导航卫星铷钟环境温度控制与飞行性能分析

陈少华，杜卓林，王 洋

（1.北京空间飞行器总体设计部 空间热控技术北京市重点实验室，北京 100094；2.北京卫星环境工程研究所，北京 100094）

0 引言

星载原子钟作为导航信号生成和系统测距的星上时间基准，为导航系统提供精确稳定的频率源，是卫星导航系统有效载荷的核心部件，其性能直接决定用户的导航定位精度。温度稳定性是影响原子钟输出频率稳定性的主要因素之一。NASA 资助的氢原子微波激射时钟项目要求时钟1 天内的频率稳定度要优于10-15，这就需要对时钟进行非常精确的温度控制，时钟内部核心部件温度稳定性控制指标须达到0.1 mK/d。我国已投入使用的导航卫星一期工程采用了铷钟作为时间和频率基准，其 频率稳定性对温度的敏感度≤±5×10-14/℃，为了达到极高的频率稳定性，需对铷钟的温度稳定性进行严格控制。除铷钟内部采用多级高精度温度控制以外，我国导航卫星铷钟设备对其工作环境温度稳定性提出了±1 ℃/轨道周期的要求。

导航卫星在轨飞行时，轨道外热流波动、卫星内热源的变化都会引起整星温度水平的波动。导航卫星吸收的轨道外热流会随其表面热物理性质以及卫星在轨位置、姿态的变化而变化[1]。对于单个星内设备，它的温度不仅受自身热耗的变化影响，且与整星温度场密切相关。因此要实现对铷钟工作环境的高精度控温，需要将铷钟与外部热扰动隔离，并采用适当的电加热主动控温技术[2]。本文详细介绍了我国导航卫星一期工程铷钟工作环境温度的控制与其在轨飞行数据分析。

1 铷钟环境温度控制方案设计

铷钟对其工作环境的温度范围要求为-5～10 ℃，稳定性要求为±1 ℃/轨道周期。铷钟安装在载荷舱内，载荷舱的长期运行温度水平为10～40 ℃；同时，受空间外热流以及设备热耗变化影响，载荷舱每天的温度波动水平为5～10 ℃。从隔离外部热扰动对铷钟环境温度控制稳定性影响角度考虑，独立的控温小舱方案有利于热设计目标的实现。具体设计方案如下：

1）如图1所示，设置1 块铷钟热辐射器，收集并排散铷钟工作时产生的废热；

2）辐射器与载荷舱板间采用隔热安装，并包覆多层隔热组件，隔离载荷舱板温度波动对辐射器的扰动影响，防止辐射器与载荷舱板间缝隙产生黑洞效应；

3）舱内部分安装多层隔热罩，隔离载荷舱内仪器设备对铷钟的热辐射影响；

4）在铷钟辐射器上设计控温加热器，精确控制小舱温度。

图1 铷钟小舱热设计示意图Fig.1 Thermal design of small cabin for rubidium atomic clock

上述铷钟环境温度控制方案的思路是，通过与卫星本体热隔离的小舱，尽量减少载荷舱温度环境对铷钟工作环境的影响，由独立的热辐射器完成铷钟设备的散热；同时考虑到铷钟辐射器上散热面外热流随季节变化较大（铷钟为内部精密控温设备，其热耗是动态变化的），以及小舱漏热扰动因素影响，采用补偿加热器来精确控制铷钟辐射器的温度，保证铷钟工作环境温度的稳定。

2 铷钟环境温度控制特性

铷钟小舱的热平衡方程为

式中：c1、m1、T1为铷钟辐射器的比热容、质量和温度；c2、m2、T2为非工作铷钟的比热容、质量和温度；c3、m3、T3为工作铷钟的比热容、质量和温度；A、α、ε为铷钟辐射器散热面的散热面积、涂层吸收率和发射率；q为散热面的外热流密度；σ为斯忒藩-玻耳兹曼常量；P(t)为补偿加热器功率；Q1(t)为工作铷钟热耗；Q2(t)为小舱漏热；Q3(t)为太阳电池阵对铷钟辐射器的辐射加热。

由式(1)可以看出，铷钟环境温度控制具有以下特点：

1）受铷钟辐射器与太阳相对位置关系、太阳常数及季节的变化影响，散热面吸收的外热流存在周期性波动，同时随着涂层性能的退化，散热面吸收热流的峰值也将升高；

2）铷钟的工作热耗随其工作模式、环境温度的变化，呈动态变化特性，且随铷钟生产厂家的不同而不同；

3）小舱漏热量受载荷舱温度水平波动影响；

4）铷钟辐射器受到太阳电池阵的反照加热和红外辐射加热，且随铷钟辐射器、太阳电池阵和太阳三者位置关系变化、季节变化以及太阳电池阵的温度变化而变化复杂；

5）铷钟小舱通过导热和辐射方式进行热量的传递，温度控制具有明显的非线性特征。

因此，铷钟环境温度控制存在着变化复杂、频繁且不可精确预估的内、外部扰动。补偿加热系统需要具备一定的自适应调节能力，才能实现对铷钟环境温度稳定性控制的目标。

3 主动温度控制设计

维持铷钟工作环境在一个较小的温度波动范围内，核心是控制铷钟辐射器的温度波动范围。准确监测和采用合理的温度控制方式是实现高精度温度控制的有效途径[3]。精密控温的典型控制方式有PID 控制和模糊控制2 种[4]。PID 控制方法具有原理简单、使用方便、适应性和鲁棒性强等特点[5]，在航天器高精度温度控制系统中应用广泛。采用PID 控制方法可以动态调节被控对象的补偿加热量，消除温度控制静差，提高控制精度、调节速度和控制稳定性。但PID 控制系统的控制器本身相对复杂，可靠性相对于开关控制方式较低。从铷钟设备对其工作环境温度稳定性提出±1 ℃/轨道周期的需求来看，只需将工作环境温度控制在一个较窄范围内，并不需要将其温度控制在某一个精确的温度点上。因此，采用一种多加热回路组合的“分时+比例”控制方法实现对铷钟小舱补偿加热的自适应动态调节，达到温度稳定性控制目标。具体方法如下：

1）GEO 卫星铷钟辐射器均匀布置6 路加热器，IGSO/MEO 卫星铷钟辐射器均匀布置4 路加热器；

2）每一路加热器的控制周期约为30 s，控制起始，根据实时采集的铷钟辐射器温度，通过比例控制方法，按公式(2)计算在该周期内的加热器工作时间t，接通加热器，工作时间到后断开加热器，直至下一个控制周期开始重复上述计算和控制，

式中：Tup为控温温度阈值上限；Tc为铷钟辐射器实测温度；Kp为比例系数；

3）为每一路加热器之间设定一个固定的控制时间间隔，顺序进行方法2）中的工作，即第一路加热器执行完控制计算后，间隔一个固定时间，开始执行第二路加热器的控制计算，直至最后一路加热器完成控制计算，如此循环。

通过上述方法形成的加热器控制逻辑关系如图2所示。其中，“0”和“1”分别代表加热器断开和接通状态。比例控制方法的应用具有过程简单、快速的优点。分时控制可以有效抑制加热延迟效应对温度控制的影响。控制器本身简单、可靠。通过该方法，加热补偿功率可以根据实时测量的铷钟辐射器温度，实现从0 功率到最大加热功率的自适应动态阶梯调节。在铷钟小舱内热耗、外热流、漏热量变化的条件下，实现补偿加热量的动态调整，保持铷钟小舱整体热量平衡，有效控制铷钟小舱的温度波动范围。

图2 “分时+比例”控制方法控制逻辑关系示意图Fig.2 Schematic diagram of “time sharing and proportional” control logic

主动控温方法的关键在于加热器功率和路数、加热器控制时间间隔、控温比例系数等参数的设计。通过铷钟小舱热平衡试验验证，对铷钟采取的隔热和自动控温方案是合理可行的，能够满足铷钟的指标要求，同时采用比例控制方式能够满足铷钟温度稳定度的要求，不需要增加积分控制方式[6]。

4 飞行数据分析

目前，我国导航卫星一期工程已经完成1 颗飞行试验卫星、6 颗GEO 卫星、5 颗IGSO 卫星、 4 颗MEO 卫星的组网发射任务。在轨积累了大量的飞行数据。图3～图8为GEO 卫星和IGSO 卫星1年运行周期中高温工况、低温工况及最长地影 3 种条件下，铷钟辐射器典型的1 天内运行温度变化曲线。MEO 卫星铷钟小舱热控设计与IGSO 卫星一致，本文以IGSO 卫星作为代表进行分析。

GEO卫星铷钟辐射器温度控制目标点为2 ℃，温度波动控制目标为±1 ℃。高温工况下铷钟辐射器温度在2.1～2.2 ℃之间波动，波动幅度为0.1 ℃。低温工况下铷钟辐射器温度在1.9～2.1 ℃之间波动，波动幅度为0.2 ℃。最长地影期间，受卫星供电电压变化影响，补偿加热功率下降，铷钟辐射器温度在1.3～2.1 ℃之间波动，波动幅度为0.8 ℃。

IGSO 卫星铷钟辐射器温度控制目标点为1 ℃，温度波动控制目标为±1 ℃。高温工况下铷钟辐射器温度在1.0～1.1 ℃之间波动，波动幅度为0.1 ℃。低温工况下铷钟辐射器温度在0.9～1.1 ℃之间波动，波动幅度为0.2 ℃。最长地影期间，受卫星供电电压变化影响，补偿加热功率下降，铷钟辐射器温度在0.8～1.1 ℃之间波动，波动幅度为0.3 ℃。

图3 GEO 卫星铷钟辐射器温度曲线（高温工况）Fig.3 Temperature curve of radiator for rubidium atomic clock on GEO satellite(the worst hot case)

图4 GEO 卫星铷钟辐射器温度曲线（低温工况）Fig.4 Temperature curve of radiator for rubidium atomic clock on GEO satellite(the worst cold case)

图5 GEO 卫星铷钟辐射器温度曲线（最长地影）Fig.5 Temperature curve of radiator for rubidium atomic clock on GEO satellite(the eclipse case)

图6 IGSO 卫星铷钟辐射器温度曲线（高温工况）Fig.6 Temperature curve of radiator for rubidium atomic clock on IGSO satellite(the worst hot case)

图7 IGSO 卫星铷钟辐射器温度曲线（低温工况）Fig.7 Temperature curve of radiator for rubidium atomic clock on IGSO satellite(the worst cold case)

图8 IGSO 卫星铷钟辐射器温度曲线（最长地影）Fig.8 Temperature curve of radiator for rubidium atomic clock on IGSO satellite(the eclipse case)

从飞行数据可以看出，卫星运行在高温工况、低温工况和地影期间，文中所设计的主动温度控制方法均能实现对铷钟环境温度的精确控制，且温度调节具有较好的稳定性和快速性。

5 结束语

铷钟工作环境的热控方案设计和主动控温方式是合理可行的。多加热回路组合的“分时+比例”控制方法，对铷钟小舱的温度波动范围控制有效。该方法的应用简化了加热器控制设备的硬件电路设计，提高了设备的可靠性。在轨飞行数据表明，导航卫星铷钟工作环境温度满足-5～10 ℃的范围要求，稳定性控制满足±1 ℃/轨道周期的要求。

多加热回路组合的“分时+比例”控制方法适用于对温度波动敏感、有较高温度控制精度需求、热容较大以及系统可靠性要求高的航天器仪器设备的自主控温。

（References）

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[6]周佐新, 孙达, 杜卓林, 等.GEO 卫星铷钟热控方案与试验验证[C]//第七届空间热物理会议论文集.成都∶中国宇航学会飞行器总体专业委员会, 2005∶156-161