航天器用温度稳定度控制装置及控制方法制造方法及图纸

本发明专利技术的目的在于提供一种航天器用温度稳定度控制装置及控制方法。该航天器用温度稳定度控制装置包括温度稳定度控制器、隔热装置及安装基板。温度稳定度控制器包括：具有多个温度检测元件来分别检测其所处位置的温度并输出温度检测值的温度检测部；具有多个加热器并根据控制部的指令进行加热的加热部；及控制部，该控制部接收温度检测值，将其与设定值进行比较并利用其计算控制值来控制加热部。控制部以使得能确保下一控制周期所需加热功率不变的方式,根据控制值的大小和加热器的数量来分区间的随机选择多个加热器并设定开关状态及时间。根据本发明专利技术，能实现实施简便、重量轻、温度控制稳定度高、加热器寿命长、系统设计可靠性强且占用星务软件资源少。

Temperature stability control device and control method for spacecraft

The aim of the invention is to provide a temperature stability control device and control method for spacecraft. The temperature stability control device for the spacecraft includes a temperature stability controller, a heat insulation device and a mounting substrate. The temperature stability controller includes: a temperature detection unit with a plurality of temperature detection elements to detect the temperature at its position and output the temperature detection value; a heating unit with a plurality of heaters and heating according to the instructions of the control unit; and a control unit, which receives the temperature detection value and performs it with the set value. Compare and calculate the heating part by calculating the control value. The control section randomly selects multiple heaters and sets the switching state and time according to the size of the control value and the number of heaters in a manner that ensures that the heating power required for the next control cycle remains unchanged. According to the invention, it can realize simple implementation, light weight, high temperature control stability, long heater life, strong system design reliability and occupy less satellite software resources.

【技术实现步骤摘要】
航天器用温度稳定度控制装置及控制方法
本专利技术涉及航天器用温度稳定度控制装置及控制方法，详细而言，涉及适用于航天器的温度稳定度控制装置及其控制方法的改进。
技术介绍
一般而言，航天器热控系统的任务是于，在已定轨道、姿态及工作模式条件下，保证星上所有仪器设备满足其温度指标要求。近年来，随着航天技术的不断发展，越来越多的卫星载荷设备(尤其是科学实验载荷)对温度均匀度、温度稳定度及温度变化率都提出了更高的要求。例如，某导航卫星原子钟安装面工作温度稳定度要求不大于±0.5℃/15h，某遥感卫星载荷相机主镜径向温度梯度不超过0.5℃，温度变化率不超过1℃/h。相应地，对热控软件的控制模块及算法也提出了较高要求。通常，航天器在轨飞行期间，轨道外热流变化以及星内热功耗变化都会影响整星温度水平及变化情况。一般而言，轨道外热流包括太阳直射热流、地球反射热流和地球红外辐射热流这三个部分。而且，某一部位所吸收的外热流会随其表面热光性质、位置及姿态的变化而呈现周期性变化的规律。对于要求较高的温度稳定度的设备及部位，曾提出有通过对整星的温度稳定度进行控制从而实现特定区域的高温度稳定度这一方式，但该方式会浪费星上的宝贵资源，例如重量、功耗、遥测遥控等。因而，考虑首先采用隔离外部热扰动的隔离措施，并采用分级控制的电加热主动热控技术，从而进行高稳定度的温度控制。现有的航天器温度稳定度控制系统由电加热器，控制器和温度传感器三部分构成闭环控制回路，一般在采用被动热控方式的基础上，进一步采用电加热主动热控方式。其设计思路在于：通过采取偏低温设计方法来按照低温工况设计加热功率，并同时确保在高温工况下也具有相应的控温能力，从而实现主动温度控制。已知的热控方式的设计思路在于：首先，为被控对象提供一个较稳定的热环境，并采用被动热控方式来减小被控对象的温度波动，在此基础上，以采用相应控制算法的主动热控方式来消除内部及外部的热影响。具体而言，采取以下措施：1.隔热设计：通过包覆多层隔热组件和降低材料表面发射率来减小辐射热耦合；通过增设隔热垫片并减小接触面积来减小导热热耦合；2.控制算法设计：采用电加热的主动控温技术，采取偏低温方法来设计散热面及加热功率，并保证在高温工况下也具有相应控温能力；
技术实现思路
专利技术所要解决的技术问题作为实现主动热控的控制算法，例如，提出有开关控制算法，该开关控制算法是航天器主动热控中的常用控温算法。其特点在于，控制简单，可以满足大多数对于温度稳定度要求不高(几度范围内)的设备的控温需求。但是，该该控制方法存在对于温度稳定度的控制能力不够高的问题。并且，作为实现主动热控的其他控制算法，例如，提出有比例控制算法。虽然相比开关控制算法，比例控制算法具有较高的控制精度，但是，在该算法中，为了保证系统控温稳定度的要求，需要采用较短时间的控制周期，因而加热器进行开关动作的次数较为频繁，从而会导致使用寿命的降低，此外，由于比例控制算法通常采用脉冲加热方式，因而控温曲线容易产生尖峰，从而影响温度稳定度。另一方面，作为实现主动热控的又一其他控制算法，例如，提出有PI控制算法。通过采用PI控制算法，能够消除静态偏差并减少控温过程中的超调情况，从而同时满足高精度及高温度稳定度的控制要求。但是，在采用该算法时，加热器进行开关动作的次数较为频繁，从而会导致使用寿命的降低，此外，该算法对星务软件计算能力的要求较高。此外，作为实现主动热控的另一其他控制算法，例如，提出有PID控制算法。该PID控制算法的控温稳定性好、可靠性高，可以消除静态偏差且超调少，能够实现高精度、高稳定度的温度控制。但PID控制算法存在以下问题：依赖于被控对象的精确数学模型，且算法比较复杂，其控制参数一般需要通过试验进行优化，此外，加热器进行开关动作的次数较为频繁，影响使用寿命，并且还会占用较多软件资源。如上所述，以往虽然提出了各种控制算法，但均不够充分。本专利技术是考虑上述问题而完成的，其目的在于提供一种实施简便、重量轻、温度控制稳定度高、加热器寿命长、系统设计可靠性强且占用星务软件资源较少的航天器用温度稳定度控制装置及其控制方法。解决技术问题所采用的技术方案本专利技术的航天器用温度稳定度控制装置包括：温度稳定度控制器、安装基板以及隔热装置，所述温度稳定度控制器用于对特定区域进行温度稳定度控制，其安装于所述安装基板，所述隔热装置以覆盖所述温度稳定度控制器和被控温装置的方式固定于所述安装基板，所述温度稳定度控制器包括：温度检测部，该温度检测部具有多个温度检测元件，分别检测其所处位置的温度并输出温度检测值，加热部，该加热部具有多个加热器，根据控制部的指令进行加热，控制部，该控制部接收由所述温度检测部传输至的所述温度检测值，将其与设定值进行比较并利用其计算控制值来控制所述加热部，所述控制部以使得能确保下一控制周期所需加热功率不变的方式，根据所述控制值的大小和所述加热器的数量来分区间地随机选择所述多个加热器并设定相应的开关状态及时间。本专利技术的控制部包括加热器设定模块、温度有效性判断模块、数据处理模块、开关控制模块、以及分段比例控制模块，所述加热器设定模块根据外部输入的设定指令来分别将所述多个加热器设定为使能状态/禁止状态，并将设定结果输出到所述分段比例控制模块，所述温度有效性判断模块依次指令所述多个温度检测元件在各采样区间内进行检测，并将温度检测值与预先设定的有效温度区间进行比较，在判断为温度检测值位于所述有效温度区间时，将其作为有效温度采样值输出到数据处理模块，在判断为不位于所述有效温度区间时，将其排除而自动切换至下一个温度检测值来重新进行判断，所述数据处理模块对所述有效温度采样值否位于预先设定的比例控制区间进行判断，在判断为所述有效温度采样值位于所述比例控制区间的情况下，计算下一控制周期理论占空比并将其输出到分段比例控制模块，在所述数据处理模块判断为所述有效温度采样值小于等于所述比例控制区间的控温阈值下限时，开关控制模块开启所有所述处于使能状态的加热器，在所述数据处理模块判断为所述有效温度采样值大于等于所述比例控制区间的控温阈值上限时，所述开关控制模块关闭所有所述处于使能状态的加热器，所述分段比例控制模块根据接收到的所述下一控制周期理论占空比、及所述处于使能状态的加热器的数量，以使得能确保下一控制周期所需加热功率不变的方式,来分区间地随机对所述处于使能状态的加热器进行选择，并设定相应的开关状态及时间。专利技术效果根据本专利技术，能够实现实施简便、重量轻、温度控制稳定度高、加热器寿命长、系统设计可靠性强、且占用星务软件资源较少的航天器航天器用温度稳定度控制装置及其控制方法。附图说明图1是表示本专利技术的实施方式1的航天器用温度稳定度控制装置100的结构的示意图。图2是示意性表示本专利技术的实施方式1的温度稳定度控制器1的框图。图3是表示实施方式1所涉及的温度稳定度控制器1中的控制部101的动作的流程图。图4示意性是本专利技术的实施方式1所涉及的温度稳定度控制器1的变形例1a的框图。图5是将图1中的安装基板3的端部附近放大而示出的示意图。具体实施方式以下，基于附图详细说明本专利技术的实施方式。此外，本专利技术并不限于以下实施方式。各图中的相同标号表示相同的部分。实施方式1图1是表示本专利技术的实施方式1的航天器用温度本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种航天器用温度稳定度控制装置，其特征在于，包括：温度稳定度控制器、隔热装置以及安装基板，所述温度稳定度控制器用于对特定区域进行温度稳定度控制，其安装于所述安装基板，所述隔热装置以覆盖所述温度稳定度控制器和被控温装置的方式固定于所述安装基板，所述温度稳定度控制器包括：温度检测部，该温度检测部具有多个温度检测元件，分别检测其所处位置的温度并输出温度检测值，加热部，该加热部具有多个加热器，根据控制部的指令进行加热，控制部，该控制部接收由所述温度检测部传输至的所述温度检测值，将其与设定值进行比较并利用其计算控制值，来控制所述加热部，所述控制部以使得能确保下一控制周期所需加热功率不变的方式，根据所述控制值的大小和所述加热器的数量来分区间的随机选择所述多个加热器并设定相应的开关状态及时间。

【技术特征摘要】
1.一种航天器用温度稳定度控制装置，其特征在于，包括：温度稳定度控制器、隔热装置以及安装基板，所述温度稳定度控制器用于对特定区域进行温度稳定度控制，其安装于所述安装基板，所述隔热装置以覆盖所述温度稳定度控制器和被控温装置的方式固定于所述安装基板，所述温度稳定度控制器包括：温度检测部，该温度检测部具有多个温度检测元件，分别检测其所处位置的温度并输出温度检测值，加热部，该加热部具有多个加热器，根据控制部的指令进行加热，控制部，该控制部接收由所述温度检测部传输至的所述温度检测值，将其与设定值进行比较并利用其计算控制值，来控制所述加热部，所述控制部以使得能确保下一控制周期所需加热功率不变的方式，根据所述控制值的大小和所述加热器的数量来分区间的随机选择所述多个加热器并设定相应的开关状态及时间。2.如权利要求1所述的航天器用温度稳定度控制装置，其特征在于，所述控制部包括加热器设定模块、温度有效性判断模块、数据处理模块、开关控制模块、以及分段比例控制模块，所述加热电器设定模块根据外部输入的设定指令来分别将所述多个加热器标设定使能状态/禁止状态，并将设定结果输出到所述分段比例控制模块，所述温度有效性判断模块依次指令所述多个温度检测元件在各采样区间内进行检测，并将温度检测值与预先设定的有效温度区间进行比较，在判断为温度检测值位于所述有效温度区间时，将其作为有效温度采样值输出到数据处理模块，在判断为不位于所述有效温度区间时，将其排除而自动切换至下一个温度检测值来重新进行判断，所述数据处理模块对所述有效温度采样值否位于预先设定的比例控制区间进行判断，在判断为所述有效温度采样值位于所述比例控制区间的情况下，计算下一控制周期理论占空比并将其输出到所述分段比例控制模块，在所述数据处理模块判断为所述有效温度采样值小于等于所述比例控制区间的控温阈值下限时，所述开关控制模块关闭所有所述处于使能状态的加热器，在所述数据处理模块判断为所述有效温度采样值大于等于所述比例控制区间的控温阈值上限时，所述开关控制模块开启所有所述处于使能状态的加热器，所述分段比例控制模块根据接收到的所述下一控制周期理论占空比、及所述处于使能状态的加热器的数量，以使得能确保下一控制周期所需加热功率不变的方式,来分区间地随机对所述处于使能状态的加热器进行选择，并设定相应的开关状态及时间。3.如权利要求2所述的航天器用温度稳定度控制装置，其特征在于，所述温度有效性判断模块指令所述多个温度检测元件在各采样区间内按照一定采样速度进行检测，并仅将每秒所获得的多个温度检测值的中间值与所述有效温度区间进行比较。4.如权利要求3所述的航天器用温度稳定度控制装置，其特征在于，对于所述采样期间的最后k秒的每一秒，所述温度有效性判断模块分别获取k个所述中间值，并对该k个所述中间值计算算术平均值，将计算出而的该算术平均值与所述有效温度区间进行比较，此处，k为自然数。5.如权利要求3所述的航天器用温度稳定度控制装置，其特征在于，所述采样速度为每秒3次。6.如权利要求4所述的航天器用温度稳定度控制装置，其特征在于，所述k＝3。7.如权利要求2所述的航天器用温度稳定度控制装置，其特征在于，所述控制部直接使用所采集的温度检测值即电压值进行计算。8.如权利要求1所述的航天器用温度稳定度控制装置，其特征在于，所述多个温度...

【专利技术属性】
技术研发人员：林士峰，李锴，蒋桂忠，吴健，马二瑞，祁见忠，任烜，许红阳，张筱娴，
申请(专利权)人：上海微小卫星工程中心，
类型：发明
国别省市：上海,31