航天器自主热控功率波动抑制方法

兰天 穆强 江利锋 于俊慧 杨柳青

(北京空间飞行器总体设计部，北京 100094)

为确保航天器中各项仪器设备正常工作，需对航天器内部温度变化、热量传递方向和航天器内外热交换过程等进行严格的热控制。热控制通常分为被动热控和主动热控两种：被动热控是指通过热控涂层、热管、多层热绝缘材料、相变材料等手段，合理组织航天器内外、航天器不同部分间的热交换过程；主动热控是指通过百叶窗、电加热器、风机、流体回路泵等手段，依据航天器热模型，根据各控温点温度遥测，动态调节相关热控设备的工作状态，从而保持热平衡的过程[1]。在对地观测、载人航天、深空探测等国家重大专项的牵引下，我国航天器热控制技术得到了长足发展[2-3]。在被动控温基础上的主动控温，成为满足各领域复杂任务需求的关键手段[4-6]。随着航天器智能化水平的提高，现有航天器一般不再为自主热控单设控温仪，而是选择将其整合在数管分系统中实现[7]。

随着天基信息网络的建设，航天器的性能提升催生了对精密控温的迫切需求，传统的数管分系统难堪重任[8]。另一方面，新任务要求推动航天器电子信息系统向以信息处理为中心、多航天器协同工作的方向发展[9]。航天器综合电子系统正是在这种对航天器系统智能化、网络化的迫切需求下得到了迅猛的发展。国内综合电子系统经过十几年的发展，建立了选择性应用CCSDS标准和ECSS标准的业务及协议框架体系，完成了需求分析和总体设计[10-12]。在需求分析和总体设计的指引下，针对微小型航天器设计了集中式综合电子系统[13]，针对中大型航天器设计了分布式综合电子系统[14]。在智能化综合电子系统基础上，按照通用化、智能化、网络化的设计原则，推进基于构件的综合电子软件开发[15-16]。

得益于智能化的综合电子系统，航天器自主热控技术向精密化、智能化方向不断进步，并体现出与航天器其他领域自主管理相互融合的发展趋势，例如热控、能源联合自主管理。在国内现有热控、能源联合自主管理方法中，能源对热控的约束主要体现在能源平衡、峰值功率上，当预期航天器能源失衡时，会将热控转入最小工作模式，减少参与自主控温的回路数量；当热控总功率有超出峰值功率的风险时，会采用分时切换参与自主控温的加热器组合的方式，降低峰值功率。

上述方法的特点是从能源不足的工况出发，通过调整参与控温的加热器通道数量，使热控峰值功率满足能源约束条件。蓄电池负载功率的急剧波动会导致电压、电流失稳，进而可能影响航天器上电子设备的正常工作。受制于加热器开关能力，传统热控方法中难以实现在控温周期内对加热器功率的灵活分配，因此没有考虑能源充裕条件下热控功率波动的影响。

本文针对自主热控加热功率波动对航天器电压、电流造成的消极影响，提出了一种抑制加热功率波动的航天器自主热控方法。该方法通过合理排布控温周期内部各个控温时隙的加热器开关组合，减小了控温周期内部各控温时隙间、相邻控温周期间的加热功率波动。已经在某智能化遥感卫星的综合电子系统上得到了成功应用。

1 影响功率波动的热控控制要素分析

要实现精密控温，一方面需要从被控对象的热容、被控对象所处的热环境出发，减少内、外热源扰动并增加热容；另一方面需要优化主动热控设备的温度精度、控温周期、控温时隙、加热器开关方式等各项控制要素，以确保热控策略的有效实施。在主动热控的各项控制要素中，影响功率波动控制的要素包括控温周期、控温时隙和加热器开关方式，本节主要对各要素对功率波动的影响和要素间制约关系进行分析。

控温周期是指相邻两次对同一回路运行相应控温策略，决定下一周期内回路通断状态、占空比的时间间隔。控温时隙是指一个控温周期内，根据回路占空比切换加热器通断状态的最短时间间隔。控温周期的长短决定了控温算法响应温度变化进行相应调整的快慢，控温时隙的多少决定了加热器通断控制的次数，即进行占空比控温的颗粒度。对特定航天器，控温周期时长、控温时隙数量是固定的配置参数，和加热器接通功率一样，在控制过程中不会变化。

航天器内第i路加热器在控温周期内的占空比为

(1)

式中：di是热控算法输出加热器i的占空比，sij是di的离散化表现，为加热器i在控温时隙j的开关状态，sij∈{0，1}，Tcontrol是控温周期时长，Tswitch是控温时隙时间长度。

一个控温周期内自主控温的加热功耗分布可描述为矩阵

(2)

式中：pcontrol为一个控温周期内航天器所有加热回路在各控温时隙上开关状态矩阵，pij为第i路加热器在第j个加热时隙的加热功耗。

根据上面的开关矩阵，得到第i路加热器在整个控温周期内的总功耗为

(3)

式中：wch_i是第i路加热器在本控温周期内的总功耗，Pi为加热器i的接通功率，该参数与硬件属性有关，pij的值等于Pi与sij的乘积。

各路加热器第j个控温时隙的总功耗为

(4)

式中：wt_j为各路加热器在第j个控温时隙的总功耗。

相邻控温周期的占空比di变化越小，对控制周期间功率波动越有利，因此控温周期Tcontrol应尽量小。占空比di的分辨率越高，即一个控温周期中包含的控温时隙个数N越大时，调整矩阵pcontrol内排布的灵活性就越大，因此N应尽量大。而较小的控温周期、较多的控温时隙有对星载计算机的计算能力提出了更高需求。

航天器还需具备足够强的加热器开关矩阵排布能力，即在短时间内大量切换加热器开关状态的能力。传统自主热控一般采用ON/OFF指令控制加热器开关。由于ON/OFF指令需要80 ms脉宽，同一设备同一时段只能发送一条指令。因此，传统热控方法中只能以连续方式实现占空比控温，即一个控温周期内发送一条加热器接通指令和一条加热器断开指令。

综上所述，由于传统数管星载计算机的算力限制和指令发送能力限制，传统数管分系统进行自主热控时无法有效调整加热器开关矩阵的排布，无法有效调节加热功率的波动。

2 抑制加热功率波动的航天器主动热控方法

2.1 智能化卫星综合电子系统设计

针对传统数管分系统的两方面能力限制，某智能化卫星的综合电子系统进行了优化设计。如图1所示，该综合电子系统包含系统管理单元和数据接口单元。各设备采用通用化模块设计，数据接口单元具备与系统管理单元相同的计算能力。设备内模块间通过底板上的内总线通信，设备间通过星内数据总线通信。

自主热控功能通过数据接口单元实现，在通用计算机模块上运行自主热控逻辑，通过遥测模块采集温度量和同源校准电压，通过功率驱动模块控制加热器开关，通过指令模块控制安全开关通断。其中，功率驱动模块能在极短时间内完成模块上全部加热器开关状态的切换。

在该综合电子系统的设计中，通过采用通用计算机模块提升了数据接口单元的计算能力，通过系统管理单元与数据接口单元的任务分工确保了数据接口单元有足够的算力支撑更复杂的控制算法，通过独立的功率驱动模块确保设备能够实现算法控制下的开关矩阵。在以上三方面系统设计的基础上，进一步在自主热控中引入了一种功率波动抑制算法。

图1 智能化卫星的一种综合电子系统组成示意Fig.1 Diagram of an avionics system constitution for intelligent satellites

2.2 用于航天器自主热控的功率波动抑制算法

传统热控方法周期性依据控温点温度计算加热回路占空比，以连续方式切换加热回路通断状态，在一个控温周期内加热回路最多通、断各一次。这种连续控制方式的效果如图2所示，由于加热回路通、断切换次数少，各控温时隙加热器接通状态分布不均衡，自主热控功率波动明显。

图2 传统热控方法控制下的加热器开关矩阵Fig.2 Switch matrix of traditional thermal control method

抑制功率波动的关键，在于对各加热回路在各控温时隙的通断状态进行合理排布，减小时隙间热控总功耗的变化。基于智能化卫星综合电子系统，在传统自主热控算法完成回路占空比计算后，引入了一种功率波动抑制算法。算法流程如图3所示，该算法实施步骤如下。

(1)按照加热器的接通功率，按照回路接通功率从大到小的顺序，对加热器进行降序排列。

(2)按照排序后的“加热器-占空比”关系表，逐个加热器向开关矩阵中填充占空比。每填充完一路占空比后，更新各控温时隙总功率，并按总功率对“加热器-控温时隙”开关矩阵进行升序排列。

(3)重复步骤(2)，直至遍历所有加热器。

(4)将加热器顺序恢复至按功率排序之前的状态，得到本控温周期对应的“加热器-控温时隙”开关矩阵。

(5)为改善控温周期交替时的功率波动，按照控温周期的奇、偶调整开关矩阵。在奇数控温周期，保持矩阵状态不变；在偶数控温周期，按总功率对各时隙开关组合做降序排列。

本文所提的降低功率波动算法的控制效果如图4所示。比较图2与图4可见，采用本文所提算法后，各控温时隙加热回路接通状态分布均匀，时隙间功率波动得到了有效控制。

图4 功率波动控制方法控制下的加热器开关矩阵Fig.4 Switch matrix of power fluctuation suppression method

3 试验结果及分析

在综合电子系统硬件平台上，对本文提出的降低功率波动的主动热控方法进行了验证试验。从加热器中选出10路相邻的加热器，将其他的加热器设为常断状态。将控温周期设为10 s，控温时隙设为1 s，使能10路加热器的自主控温功能。通过调节热控电阻的方式，使热控比例积分(PI)算法的输出占空比分别为100%～10%的降序排列(工况1)、10%～100%的升序排列(工况2)、各回路占空比都为50%等共3种工况，分别采用传统数管的连续式控温和本文所提功率波动抑制算法进行控制，控制效果如表1所示。

表1 传统自主热控与采用功率波动抑制算法的自主热控性能比较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动抑制算法后，控温峰值功率、控制周期内功率波动和控制周期切换间功率波动均得到了良好的控制。

各工况下的加热功率波动如图5～图7所示，图中显示了连续4个控温周期的加热功率波动。从图5～图7可见，和传统数管连续控制方法相比，采用本文所提方法控制下的控温周期内、控温周期间的功率波动均得到了有效控制，同时峰值加热功率下降明显。

图5 工况1下热控功率波动比较Fig.5 Comparison of thermal control power fluctuation under working condition 1

图6 工况2下热控功率波动比较Fig.6 Comparison of thermal control power fluctuation under working condition 2

图7 工况3下热控功率波动比较Fig.7 Comparison of thermal control power' fluctuation under working condition 3

4 结束语

随着综合电子系统的发展，航天器智能化水平显著提高，融合多领域控制需求实现航天器综合智能自主管理成为了可能。本文从改善航天器实施自主热控时对电压、电流的影响出发，进行“热控-能源-综合电子”跨系统综合优化设计，针对传统热控中连续式控制加热回路通断导致的功率波动问题，提出了一种航天器自主热控功率波动抑制方法。在该方法中，通过功率波动抑制算法在各控温时隙间均衡排布加热回路开关矩阵，通过独立的功率控制模块实现加热回路通断状态批量切换。该方法在某智能化卫星综合电子系统中得到实施，且取得了以下良好效果：①在确保自主热控效果的同时，降低了控温周期内部和控温周期之间的功率波动和峰值功率，有利于稳定航天器内部电压波动，从而减少电压波动给电子设备带来的风险；②通过矩阵式的加热器开关切换方式，使各加热器的加热状态从连续式分布变为离散式分布，改善了相应控温点的温度波动。

本文所提方法不改变热控控温逻辑，可推广应用在具备加热回路敏捷开关能力的航天器上。在后续研究中，应进一步发掘综合电子系统潜力，从智能化、网络化、通用化的需求出发，打破传统分系统条框限制，推进跨系统综合优化设计，提升航天器整体业务能力。