；

4）銣鐘輻射器受到太陽電池陣的反照加熱和紅外輻射加熱，且隨銣鐘輻射器、太陽電池陣和太陽三者位置關系變化、季節變化以及太陽電池陣的溫度變化而變化復雜；

5）銣鐘小艙通過導熱和輻射方式進行熱量的傳遞，溫度控制具有明顯的非線性特征。

因此，銣鐘環境溫度控制存在著變化復雜、頻繁且不可精確預估的內、外部擾動。補償加熱系統需要具備一定的自適應調節能力，才能實現對銣鐘環境溫度穩定性控制的目標。

3 主動溫度控制設計

維持銣鐘工作環境在一個較小的溫度波動范圍內，核心是控制銣鐘輻射器的溫度波動范圍。準確監測和采用合理的溫度控制方式是實現高精度溫度控制的有效途徑[3]。精密控溫的典型控制方式有PID 控制和模糊控制2 種[4]。PID 控制方法具有原理簡單、使用方便、適應性和魯棒性強等特點[5]，在航天器高精度溫度控制系統中應用廣泛。采用PID 控制方法可以動態調節被控對象的補償加熱量，消除溫度控制靜差，提高控制精度、調節速度和控制穩定性。但PID 控制系統的控制器本身相對復雜，可靠性相對于開關控制方式較低。從銣鐘設備對其工作環境溫度穩定性提出±1 ℃/軌道周期的需求來看，只需將工作環境溫度控制在一個較窄范圍內，并不需要將其溫度控制在某一個精確的溫度點上。因此，采用一種多加熱回路組合的“分時+比例”控制方法實現對銣鐘小艙補償加熱的自適應動態調節，達到溫度穩定性控制目標。具體方法如下：

1）GEO 衛星銣鐘輻射器均勻布置6 路加熱器，IGSO/MEO 衛星銣鐘輻射器均勻布置4 路加熱器；

2）每一路加熱器的控制周期約為30 s，控制起始，根據實時采集的銣鐘輻射器溫度，通過比例控制方法，按公式(2)計算在該周期內的加熱器工作時間t，接通加熱器，工作時間到后斷開加熱器，直至下一個控制周期開始重復上述計算和控制，

式中：Tup為控溫溫度閾值上限；Tc為銣鐘輻射器實測溫度；Kp為比例系數；

3）為每一路加熱器之間設定一個固定的控制時間間隔，順序進行方法2）中的工作，即第一路加熱器執行完控制計算后，間隔一個固定時間，開始執行第二路加熱器的控制計算，直至最后一路加熱器完成控制計算，如此循環。

通過上述方法形成的加熱器控制邏輯關系如圖2所示。其中，“0”和“1”分別代表加熱器斷開和接通狀態。比例控制方法的應用具有過程簡單、快速的優點。分時控制可以有效抑制加熱延遲效應對溫度控制的影響。控制器本身簡單、可靠。通過該方法，加熱補償功率可以根據實時測量的銣鐘輻射器溫度，實現從0 功率到最大加熱功率的自適應動態階梯調節。在銣鐘小艙內熱耗、外熱流、漏熱量變化的條件下，實現補償加熱量的動態調整，保持銣鐘小艙整體熱量平衡，有效控制銣鐘小艙的溫度波動范圍。

圖2 “分時+比例”控制方法控制邏輯關系示意圖Fig.2 Schematic diagram of “time sharing and proportional” control logic

主動控溫方法的關鍵在于加熱器功率和路數、加熱器控制時間間隔、控溫比例系數等參數的設計。通過銣鐘小艙熱平衡試驗驗證，對銣鐘采取的隔熱和自動控溫方案是合理可行的，能夠滿足銣鐘的指標要求，同時采用比例控制方式能夠滿足銣鐘溫度穩定度的要求，不需要增加積分控制方式[6]。

4 飛行數據分析

目前，我國導航衛星一期工程已經完成1 顆飛行試驗衛星、6 顆GEO 衛星、5 顆IGSO 衛星、 4 顆MEO 衛星的組網發射任務。在軌積累了大量的飛行數據。圖3～圖8為GEO 衛星和IGSO 衛星1年運行周期中高溫工況、低溫工況及最長地影 3 種條件下，銣鐘輻射器典型的1 天內運行溫度變化曲線。MEO 衛星銣鐘小艙熱控設計與IGSO 衛星一致，本文以IGSO 衛星作為代表進行分析。

GEO衛星銣鐘輻射器溫度控制目標點為2 ℃，溫度波動控制目標為±1 ℃。高溫工況下銣鐘輻射器溫度在2.1～2.2 ℃之間波動，波動幅度為0.1 ℃。低溫工況下銣鐘輻射器溫度在1.9～2.1 ℃之間波動，波動幅度為0.2 ℃。最長地影期間，受衛星供電電壓變化影響，補償加熱功率下降，銣鐘輻射器溫度在1.3～2.1 ℃之間波動，波動幅度為0.8 ℃。

IGSO 衛星銣鐘輻射器溫度控制目標點為1 ℃，溫度波動控制目標為±1 ℃。高溫工況下銣鐘輻射器溫度在1.0～1.1 ℃之間波動，波動幅度為0.1 ℃。低溫工況下銣鐘輻射器溫度在0.9～1.1 ℃之間波動，波動幅度為0.2 ℃。最長地影期間，受衛星供電電壓變化影響，補償加熱功率下降，銣鐘輻射器溫度在0.8～1.1 ℃之間波動，波動幅度為0.3 ℃。

圖3 GEO 衛星銣鐘輻射器溫度曲線（高溫工況）Fig.3 Temperature curve of radiator for rubidium atomic clock on GEO satellite(the worst hot case)

圖4 GEO 衛星銣鐘輻射器溫度曲線（低溫工況）Fig.4 Temperature curve of radiator for rubidium atomic clock on GEO satellite(the worst cold case)

圖5 GEO 衛星銣鐘輻射器溫度曲線（最長地影）Fig.5 Temperature curve of radiator for rubidium atomic clock on GEO satellite(the eclipse case)

圖6 IGSO 衛星銣鐘輻射器溫度曲線（高溫工況）Fig.6 Temperature curve of radiator for rubidium atomic clock on IGSO satellite(the worst hot case)

圖7 IGSO 衛星銣鐘輻射器溫度曲線（低溫工況）Fig.7 Temperature curve of radiator for rubidium atomic clock on IGSO satellite(the worst cold case)

圖8 IGSO 衛星銣鐘輻射器溫度曲線（最長地影）Fig.8 Temperature curve of radiator for rubidium atomic clock on IGSO satellite(the eclipse case)

從飛行數據可以看出，衛星運行在高溫工況、低溫工況和地影期間，文中所設計的主動溫度控制方法均能實現對銣鐘環境溫度的精確控制，且溫度調節具有較好的穩定性和快速性。

5 結束語

銣鐘工作環境的熱控方案設計和主動控溫方式是合理可行的。多加熱回路組合的“分時+比例”控制方法，對銣鐘小艙的溫度波動范圍控制有效。該方法的應用簡化了加熱器控制設備的硬件電路設計，提高了設備的可靠性。在軌飛行數據表明，導航衛星銣鐘工作環境溫度滿足-5～10 ℃的范圍要求，穩定性控制滿足±1 ℃/軌道周期的要求。

多加熱回路組合的“分時+比例”控制方法適用于對溫度波動敏感、有較高溫度控制精度需求、熱容較大以及系統可靠性要求高的航天器儀器設備的自主控溫。

（References）

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