基于专家系统理念的航天器特殊控温策略推理测试验证

韩爱玲，宁献文，张田甜，李 达，高芫赫，曹 宇，周晓伶，吴鸿仁

（北京空间飞行器总体设计部，北京 100094）

0 引言

综合测试是保证航天器可靠性的必要手段，通过测试试验可以对航天器的设计方案进行验证，并给出是否需要修改的结论。随着航天任务不断拓展，其面临的任务背景、空间环境越来越复杂，对热控要求也越来越高。以加热器主动控温为例，新任务经常会衍生出一些特殊的自主控温策略。有别于传统的开关式加热器控制模式，新型自主控温策略不仅控制逻辑相对更烦琐，且与空间环境以及被控对象的自身参数关联度大，很难通过简单的地面测试来分析验证控制策略的正确性、合理性与有效性；而如果在热平衡试验甚至在轨飞行时才予以验证，则会给型号研制带来一定的技术与进度风险。

针对这些特殊自主控温策略，需要借鉴新的设计理念，构建新的综合测试验证方法，提前予以验证，以规避其在热平衡试验以及在轨飞行中的风险。专家系统是一种在特定领域内具有专家解决问题能力的程序系统，它能够有效运用专家多年积累的有效经验和专门知识，采用专家知识库和思维过程对特殊自主控温策略进行推理求解。

本文针对 “嫦娥五号”月球探测器推进贮箱的特殊控温策略设计过程，提出一种基于专家系统理念的推理测试验证方法，提前验证控温策略设计的正确性与严谨性，规避后续型号研制风险。

1 推进贮箱温度要求及特殊控温策略设计

对于航天器上广泛使用的双组元推进系统，除产品本身特性外，温度也是影响其工作性能的重要因素。比如对于推进贮箱，在轨热控设计时需要同时满足温度范围要求和不同贮箱之间的温差要求。

对于常规的环绕轨道航天器，一般采用“隔热+控温”的热控设计理念，通过传统的加热器开关式控制就可以同时解决贮箱的温度与温差要求。而对于某些特殊任务航天器，面临的空间环境条件多变，传统控温方式很难同时满足温度与温差要求。比如“嫦娥五号”月球探测器双组元推进系统（图1），其包括2 个氧化剂贮箱和2 个燃烧剂贮箱，贮箱工作温度指标为0～40 ℃，各贮箱之间温差不能大于5 ℃。该任务某次窗口着陆于月球北纬40°附近，需在月昼正午完成约48 h 的月面工作，任务期间月面太阳高度角大于45°，太阳方位角以正午为中心自东向西变化不大，这种空间环境条件下向阳面的贮箱1、2 的平衡温度会在50 ℃以上，背阴面的贮箱3、4 的平衡温度在40 ℃上下，4 个贮箱不仅工作温度超标，而且温差大于5 ℃。

图1 推进贮箱月面工作段空间环境、相对位置示意Fig. 1 Schematic diagram of space environment and relative position of the propulsion tank in working section on lunar surface

对于这类航天器推进贮箱的热控设计，需要采用新的设计思路。结合该航天器月面任务不超过48 h 的瞬态特征，仍可采用贮箱自身“隔热+控温”的设计，即：

1）奔月、环月阶段，由于贮箱平衡温度远低于工作温度上限40 ℃，仍采用贮箱本体粘贴加热器控温来解决工作温区与温差要求（加热回路及控温阈值设计见表1）。

表1 推进贮箱加热回路设计信息表Table 1 Design information table of heating circuit for the propulsion tank

2）月面工作段，由于工作时间不超过48 h，可以充分利用贮箱内充满推进剂的大热容来抑制温升。根据分析结果向阳面贮箱温度不会超过35 ℃，能解决工作温区问题，但是设计余量不大。

3）整个月面工作任务期间太阳方位角自东向西变化很小且基本对称（月面工作初始及结束时刻对应太阳位置分别见图1 的位置1 和位置2），向阳面2 个高温贮箱间的温差不超过5 ℃。但受月面强红外的影响，如果不加干预，向阳面与背阴面贮箱在48 h 内温差会超过10 ℃，不能满足推进系统使用温差要求。

由于贮箱升温是动态过程，且与航天器落月位置、姿态、光照条件都有关联，即使按照标称空间环境条件通过热分析得到预示温升结果，并按照预示结果设定控温阈值，也会面临一定的不确定性。此外，一旦外部空间条件发生变化，则设定的控温阈值将不再适用，系统的灵活性与鲁棒性差。对于这种向阳面与背阴面贮箱间温差过大问题，很难继续采用传统控温阈值的方式来解决。热控设计师采用一种优化的跟踪控温策略。从热控角度出发，新策略需要满足以下2 个优化准则：

1）引入能量最小原则

跟踪控温策略最终目的为消除4 个贮箱间温差的同时不抬升高温贮箱的温度水平。即利用低温贮箱去跟踪高温贮箱来消除温差，跟踪控温过程中不应出现低温贮箱升温过快使其温度超过高温贮箱并导致高温贮箱启动控温加热，引入额外能量到系统中使向阳面高温贮箱温度进一步升高的情况。

2）控制智能化原则

整个控制过程应具备智能化特征，能够实现自主管理。

在以上2 个原则基础上，设计出了第1 版控温策略，具体为：

1）以推进贮箱控温热敏电阻（TMR050、TMR052、TMR054、TMR056）为目标热敏集合；

2）若集合中任意2 个热敏之间温差绝对值超过3 ℃，则开启目标热敏集合中最低温热敏所对应贮箱的“主份”加热回路；

3）若集合中任意2 个热敏之间温差绝对值超过4 ℃，则开启目标热敏集合中最低温热敏所对应贮箱的“主份+备份”加热回路；

4）若集合中任意2 个热敏之间温差绝对值均小于2 ℃，则断开所有贮箱加热回路；

5）其余情况，保持加热回路当前工作状态。

对于这种复杂控温策略，应用之前需要经过充分的测试验证，以确保不会产生非预期结果，从而实现“控温策略设计—综合测试验证—迭代完善改进”的闭环设计验证模式。

2 推理评测设计及验证

2.1 推理评测

针对前文设计的第1 版贮箱跟踪控温策略，综合测试人员与热控设计师一起，结合推进贮箱控温回路实际在轨工作情况及空间环境影响，借鉴人工智能中专家系统设计理念，构建出基于在轨空间温度预示的推理评测方法，同时优化综合测试用例设计，提前验证第1 版控温策略控制逻辑的适用性及严谨性。根据落月点空间环境特征以及落月初始温度，在热控预示基础上，综合测试与热控设计师一起推理出2 种评测过程（图2、图3）用于先期分析验证跟踪控温策略的正确性。

图2 基于在轨空间温度预示的推理评测过程（TD＞4 ℃）Fig. 2 Reasoning evaluation process based on space temperature prediction in orbit (TD＞4 ℃)

图3 基于在轨空间温度预示的推理评测过程（3 ℃＜TD＜4 ℃）Fig. 3 Reasoning evaluation process based on space temperature prediction in orbit (3 ℃＜TD＜4 ℃)

具体推理步骤如下：

1）探测器安全着陆于月球表面，此时太阳位于东侧（图1 中位置1）。

2）落月初始温度分析：推进贮箱加热回路默认为常规控温策略，受空间环境影响不同，推进贮箱落月初始温度均高于相应加热回路阈值上限，所有推进贮箱加热回路均为断开状态。

3）推进贮箱加热回路控制策略设置为“跟踪控温策略”，以推进贮箱控温热敏电阻（TMR050、TMR052、TMR054、TMR056）为目标热敏集合开始控温策略分析：

① 根据空间环境条件，位于向阳面东侧的贮箱（F2）热敏电阻TMR052 温度最高，位于背阴面西侧的贮箱（O3）热敏电阻TMR054 温度最低。

② 某时刻后，受探测器落月时刻和空间环境影响的不同，目标热敏集合中最大温差

T

会出现2 种情况，即

T

＞4 ℃和3 ℃＜

T

＜4 ℃，对应加热器开启情况分别见图2、图3。

4）贮箱（O1）和贮箱（F2）在空间环境影响下、贮箱（O3）在加热器作用下，温度均会有不同幅度的上升，当贮箱（O3）温度高于贮箱（F4）温度时，目标热敏集合中最高温为TMR052，最低温为TMR056，当温差介于3 ℃与4 ℃之间时，贮箱（F4）的主份加热回路HT07 开启，其余推进贮箱加热回路状态保持。

5）贮箱（O1）和贮箱（F2）在空间环境的影响下、贮箱（O3）和贮箱（F4）在加热器的作用下，温度会继续有不同幅度的上升；结合加热器功率与贮箱自身参数匹配情况，温升会出现如下2 种情况：

① 不断提高背阴面贮箱温度以缩小温差的同时又始终低于向阳面贮箱（O1）温度，当4 个贮箱间温差均小于2 ℃时，断开所有推进贮箱加热回路；

② 在提高背阴面贮箱温度过程中，出现背阴面贮箱（O3）或贮箱（F4）温度高于向阳面贮箱（O1）温度的情况，此时目标热敏集合中最高温为TMR052，最低温为TMR050，当其温差介于3 ℃与4 ℃之间时，贮箱（O1）的主份加热回路HT01 开启，其余推进贮箱加热回路状态保持。

6）在加热器跟踪控温策略和空间环境共同作用下，4 个贮箱之间的温差会逐步减小，直至任意2 个贮箱间温差均小于2 ℃，断开所有推进贮箱加热回路。

测试将“目标热敏集合中最低温度热敏所对应贮箱的主份加热回路开启”直至“集合中任意2 个热敏之间温差绝对值均小于2 ℃时，断开所有贮箱加热回路”的过程定义为推进贮箱的1 个跟踪控温循环。当1 个跟踪控温循环结束后，在光照及月面红外影响下向阳面贮箱与背阴面贮箱间的温差会再次拉大，需重复步骤3）～6），再次开启跟踪控温循环。

2.2 测试验证

根据推理评测过程，设计具体测试用例并以提取特征状态的方式来验证跟踪控温策略。该测试用例共计3 个跟踪控温循环，以落月初始时刻为控温循环起点，此时太阳位于探测器东侧，表2 给出了跟踪控温过程中各贮箱温度及加热回路状态，图4为各贮箱的跟踪控温瞬态温度变化曲线。

图4 推进贮箱跟踪控温过程温度瞬态变化曲线Fig. 4 Temperature of the propulsion tank during the tracking temperature control process

表2 控温策略测试用例数据Table 2 Data for testing the temperature control strategy

根据测试结果，对于第1 版跟踪控温策略，可以得出如下结论：

1）该版策略可及时启动跟踪控温功能，将各贮箱间温差控制到2 ℃以内，满足推进系统对于各贮箱间的温差要求；

2）该版策略对具体任务背景适应性不足——落月初始时太阳在探测器东侧，如果加热器功率与贮箱自身参数匹配不恰当，则会启动向阳面西侧贮箱加热回路；当太阳转移到探测器西侧时，则会相应地启动向阳面东侧贮箱加热回路，该设计不符合引入能量最小原则。

针对具体任务背景，为规避向阳面贮箱加热回路开启从而减小温度设计余量的风险，对第1 版跟踪控温策略进行完善改进——强制设定向阳面贮箱不再参与跟踪控温，其自主控温为“禁止”状态。

更改后的控制策略的改进效果如下：

1）当向阳面西侧贮箱（O1）温度低于东侧贮箱（F2）温度3 ℃以上时，因其自主控温状态为禁止，所以其相应的加热回路不会开启；

2）向阳面2 个贮箱之间的温差靠空间外热流自适应解决——该任务太阳方位角以正午为中心基本对称，因此当太阳由东侧移至西侧时会提升西侧贮箱（O1）的温度，使东、西2 个贮箱间温差回到2 ℃以内，与落月初期2 个贮箱间的温差一致。

综上，该改进策略能够同时满足温差要求和引入能量最小原则。

3 结束语

针对热控设计中某些特殊自主控温策略与任务背景、空间环境以及被控对象参数之间耦合性强，难以通过传统地面综合测试方法予以提前验证其正确性与合理性的问题。本文提出一种基于专家系统理念的新型综合测试方法，并已成功应用到“嫦娥五号”月球探测器测试验证之中，针对设计出的第1 版控温策略进行测试发现：该策略可及时将各贮箱间温差控制到2 ℃以内，能够实现减小各贮箱之间温差的预期目标；但其对具体任务背景考虑不够全面，当加热器功率与贮箱自身参数匹配不恰当时，会触发向阳面贮箱加热器开启，不符合引入能量最小原则。

于是根据具体任务背景提出向阳面贮箱不再参与跟踪控温的改进措施，改进后的控温策略能够同时满足温差要求和引入能量最小原则。

本方法以专家系统推理方法作为指导，利用综合测试人员与热控设计师的先验知识，分析具体任务背景、空间环境与被控对象的关联度，并结合热控预示结果，先构建出控制策略的推理评测过程，然后以具体测试用例进一步验证推理评测方法的正确性，从而完成整个特殊自主控温策略的综合测试验证，最后对控温策略的正确性与合理性做出评价，实现一种“初始设计—测试验证—完善改进”的优化闭环研制模式。该方法具有良好的使用效果，可推广应用至其他航天器复杂设计的综合测试验证中。