CN109324648A - 一种温度控制系统，航天器以及航天器温度控制的方法 - Google Patents

Abstract

本申请提出一种航天器，包括一种温度控制系统。该温度控制系统包括：至少一个温度传感器，所述至少一个温度传感器中的每个温度传感器安装在被测量设备的一个测温点上，测量所述测温点的温度数据，所述被测量设备包括多个位于其他位置的目标温度控制点；加热系统，所述加热系统在通电状态下对所述被测量设备产生附加温度场；温度控制单元，所述温度控制单元在所述被测量设备工作状态下：接收所述至少一个温度传感器测得的所述至少一个测温点温度数据；基于预先存储的所述被测量设备在预设工作状态下的温度场模型，判断所述多个位于其他位置的目标温度控制点的温度；控制加热系统对所述被测量设备加热，调控所述目标温度控制点温度。

Description

一种温度控制系统，航天器以及航天器温度控制的方法

技术领域

本披露涉及航天器温度控制技术领域，具体地，涉及一种温度控制系统，装载有这种温度控制系统的航天器以及航天器温度控制的方法。

背景技术

低轨道移动卫星通信系统具有卫星体积小、成本低、效益高、发射容易(不需要大型运载工具且能够做到一箭多星)、传播损耗和延迟时间少(主要是由于卫星低轨道运行)、传输质量较可靠等优点。另外，所述低轨道移动通信卫星系统还能够弥补单颗卫星无法进行远距离实时通信的缺点，用于解决远距离实时通信以及全球范围内的实时通信，为实现基于卫星的个人通信奠定基础。卫星通信的一个重要特点是覆盖范围广，利用多颗卫星可以实现全球通信的目的，这是其他通信方式无法比拟的。

组网通信卫星的热控系统的任务是保证各不同季节下、各不同轨道面情况下运行的卫星的温度水平。通过测点反馈的温度进行加热器的开关，从而实现控温水平。

热控系统主要用于保障航天器在轨正常工作的温度环境，热控系统性能的优劣、可靠性的高低直接决定航天器的工作寿命。因此，热控系统一直都是航天器的核心系统之一。

传统上，在轨卫星的热控是通过设备、舱板上的测温点来反馈温度，在测点附近粘贴有控温加热器，通过热控软件来实现温度的闭环控制。为实现单机所需要的温度指标，热控系统在主要单机和各个舱板上均布置测温点。一般一颗10kg左右的卫星有15个以上测温点，而200kg左右的卫星有50个左右测温点。更多的测温点可以让在轨卫星的测温更精确，温控系统在算法上比较容易实现。然而其带来的问题也是很突出的。比如测点冗余过多导致热控系统重量大，进而测点冗余过多导致热控系统成本高、效益低及走线复杂。

低轨道移动卫星通信系统本身要求具有卫星小、成本低、效益高、质量轻等特点，过多冗余的测温点是低轨道移动卫星通信系统所不能接受的。因此，需要开发一套新型的方法，简化热控系统、降低热控系统成本和重量。

发明内容

本申请的目的在于提供一种温度控制系统，装载有这种温度控制系统的航天器以及航天器温度控制的方法，以简化热控系统、降低热控系统成本和重量。

本申请的一方面提出一种温度控制系统，包括：至少一个温度传感器，所述至少一个温度传感器中的每个温度传感器安装在被测量设备的一个测温点上，测量所述测温点的温度数据，所述被测量设备包括多个位于其他位置的目标温度控制点；加热系统，所述加热系统在通电状态下对所述被测量设备产生附加温度场；温度控制单元，所述温度控制单元在所述被测量设备工作状态下：接收所述至少一个温度传感器测得的所述至少一个测温点温度数据；基于预先存储的所述被测量设备在预设工作状态下的温度场模型，判断所述多个位于其他位置的目标温度控制点的温度；控制加热系统对所述被测量设备加热，调控所述目标温度控制点温度。

所述温度控制系统，其中所述至少一个温度传感器的数量为1；所述测温点的数量为1。

所述温度控制系统，其中：所述被测量设备为航天器中的一个温控对象；所述预设工作状态包括航天器在预定轨道上以预定位姿运行的时候所对应的所述温控对象的热流环境；所述目标温度控制点包括装载在所述航天器上的设备。

所述温度控制系统，其中所述预设工作状态下的温度场模型通过以下方法获得：获取分布在在轨实验航天器内温度控制对象的至少一个温度采样点的温度分布数据；获取所述在轨实验航天器内温度控制对象对应于所述预定轨道和预定位姿的温度场初始模型，所述温度场初始模型以所述至少一个测温点为原点；基于所述至少一个温度采样点的温度分布数据，校准所述温度场初始模型，形成所述温度场模型。

所述温度控制系统，其中所述温度场初始模型通过以下方法获得：获得航天器外部环境热流随时间变化曲线模型；根据所述航天器外部环境热流随时间变化曲线模型，计算出仅有外部环境热流时所述温控对象的温度场T₀；获取航天器内所有设备的功耗及位置坐标(A₁(x₁，y₁，P₁)......A_n(x_n，y_n，P_n))，其中n为第n个设备，P_n为第n个设备的功耗；获取每个设备运行时对航天器温度场的影响T_n＝t_n(x，y)；所述温度场初始模型可以表示为：

其中T(x，y，t)为温度场随时间和空间的变化方程，T_i(x，y)为第i个设备运行时对温度场的影响，s_i为开机状态函数，开机为1，关机为0。

本申请的另一方面还提供了一种航天器，包括上述的温度控制系统；功放设备；电源控制器；驱动机构；载荷电源；以及通讯设备。

本申请的另一方面还提供了一种航天器温度控制的方法，包括：获取分布在在轨实验航天器内温度控制对象的至少一个温度采样点的温度分布数据；获取所述在轨实验航天器内温度控制对象对应于所述预定轨道和预定位姿的温度场初始模型，所述温度场初始模型以所述至少一个测温点为原点；基于所述至少一个温度采样点的温度分布数据，校准所述温度场初始模型，形成温度场模型。

所述航天器温度控制的方法，还包括根据所述温度场模型，获得所述航天器温度控制点的计算温度；根据所述温度控制点的计算温度，驱动所述航天器的加热系统对所述温度控制点进行温度控制。

所述航天器温度控制的方法，其中所述温度场初始模型通过以下方法获得：获得航天器外部环境热流随时间变化曲线模型；根据所述航天器外部环境热流随时间变化曲线模型，计算出仅有外部环境热流时所述温控对象的温度场T₀；获取航天器内所有设备的功耗及位置坐标(A₁(x₁，y₁，P₁)......A_n(x_n，y_n，P_n))，其中n为第n个设备，P_n为第n个设备的功耗；获取每个设备运行时对航天器温度场的影响T_n＝t_n(x，y)；所述温度场初始模型可以表示为：

其中T(x，y，t)为温度场随时间和空间的变化方程，T_i(x，y)为第i个设备运行时对温度场的影响，s_i为开机状态函数，开机为1，关机为0。

本发明所提供的航天器温度控制系统以及方法，简化了航天器的热控系统、降低热控系统成本和重量。本申请将航天器热控系统的测点减少为原来的五分之一。

本申请中另外的特征将部分地在下面的描述中阐述。通过该阐述，使以下附图和实施例叙述的内容对本领域普通技术人员来说变得显而易见。本申请中的发明点可以通过实践或使用下面讨论的详细示例中阐述的方法、手段及其组合来得到充分阐释。

附图说明

以下附图详细描述了本申请中披露的示例性实施例。其中相同的附图标记在附图的若干视图中表示类似的结构。本领域的一般技术人员将理解这些实施例是非限制性的、示例性的实施例，附图仅用于说明和描述的目的，并不旨在限制本公开的范围，其他方式的实施例也可能同样的完成本申请中的发明意图。应当理解，附图未按比例绘制。其中：

图1是在轨航天器在不同空间轨道以及不同位姿下的外部热环境说明示意图；

图2为一些实施例中的航天器内部结构以及温控系统示意图；

图3所示为一些实施例中的一个薄膜发热电阻的结构示意图；

图4为一些实施例中的一个温度控制方法流程图；

图5为一些实施例中的一个温度控制优化方法流程图。

具体实施方式

以下描述提供了本申请的特定应用场景和要求，目的是使本领域技术人员能够制造和使用本申请中的内容。对于本领域技术人员来说，对所公开的实施例的各种局部修改是显而易见的，并且在不脱离本公开的精神和范围的情况下，可以将这里定义的一般原理应用于其他实施例和应用。因此，本公开不限于所示的实施例，而是与权利要求一致的最宽范围。

这里使用的术语仅用于描述特定示例实施例的目的，而不是限制性的。比如，除非上下文另有明确说明，这里所使用的，单数形式″一″，″一个″和″该″也可以包括复数形式。当在本说明书中使用时，术语″包括″、″包含″和/或″含有″意思是指所关联的整数，步骤、操作、元素和/或组件存在，但不排除一个或多个其他特征、整数、步骤、操作、元素、组件和/或组的存在或在该系统/方法中可以添加其他特征、整数、步骤、操作、元素、组件和/或。

考虑到以下描述，本公开的这些特征和其他特征、以及结构的相关元件的操作和功能、以及部件的组合和制造的经济性可以得到明显提高。参考附图，所有这些形成本公开的一部分。然而，应该清楚地理解，附图仅用于说明和描述的目的，并不旨在限制本公开的范围。

本公开中使用的流程图示出了根据本公开中的一些实施例的系统实现的操作。应该清楚地理解，流程图的操作可以不按顺序实现。相反，操作可以以反转顺序或同时实现。此外，可以向流程图添加一个或多个其他操作。可以从流程图中移除一个或多个操作。

此外，尽管本公开主要描述了一种温度控制系统、该温度控制系统的优化方法、以及装载了该温度控制系统的航天器，但是应该理解，这仅是示例性实施例。本公开的系统或方法可以应用于任何其他类型的机电系统。比如，本公开的系统或方法可以应用于空天飞行器、航空飞行器、水面水下舰艇、汽车、或其他在极端环境下工作的设备等等。

下面我们将结合具体实施方式对每一步做详细的说明。

航天器(比如卫星)被发射到地球轨道上后，其所处的太空环境跟地球上有很大的不同，尤其是热传导环境，非常不一样。在地球表面，由于空气是很好的绝热材料，而且密度大，一个物体同周围的热交换是以热传导的方式为主的。在太空没有空气的情况下，空气的导热作用不存在了。热量的传播主要靠热辐射。卫星朝向太阳的一面收到强烈的热辐射而快速被加热，而背向太阳的一面则向冰冷的太空进行热辐射降温。同时，地球对太阳光的反照以及地球红外也会成为卫星的外部热源而对卫星朝向地球方向对部分进行加热。由于卫星绕地球公转的周期比较快，一天之内卫星的同一面会遭受若干个周期的加热-降温循环，也就是说，在不考虑卫星本身的发热情况下，其周围的热环境是以一天若干周期来循环的。而由于不同轨道针对太阳的方位角不同，公转周期不同，以及卫星在同一轨道上不同位姿带来的太阳照射角度的不同，因此，不同轨道、不同运行位姿下，在轨卫星所处的外界热环境也是不同的。图1示出了卫星在轨道I和轨道II下，不同位姿下阳光照射角度上的不同。

为了保证航天器内部组件的正常运行，航天器在地面组装的时候需要装载温度测量及控制系统，以便在太空环境下能将航天器内部各个部件保持在额定工作温度下。

图2为一航天器内部结构以及温控系统示意图。所述航天器200包括若干个壁板，图2中只示出了其中的三个，分别是壁板210，220，230。所述壁板可以由任何适合在太空工作的材料组成。比如所述壁板由航天铝板制成，进一步的，比如所述壁板为铝蜂窝板。

每壁块板分内侧和外侧，所述壁板内侧指朝向航天器机体内部的面，所述壁板的外侧指朝向航天器外部的面。

壁板内侧安装有若干航天器组件。比如在壁板210上安装有组件212；壁板220上安装有组件222，224，226；壁板230上安装有组件232，234，236。所述组件可以是所述航天器需要的任何机电设备。比如，所述组件可以是功放设备、电源控制器、驱动机构、载荷电源以及通讯设备等等。这些组件具体对应的标号在本披露中不做具体规定。所述组件所述壁板上的位置根据力学和运动学原理排布，即，所述组件的排布整体上需要满足所述航天器的重量静平衡以及动平衡。

所述航天器还包括温度控制系统。所述温度控制系统包括一个或者多个温度传感器246、加热系统242和控制单元244。

每个温度传感器都被安装在被测量设备的所述航天器的一个测温点上，测量所述测温点的温度数据。所述航天器可以包括多个温度控制点。在一些实施例中，由于所述组件需要在额定的温度范围内才能正常工作，所以所述温度控制点可以是所述航天器上一些需要进行温度控制的组件上的点。在一些实施例中，所述一个或者多个测温点246可以是所述温度控制点的全部或者一部分，也可以是所述航天器上任意的一点。在一些实施例中，所述一个或者多个温度传感器246包括的温度传感器S数量为1，而其对应的测温点数量为1，位置可以是航天器上的任意一点。

所述温度传感器246可以为热敏电阻(比如负温度系数热敏电阻NegativeTemperature Coefficient(NTC)thermistor)、电阻温度检测器(Resistance TemperatureDetector(RTD))、热电偶(Thermocouple)和/或基于半导体的传感器(Semiconductor-based sensors)。所述温度传感器246被安装在所述壁板的内侧。比如，所述温度传感器246可以被直接安装在所述壁板的内侧，也可以被安装在所述组件上直接测量组件温度。

所述加热系统244在通电状态下可以对所述航天器的组件加热，也就是说，对所述航天器内部产生附加温度场。所述加热系统可以为发热电阻H。在一些实施例中，图3所示为一个薄膜发热电阻的结构示意图，其中310为柔性薄膜，320为回形金属电阻丝，330，340为引线。在一些实施例中，所述柔性薄膜被粘贴到所述温度控制点。比如，当所述温度控制点为所述航天器的组件212，222，224，226，232，234，236中的一个或者多个点时候，所述发热电阻的柔性薄膜可以被贴到所述航天器组件的外表面。当电流通过引线330或者340流经回形电阻丝的时候，电阻消耗电能发热，从而完成对所述温度控制点(如，所述航天器组件)的加热。

所述温度控制单元242负责接收所述温度传感器S的温度信号，并且根据所述温度信号控制所述加热系统对所述航天器(或者所述航天器组件)进行加热或者停止加热，使其温度保持在额定工作温度区间。所述温度控制单元242可以对加热器中的每个发热电阻单独提供受控电流，使得每个发热电阻可以独立于其他发热电阻对其对应的航天器组件进行受控加热。

在一些实施例中，所述温度控制单元242可以包括处理器CPU、硬盘、I/O接口、缓存等组件。所述硬盘可以存储一组或者多组指令，所述指令可以被所述处理器执行，并且通过I/O接口传送给加热器244完成所述温度控制。当所述温度控制单元在工作状态下，所述处理器CPU读取所述硬盘中的所述一组或者多组指令，将其存在缓存中并执行所述一组或者多组指令，完成图4所示操作。

S402，接收所述至少一个温度传感器S测得的所述至少一个测温点的温度数据；

S404，基于预先存储在硬盘中的所述航天器或者航天器组件在预设工作状态下的温度场模型，判断所述一个或者多个目标温度控制点的温度。

所述预设工作状态包括航天器在预定轨道上以预定位姿运行的时候所对应的热流环境随时间变化的条件，即工作环境状态。所述预设工作状态也可以指航天器在预定轨道上以预定位姿运行的时候其内部的组件所对应的热流环境随时间变化的条件。

所述预设工作状态下的温度场模型包括对所述航天器或者某一部分被测量设备不同坐标点之间的温度关系表达。在预设轨道以及预设位姿下，所述航天器的温度场模型。如前所述，不同轨道不同位姿下，所述航天器的工作环境会面临不同的外部热流环境。不同的热流环境导致对所述航天器不同的热流输入。因此造成其内部的温度场模型会有变化。对于已知的外部环境(已知轨道，已知位姿)，工程技术人员可以针对性的建立热流模型，对模型内每一坐标点的温度关系进行描述。而根据模型，这些点之间的温度关系也是固定的。因此当知道某一点的实际温度的时候，航天器内其他坐标点的温度就可以求解了。在本步骤中，处理器CPU以温度传感器246所探测到的S点的温度为原始数据，将S点的坐标和温度带入模型，即可获得模型内任意一点(比如所述温度控制点)的对应温度。所述模型的获得和标定方法将在图5中进行介绍。

S406，控制加热系统对所述航天器或者航天器组件加热，调控所述目标温度控制点点温度，使所述目标温度控制点的温度在预定区间。

根据一些实施例，当所述目标温度控制点为所述航天器的组件时，其额定工作温度是预先设定的。由于航天器在太空中的工作环境随轨道、位姿、时间随时变化，所述航天器组件所处环境的温度也随之变化。根据步骤S402所计算得到的数据，当某组件所处位置的环境温度还在其额定工作温度范围之内的时候，所述温度控制单元242(比如所述处理器CPU)控制所述加热器不进行通电加热。而当该组件所处位置的环境温度低于其额定工作温度范围的时候，所述温度控制单元242控制所述加热器进行通电加热，直至所述组件的温度到额定温度范围。

图5为根据一些实施例，建立所述航天器温度场模型的流程图。所述流程由一台或者多台计算机完成。所述计算机可以包括处理器CPU、硬盘、I/O接口、缓存等组件。所述硬盘可以存储一组或者多组指令，所述指令可以被所述处理器执行并指示所述处理器完成图5所示的建模流程。在工作状态下，所述处理器CPU读取所述硬盘中的所述一组或者多组指令，将其存在缓存中并执行所述一组或者多组指令。

S502，首先获取分布在在轨实验航天器内温度控制对象的至少一个温度采样点的温度分布数据。

所述在轨实验航天器在温度采样期间始终在一个既定的轨道上以一个既定的位姿运行。所述温度分布数据可以是所述在轨实验航天器沿着一段轨道飞行的温度数据，也可以是沿着所述轨道一周或者多周的温度数据。所述温度控制对象可以是所述在轨实验航天器本身，也可以是其内部的一个壁板或者组件等。所述至少一个温度采样点为分布在所述实验在轨航天器内部的一个或者多个温度采样点。所述一个或者多个温度采样点获得的温度分布数据将用来为模型校准。

S504，获取目标航天器按照所述预定轨道和预定位姿运行的过程中，其内部温度控制对象的温度场初始模型。所述目标航天器同所述在轨实验航天器型号制式完全一样。其中所述温度场初始模型通过以下步骤得到：

(a)为了获得所述温度场初始模型，处理器首先通过现有热分析软件获得在所述预定轨道和预定位姿状态下，所述在航天器所述温度控制对象外热流随时间变化的曲线模型。在一些实施例中，所述温度控制对象可以是航天器本身，也可以是航天器的一个或者多个壁板，也可以是航天器上安装的某部件。

(b)然后通过热平衡公式计算出仅有外热流时航天器所述温度控制对象的不同坐标点的温度随时间变化的函数T₀(x，y，t)。

(c)之后以所述温度控制对象上某个点作为坐标原点，建立板的平面直角坐标系。以航天器壁板为例，在一些实施例中，可以将原点位置作为温度测点位置。在一些实施例中，可以选取所述壁板的中心位置或者其他任何位置为所述原点。在一些实施例中，还可以将原点以外的其他点作为温度测点点位置。比如在图2中，原点位置为O，温度测点的位置为S，二者不同。

(d)获取航天器内所有组件的功耗及位置坐标[A₁(x₁，y₁，P₁)......A_i(x_i，y_i，P_i)......A_n(x_n，y_n，P_n))，其中i∈(1，...，n)为第i个设备，n为航天器中所有组件数。P_i为第i个设备的功耗。

(e)获取每个设备运行时对航天器温度场的影响T_i＝T_i(x，y，t)。其中t为时间。比如可以利用二维热传导方程(忽略航天器内热辐射的影响)计算每个组件造成所述温度控制对象的温度变化函数T_i。

(f)则所述温度场初始模型可以表示为上述温度函数的简单叠加：

其中T(x，y，t)为航天器内温度场随时间和空间的变化方程，T_i(x，y)为第i个组件运行时对温度场的影响，s_i为开机状态函数，开机为1，关机为0；

S506，基于所述至少一个温度采样点的温度分布数据，校准所述温度场初始模型，形成所述温度场模型。

获得T(x，y，t)后，将温度测点的坐标带入，计算得到测点处温度值变化曲线一个周期。

然后，将步骤S502中在轨实验航天器返回的测点处的温度数据连成的曲线同上述建模得到的一个周期的温度值变化曲线进行计算机比对，即可找到对应于在轨的测点温度变化与计算曲线温度变化对应的各个时间点，从而完成时间t的标定和校准，形成所述温度场模型。在后续的应用中，可以依据所述温度场模型，带入所述测温点获得的温度数据，求得所述温度控制对象上所有坐标点对应的温度。

综上所述，在阅读本详细公开内容之后，本领域技术人员可以明白，前述详细公开内容可以仅以示例的方式呈现，并且可以不是限制性的。尽管这里没有明确说明，本领域技术人员可以理解本申请意图囊括对实施例的各种合理改变，改进和修改。这些改变，改进和修改旨在由本公开提出，并且在本公开的示例性实施例的精神和范围内。

此外，本申请中的某些术语已被用于描述本公开的实施例。例如，″一个实施例″，″实施例″和/或″一些实施例″意味着结合该实施例描述的特定特征，结构或特性可以包括在本公开的至少一个实施例中。因此，可以强调并且应当理解，在本说明书的各个部分中对″实施例″或″一个实施例″或″替代实施例″的两个或更多个引用不一定都指代相同的实施例。此外，特定特征，结构或特性可以在本公开的一个或多个实施例中适当地组合。

应当理解，在本公开的实施例的前述描述中，为了帮助理解一个特征，出于简化本公开的目的，本申请有时将各种特征组合在单个实施例、附图或其描述中。或者，本申请又是将各种特征分散在多个本发明的实施例中。然而，这并不是说这些特征的组合是必须的，本领域技术人员在阅读本申请的时候完全有可能将其中一部分特征提取出来作为单独的实施例来理解。也就是说，本申请中的实施例也可以理解为多个次级实施例的整合。而每个次级实施例的内容在于少于单个前述公开实施例的所有特征的时候也是成立的。

在一些实施方案中，表达用于描述和要求保护本申请的某些实施方案的数量或性质的数字应理解为在某些情况下通过术语″约″，″近似″或″基本上″修饰。例如，除非另有说明，否则″约″，″近似″或″基本上″可表示其描述的值的±20％变化。因此，在一些实施方案中，书面描述和所附权利要求书中列出的数值参数是近似值，其可以根据特定实施方案试图获得的所需性质而变化。在一些实施方案中，数值参数应根据报告的有效数字的数量并通过应用普通的舍入技术来解释。尽管阐述本申请的一些实施方案列出了广泛范围的数值范围和参数是近似值，但具体实施例中都列出了尽可能精确的数值。

本文引用的每个专利，专利申请，专利申请的出版物和其他材料，例如文章，书籍，说明书，出版物，文件，物品等，可以通过引用结合于此。用于所有目的的全部内容，除了与其相关的任何起诉文件历史，可能与本文件不一致或相冲突的任何相同的，或者任何可能对权利要求的最宽范围具有限制性影响的任何相同的起诉文件历史。现在或以后与本文件相关联。举例来说，如果在与任何所包含的材料相关联的术语的描述、定义和/或使用与本文档相关的术语、描述、定义和/或之间存在任何不一致或冲突时，使用本文件中的术语为准。

最后，应理解，本文公开的申请的实施方案是对本申请的实施方案的原理的说明。其他修改后的实施例也在本申请的范围内。因此，本申请披露的实施例仅仅作为示例而非限制。本领域技术人员可以根据本申请中的实施例采取替代配置来实现本申请中的发明。因此，本申请的实施例不限于申请中被精确地描述过的哪些实施例。

Claims (9)

1.一种温度控制系统，其特征在于，包括：

至少一个温度传感器，所述至少一个温度传感器中的每个温度传感器安装在被测量设备的一个测温点上，测量所述测温点的温度数据，所述被测量设备包括多个位于其他位置的目标温度控制点；

加热系统，所述加热系统在通电状态下对所述被测量设备产生附加温度场；

温度控制单元，所述温度控制单元在所述被测量设备工作状态下：

接收所述至少一个温度传感器测得的所述至少一个测温点温度数据；

基于预先存储的所述被测量设备在预设工作状态下的温度场模型，判断所述多个位于其他位置的目标温度控制点的温度；

控制加热系统对所述被测量设备加热，调控所述目标温度控制点温度。

2.如权利要求1中所述温度控制系统，其特征在于，其中：

所述至少一个温度传感器的数量为1；

所述测温点的数量为1。

3.如权利要求1中所述温度控制系统，其特征在于，其中：

所述被测量设备为航天器中的一个温控对象；

所述预设工作状态包括航天器在预定轨道上以预定位姿运行的时候所对应的所述温控对象的热流环境；

所述目标温度控制点包括装载在所述航天器上的设备。

4.如权利要求3中所述温度控制系统，其特征在于，其中所述预设工作状态下的温度场模型通过以下方法获得：

获取分布在在轨实验航天器内温度控制对象的至少一个温度采样点的温度分布数据；

获取所述在轨实验航天器内温度控制对象对应于所述预定轨道和预定位姿的温度场初始模型，所述温度场初始模型以所述至少一个测温点为原点；

基于所述至少一个温度采样点的温度分布数据，校准所述温度场初始模型，形成所述温度场模型。

5.如权利要求3中所述温度控制系统，其特征在于，其中所述温度场初始模型通过以下方法获得：

获得航天器外部环境热流随时间变化曲线模型；

根据所述航天器外部环境热流随时间变化曲线模型，计算出仅有外部环境热流时所述温控对象的温度场T₀；

获取航天器内所有设备的功耗及位置坐标(A₁(x₁，y₁，P₁)......A_n(x_n，y_n，P_n))，其中n为第n个设备，P_n为第n个设备的功耗；

获取每个设备运行时对航天器温度场的影响T_n＝t_n(x，y)；

所述温度场初始模型可以表示为：

其中T(x，y，t)为温度场随时间和空间的变化方程，Ti(x，y)为第i个设备运行时对温度场的影响，s_i为开机状态函数，开机为1，关机为0。

6.一种航天器，其特征在于，包括：

任一权利要求1-5所述的温度控制系统；

功放设备；

电源控制器；

驱动机构；

载荷电源；以及

通讯设备。

7.一种航天器温度控制的方法，其特征在于：

获取分布在在轨实验航天器内温度控制对象的至少一个温度采样点的温度分布数据；

获取所述在轨实验航天器内温度控制对象对应于所述预定轨道和预定位姿的温度场初始模型，所述温度场初始模型以所述至少一个测温点为原点；

基于所述至少一个温度采样点的温度分布数据，校准所述温度场初始模型，形成温度场模型。

8.如权利要求7中所述方法，其特征在于，

根据所述温度场模型，获得所述航天器温度控制点的计算温度；

根据所述温度控制点的计算温度，驱动所述航天器的加热系统对所述温度控制点进行温度控制。

9.如权利要求7中所述方法，其特征在于，其中所述温度场初始模型通过以下方法获得：

获得航天器外部环境热流随时间变化曲线模型；

根据所述航天器外部环境热流随时间变化曲线模型，计算出仅有外部环境热流时所述温控对象的温度场T₀；

获取航天器内所有设备的功耗及位置坐标(A₁(x₁，y₁，P₁)......A_n(x_n，y_n，P_n))，其中n为第n个设备，P_n为第n个设备的功耗；

获取每个设备运行时对航天器温度场的影响T_n＝t_n(x，y)；

所述温度场初始模型可以表示为：

其中T(x，y，t)为温度场随时间和空间的变化方程，T_i(x，y)为第i个设备运行时对温度场的影响，s_i为开机状态函数，开机为1，关机为0。