航天器自主熱控功率波動抑制方法

蘭天 穆強 江利鋒 于俊慧 楊柳青

(北京空間飛行器總體設計部，北京 100094)

為確保航天器中各項儀器設備正常工作，需對航天器內部溫度變化、熱量傳遞方向和航天器內外熱交換過程等進行嚴格的熱控制。熱控制通常分為被動熱控和主動熱控兩種：被動熱控是指通過熱控涂層、熱管、多層熱絕緣材料、相變材料等手段，合理組織航天器內外、航天器不同部分間的熱交換過程；主動熱控是指通過百葉窗、電加熱器、風機、流體回路泵等手段，依據航天器熱模型，根據各控溫點溫度遙測，動態(tài)調節(jié)相關熱控設備的工作狀態(tài)，從而保持熱平衡的過程[1]。在對地觀測、載人航天、深空探測等國家重大專項的牽引下，我國航天器熱控制技術得到了長足發(fā)展[2-3]。在被動控溫基礎上的主動控溫，成為滿足各領域復雜任務需求的關鍵手段[4-6]。隨著航天器智能化水平的提高，現(xiàn)有航天器一般不再為自主熱控單設控溫儀，而是選擇將其整合在數管分系統(tǒng)中實現(xiàn)[7]。

隨著天基信息網絡的建設，航天器的性能提升催生了對精密控溫的迫切需求，傳統(tǒng)的數管分系統(tǒng)難堪重任[8]。另一方面，新任務要求推動航天器電子信息系統(tǒng)向以信息處理為中心、多航天器協(xié)同工作的方向發(fā)展[9]。航天器綜合電子系統(tǒng)正是在這種對航天器系統(tǒng)智能化、網絡化的迫切需求下得到了迅猛的發(fā)展。國內綜合電子系統(tǒng)經過十幾年的發(fā)展，建立了選擇性應用CCSDS標準和ECSS標準的業(yè)務及協(xié)議框架體系，完成了需求分析和總體設計[10-12]。在需求分析和總體設計的指引下，針對微小型航天器設計了集中式綜合電子系統(tǒng)[13]，針對中大型航天器設計了分布式綜合電子系統(tǒng)[14]。在智能化綜合電子系統(tǒng)基礎上，按照通用化、智能化、網絡化的設計原則，推進基于構件的綜合電子軟件開發(fā)[15-16]。

得益于智能化的綜合電子系統(tǒng)，航天器自主熱控技術向精密化、智能化方向不斷進步，并體現(xiàn)出與航天器其他領域自主管理相互融合的發(fā)展趨勢，例如熱控、能源聯(lián)合自主管理。在國內現(xiàn)有熱控、能源聯(lián)合自主管理方法中，能源對熱控的約束主要體現(xiàn)在能源平衡、峰值功率上，當預期航天器能源失衡時，會將熱控轉入最小工作模式，減少參與自主控溫的回路數量；當熱控總功率有超出峰值功率的風險時，會采用分時切換參與自主控溫的加熱器組合的方式，降低峰值功率。

上述方法的特點是從能源不足的工況出發(fā)，通過調整參與控溫的加熱器通道數量，使熱控峰值功率滿足能源約束條件。蓄電池負載功率的急劇波動會導致電壓、電流失穩(wěn)，進而可能影響航天器上電子設備的正常工作。受制于加熱器開關能力，傳統(tǒng)熱控方法中難以實現(xiàn)在控溫周期內對加熱器功率的靈活分配，因此沒有考慮能源充裕條件下熱控功率波動的影響。

本文針對自主熱控加熱功率波動對航天器電壓、電流造成的消極影響，提出了一種抑制加熱功率波動的航天器自主熱控方法。該方法通過合理排布控溫周期內部各個控溫時隙的加熱器開關組合，減小了控溫周期內部各控溫時隙間、相鄰控溫周期間的加熱功率波動。已經在某智能化遙感衛(wèi)星的綜合電子系統(tǒng)上得到了成功應用。

1 影響功率波動的熱控控制要素分析

要實現(xiàn)精密控溫，一方面需要從被控對象的熱容、被控對象所處的熱環(huán)境出發(fā)，減少內、外熱源擾動并增加熱容；另一方面需要優(yōu)化主動熱控設備的溫度精度、控溫周期、控溫時隙、加熱器開關方式等各項控制要素，以確保熱控策略的有效實施。在主動熱控的各項控制要素中，影響功率波動控制的要素包括控溫周期、控溫時隙和加熱器開關方式，本節(jié)主要對各要素對功率波動的影響和要素間制約關系進行分析。

控溫周期是指相鄰兩次對同一回路運行相應控溫策略，決定下一周期內回路通斷狀態(tài)、占空比的時間間隔。控溫時隙是指一個控溫周期內，根據回路占空比切換加熱器通斷狀態(tài)的最短時間間隔。控溫周期的長短決定了控溫算法響應溫度變化進行相應調整的快慢，控溫時隙的多少決定了加熱器通斷控制的次數，即進行占空比控溫的顆粒度。對特定航天器，控溫周期時長、控溫時隙數量是固定的配置參數，和加熱器接通功率一樣，在控制過程中不會變化。

航天器內第i路加熱器在控溫周期內的占空比為

(1)

式中：di是熱控算法輸出加熱器i的占空比，sij是di的離散化表現(xiàn)，為加熱器i在控溫時隙j的開關狀態(tài)，sij∈{0，1}，Tcontrol是控溫周期時長，Tswitch是控溫時隙時間長度。

一個控溫周期內自主控溫的加熱功耗分布可描述為矩陣

(2)

式中：pcontrol為一個控溫周期內航天器所有加熱回路在各控溫時隙上開關狀態(tài)矩陣，pij為第i路加熱器在第j個加熱時隙的加熱功耗。

根據上面的開關矩陣，得到第i路加熱器在整個控溫周期內的總功耗為

(3)

式中：wch_i是第i路加熱器在本控溫周期內的總功耗，Pi為加熱器i的接通功率，該參數與硬件屬性有關，pij的值等于Pi與sij的乘積。

各路加熱器第j個控溫時隙的總功耗為

(4)

式中：wt_j為各路加熱器在第j個控溫時隙的總功耗。

相鄰控溫周期的占空比di變化越小，對控制周期間功率波動越有利，因此控溫周期Tcontrol應盡量小。占空比di的分辨率越高，即一個控溫周期中包含的控溫時隙個數N越大時，調整矩陣pcontrol內排布的靈活性就越大，因此N應盡量大。而較小的控溫周期、較多的控溫時隙有對星載計算機的計算能力提出了更高需求。

航天器還需具備足夠強的加熱器開關矩陣排布能力，即在短時間內大量切換加熱器開關狀態(tài)的能力。傳統(tǒng)自主熱控一般采用ON/OFF指令控制加熱器開關。由于ON/OFF指令需要80 ms脈寬，同一設備同一時段只能發(fā)送一條指令。因此，傳統(tǒng)熱控方法中只能以連續(xù)方式實現(xiàn)占空比控溫，即一個控溫周期內發(fā)送一條加熱器接通指令和一條加熱器斷開指令。

綜上所述，由于傳統(tǒng)數管星載計算機的算力限制和指令發(fā)送能力限制，傳統(tǒng)數管分系統(tǒng)進行自主熱控時無法有效調整加熱器開關矩陣的排布，無法有效調節(jié)加熱功率的波動。

2 抑制加熱功率波動的航天器主動熱控方法

2.1 智能化衛(wèi)星綜合電子系統(tǒng)設計

針對傳統(tǒng)數管分系統(tǒng)的兩方面能力限制，某智能化衛(wèi)星的綜合電子系統(tǒng)進行了優(yōu)化設計。如圖1所示，該綜合電子系統(tǒng)包含系統(tǒng)管理單元和數據接口單元。各設備采用通用化模塊設計，數據接口單元具備與系統(tǒng)管理單元相同的計算能力。設備內模塊間通過底板上的內總線通信，設備間通過星內數據總線通信。

自主熱控功能通過數據接口單元實現(xiàn)，在通用計算機模塊上運行自主熱控邏輯，通過遙測模塊采集溫度量和同源校準電壓，通過功率驅動模塊控制加熱器開關，通過指令模塊控制安全開關通斷。其中，功率驅動模塊能在極短時間內完成模塊上全部加熱器開關狀態(tài)的切換。

在該綜合電子系統(tǒng)的設計中，通過采用通用計算機模塊提升了數據接口單元的計算能力，通過系統(tǒng)管理單元與數據接口單元的任務分工確保了數據接口單元有足夠的算力支撐更復雜的控制算法，通過獨立的功率驅動模塊確保設備能夠實現(xiàn)算法控制下的開關矩陣。在以上三方面系統(tǒng)設計的基礎上，進一步在自主熱控中引入了一種功率波動抑制算法。

圖1 智能化衛(wèi)星的一種綜合電子系統(tǒng)組成示意Fig.1 Diagram of an avionics system constitution for intelligent satellites

2.2 用于航天器自主熱控的功率波動抑制算法

傳統(tǒng)熱控方法周期性依據控溫點溫度計算加熱回路占空比，以連續(xù)方式切換加熱回路通斷狀態(tài)，在一個控溫周期內加熱回路最多通、斷各一次。這種連續(xù)控制方式的效果如圖2所示，由于加熱回路通、斷切換次數少，各控溫時隙加熱器接通狀態(tài)分布不均衡，自主熱控功率波動明顯。

圖2 傳統(tǒng)熱控方法控制下的加熱器開關矩陣Fig.2 Switch matrix of traditional thermal control method

抑制功率波動的關鍵，在于對各加熱回路在各控溫時隙的通斷狀態(tài)進行合理排布，減小時隙間熱控總功耗的變化。基于智能化衛(wèi)星綜合電子系統(tǒng)，在傳統(tǒng)自主熱控算法完成回路占空比計算后，引入了一種功率波動抑制算法。算法流程如圖3所示，該算法實施步驟如下。

(1)按照加熱器的接通功率，按照回路接通功率從大到小的順序，對加熱器進行降序排列。

(2)按照排序后的“加熱器-占空比”關系表，逐個加熱器向開關矩陣中填充占空比。每填充完一路占空比后，更新各控溫時隙總功率，并按總功率對“加熱器-控溫時隙”開關矩陣進行升序排列。

(3)重復步驟(2)，直至遍歷所有加熱器。

(4)將加熱器順序恢復至按功率排序之前的狀態(tài)，得到本控溫周期對應的“加熱器-控溫時隙”開關矩陣。

(5)為改善控溫周期交替時的功率波動，按照控溫周期的奇、偶調整開關矩陣。在奇數控溫周期，保持矩陣狀態(tài)不變；在偶數控溫周期，按總功率對各時隙開關組合做降序排列。

本文所提的降低功率波動算法的控制效果如圖4所示。比較圖2與圖4可見，采用本文所提算法后，各控溫時隙加熱回路接通狀態(tài)分布均勻，時隙間功率波動得到了有效控制。

圖4 功率波動控制方法控制下的加熱器開關矩陣Fig.4 Switch matrix of power fluctuation suppression method

3 試驗結果及分析

在綜合電子系統(tǒng)硬件平臺上，對本文提出的降低功率波動的主動熱控方法進行了驗證試驗。從加熱器中選出10路相鄰的加熱器，將其他的加熱器設為常斷狀態(tài)。將控溫周期設為10 s，控溫時隙設為1 s，使能10路加熱器的自主控溫功能。通過調節(jié)熱控電阻的方式，使熱控比例積分(PI)算法的輸出占空比分別為100%～10%的降序排列(工況1)、10%～100%的升序排列(工況2)、各回路占空比都為50%等共3種工況，分別采用傳統(tǒng)數管的連續(xù)式控溫和本文所提功率波動抑制算法進行控制，控制效果如表1所示。

表1 傳統(tǒng)自主熱控與采用功率波動抑制算法的自主熱控性能比較Table 1 Performance comparison between traditional method and proposed power fluctuation suppression algorithm W

由表1可知，采用本文所提的功率波動抑制算法后，控溫峰值功率、控制周期內功率波動和控制周期切換間功率波動均得到了良好的控制。

各工況下的加熱功率波動如圖5～圖7所示，圖中顯示了連續(xù)4個控溫周期的加熱功率波動。從圖5～圖7可見，和傳統(tǒng)數管連續(xù)控制方法相比，采用本文所提方法控制下的控溫周期內、控溫周期間的功率波動均得到了有效控制，同時峰值加熱功率下降明顯。

圖5 工況1下熱控功率波動比較Fig.5 Comparison of thermal control power fluctuation under working condition 1

圖6 工況2下熱控功率波動比較Fig.6 Comparison of thermal control power fluctuation under working condition 2

圖7 工況3下熱控功率波動比較Fig.7 Comparison of thermal control power' fluctuation under working condition 3

4 結束語

隨著綜合電子系統(tǒng)的發(fā)展，航天器智能化水平顯著提高，融合多領域控制需求實現(xiàn)航天器綜合智能自主管理成為了可能。本文從改善航天器實施自主熱控時對電壓、電流的影響出發(fā)，進行“熱控-能源-綜合電子”跨系統(tǒng)綜合優(yōu)化設計，針對傳統(tǒng)熱控中連續(xù)式控制加熱回路通斷導致的功率波動問題，提出了一種航天器自主熱控功率波動抑制方法。在該方法中，通過功率波動抑制算法在各控溫時隙間均衡排布加熱回路開關矩陣，通過獨立的功率控制模塊實現(xiàn)加熱回路通斷狀態(tài)批量切換。該方法在某智能化衛(wèi)星綜合電子系統(tǒng)中得到實施，且取得了以下良好效果：①在確保自主熱控效果的同時，降低了控溫周期內部和控溫周期之間的功率波動和峰值功率，有利于穩(wěn)定航天器內部電壓波動，從而減少電壓波動給電子設備帶來的風險；②通過矩陣式的加熱器開關切換方式，使各加熱器的加熱狀態(tài)從連續(xù)式分布變?yōu)殡x散式分布，改善了相應控溫點的溫度波動。

本文所提方法不改變熱控控溫邏輯，可推廣應用在具備加熱回路敏捷開關能力的航天器上。在后續(xù)研究中，應進一步發(fā)掘綜合電子系統(tǒng)潛力，從智能化、網絡化、通用化的需求出發(fā)，打破傳統(tǒng)分系統(tǒng)條框限制，推進跨系統(tǒng)綜合優(yōu)化設計，提升航天器整體業(yè)務能力。