CN109813456A - 一种通信卫星载荷舱设备温度半物理仿真测量方法及系统 - Google Patents

Abstract

一种通信卫星载荷舱设备温度半物理仿真测量方法及系统，包括：(1)构建物理域；(2)设置物理域特征温度测温点；(3)定义物理域与设备映射关系；(4)计算温度数值映射关系矩阵；(5)根据每个物理域特征温度测温点的飞行遥测温度数据以及所述温度数值映射关系矩阵进行数学运算，得到载荷舱设备在轨飞行温度。本发明基于载荷舱散热辐射器有限测温点的半物理仿真测温方法，具有原理简单、算法简便、运算量小、测量精度高、普适应用性强等优势，可替代载荷设备设置测温点直接物理遥测温度的传统测温方式，使载荷舱测温点使用数量减配70％以上(相当整星减少40％)，减重约6kg，且载荷舱测温工程设计、实施与测试等研制费效比降低约70％。

Description

一种通信卫星载荷舱设备温度半物理仿真测量方法及系统

技术领域

本发明涉及一种基于载荷舱散热辐射器热管网络有限测温点的半物理仿真测量设备温度的方法及系统，属于卫星载荷舱设备温度测量技术领域。

背景技术

航天器在空间运行时受到各种复杂外热流的影响，其温度变化是个复杂的温度场。航天器在轨运行时温度情况通过温度传感器进行反映，为此在航天器上设置温度传感器进行测温，目前国内航天器上用于飞行试验的温度传感器主要采用热敏电阻，通常在卫星结构本体和设备上设置测温点(粘贴热敏电阻)测量卫星温度场分布。

通信系列卫星平台规模较大，载荷设备较多，用于载荷设备温度监视的测温点数量也较多。统计分析通信系列卫星测温点设置结果表明，载荷舱设备测温点使用数量约占整星测温点总量的30％～40％，且随平台载荷能力增强，该占比也愈大，乃至超过50％以上。可见，延续传统的设备粘贴热敏电阻直接物理遥测的测温方式，随载荷设备增多，用于载荷舱测温的传感器件、测量通道、采集电路、线缆等资源增多，必将导致平台测温设计资源需求增加、增重、工程实施与测试等研制成本上升。我国通信卫星载荷舱设备测温水平与国外卫星差距较大，与国外同等能力的SB4000平台相比，SB4000平台载荷舱设备测温点使用数量仅占整星测温点总量的5％，不足于国内卫星载荷舱设备测温点使用数量的十分之一。目前，针对减少卫星设备测温点使用数量，国内、外均没有公开的测温方法，因此无可借鉴。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提出一种基于载荷舱散热辐射器有限测温点的半物理仿真测量设备温度方法及系统，解决通信卫星载荷舱设备测温点使用数量的问题。与传统测温点设置方法相比，采用本发明测温方法，可使载荷舱设备测温点使用数量减配70％以上。

本发明的技术解决方案是：

一种通信卫星载荷舱设备温度半物理仿真测量方法，步骤如下：

(1)构建物理域；

按等温化原则，对通信卫星载荷舱散热辐射器热管网络划分几何空间区域，形成多个近似等温的热网络子区域，即物理域；

(2)设置物理域特征温度测温点；

物理域构建后，在各物理域设置特征温度测温点，作为半物理仿真模型基准温度遥测物理量；

(3)定义物理域与设备映射关系；

确定各物理域内包含的对象，进而确定各个对象的温度与该物理域的基准温度之间的映射关系；

(4)计算温度数值映射关系矩阵；

通过地面热试验或热分析的数据，计算载荷舱设备与物理域内特征温度测温点之间的温度增量，形成物理域基准温度与设备温度对应的量化温度数值映射关系矩阵；

(5)根据每个物理域特征温度测温点的飞行遥测温度数据以及所述温度数值映射关系矩阵进行数学运算，得到载荷舱设备在轨飞行温度。

所述等温化原则是指温度梯度≤3℃。

每个物理域都设置2个或以上的特征温度测温点且互为备份，特征温度测温点分布在最靠近物理域几何中心的热管上。

所述基准温度为该物理域的特征温度测温点处的实测温度。

所述对象是指分布布局在物理域内的星载设备。

所述温度增量通过如下方式计算得到：

ΔT_j,i＝T_Ej,i-T_mb,j

式中，ΔT_j,i为物理域j中设备i的温度增量；T_Ej,i为物理域j中设备i的温度数值，通过地面热试验或热分析得到；T_mb,j为地面阶段物理域j的特征温度测温点的遥测数值。

通过公式T_Fj,i＝T_fb,j+ΔT_j,i计算载荷舱设备在轨飞行温度，其中，T_fb,j为在轨飞行阶段物理域j的特征温度测温点的遥测数值，T_Fj,i为物理域j中设备i的在轨飞行温度。

一种基于所述通信卫星载荷舱设备温度半物理仿真测量方法实现的仿真测量系统，包括：

物理域构建模块：按等温化原则，对通信卫星载荷舱散热辐射器热管网络划分几何空间区域，形成多个近似等温的热网络子区域，即物理域；

物理域特征温度测温点设置模块：物理域构建后，在各物理域设置特征温度测温点，作为半物理仿真模型基准温度遥测物理量；

物理域与设备映射关系定义模块：确定各物理域内包含的对象，进而确定各个对象的温度与该物理域的基准温度之间的映射关系；

温度数值映射关系矩阵计算模块：通过地面热试验或热分析的数据，计算载荷舱设备与物理域内特征温度测温点之间的温度增量，形成物理域基准温度与设备温度对应的量化温度数值映射关系矩阵；

在轨飞行温度确定模块：根据每个物理域特征温度测温点的飞行遥测温度数据以及所述温度数值映射关系矩阵进行数学运算，得到载荷舱设备在轨飞行温度。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明基于载荷舱散热辐射器有限测温点的半物理仿真测温方法，具有原理简单、算法简便、运算量小、测量精度高、普适应用性强等优势，可替代载荷设备设置测温点直接物理遥测温度的传统测温方式，使载荷舱测温点使用数量减配70％以上(相当整星减少40％)，减重约6kg，且载荷舱测温工程设计、实施与测试等研制费效比降低约70％。

(2)本发明载荷舱设备温度半物理仿真测量精确度高，测量偏差≤3℃，占90.80％；测量偏差≤5℃，占100％。

(3)载荷舱测温系统可靠度得到明显提高。

附图说明

图1为本发明通信卫星载荷舱设备温度半物理仿真测量流程图。

具体实施方式

本发明专利基于通信卫星载荷舱设备散热设计原理，提出一种通信卫星载荷舱设备半物理仿真测量方法，替代载荷设备设置测温点直接物理遥测温度的传统测温方式，达到大幅减配载荷舱测温点使用数量的目的。

卫星在轨运行空间环境近似真空，故只存在传导与辐射两种换热方式。卫星结构板为卫星温度控制边界，星内设备(部件)安装在结构板上，将其发热量传导至结构板上，通过结构板实现向空间散热。分析卫星舱内传热关系可知，星内存在三种换热途径：设备与安装舱板的接触导热、设备与舱板的辐射换热、设备之间的辐射换热。以设备为控制体，其能量守恒集总参数数学模型如公式(1)。

式中：Q_heat为设备发热量/W；_QBottom为设备安装底面与安装舱板间的接触导热量/W；E_Top为设备顶面板与舱板及其它设备间的辐射热量/W；_EFront为设备前面板与舱板及其它设备间的辐射热量/W；E_Back为设备后面板与舱板及其它设备间的辐射热量/W；E_Left为设备左面板与舱板及其它设备间的辐射热量/W；E_Right为设备右面板与舱板及其它设备间的辐射热量/W；T_E为设备温度/℃；T_SPM为设备的安装舱板温度/℃；R为设备与其安装舱板间的热阻/(℃/W)。

上述三种热交换途径中，设备与其安装舱板之间的接触导热占主导地位，是设备散热的主要路径，安装舱板的温度水平决定了设备温度水平；由于设备表面积小且与其它换热对象之间温差较小，另外两种热辐射对设备温度影响相对很小。此外，在全寿命期内卫星舱内温度变化幅度相对较小，因此由辐射引起的换热量变化量亦很小，除设备安装底面外的其它5个面板的辐射热量可近似为常量。由公式(1)、(2)，星内设备温度的简化热数学模型可描述如下：

式中，E_C─设备各面板辐射总热量(即E_C＝E_Top+E_Front+E_Back+E_Left+E_Right)，单位：W。

由公式(3)可得到：

T_E＝T_SPM+(Q_heat-E_C)·R (4)

一般情况下，在设备安装方式与工作状态确定的前提下，热阻(R)、设备发热量(Q_heat)两个物理量均为恒定值，E_C可近似为常值，故公式(4)中(Q_heat-E_C)·R可按常量处理。

综上所述，卫星载荷舱内设备温度与其安装舱板温度之间存在某种定量关系，在已知设备的安装舱板温度物理遥测值时，由公式(4)可数学计算设备温度，即物理-数学仿真(即半物理仿真)方法测量设备温度。由于通信卫星载荷舱设备直接安装于散热辐射器热管网络上，因此在热管网络上分布设置适当数量的星上测温点用于直接遥测设备安装边界温度，将其引入数学仿真模型回路，通过上述物理-数学仿真原理，借助物理效应(热管网络测温点)模型，进行实时的物理与数学计算的联合仿真，可测量载荷舱设备温度。

基于上述原理，本发明提出了一种基于载荷舱散热辐射器有限测温点的半物理仿真测量设备温度方法，该方法是将载荷舱热管网络划分多个近似等温的物理域，设计物理域的特征温度测温点，定义物理域特征温度测温点与所属域设备之间对象映射关系。通过地面热试验(或热分析)数据，挖掘设备与安装板散热辐射器之间温度数值变量关系，形成温度数值关系矩阵。引入物理域特征温度测温点飞行遥测数据到数学计算模型，与设备温度数值关系矩阵进行数学运算，输出设备飞行温度。

通信卫星载荷舱设备温度半物理仿真测量流程如图1所示。

①构建物理域

根据载荷舱散热辐射器热管网络设计，按等温化原则(温度梯度≤3℃)，对热管网络空间进行几何划分，形成多个近似等温的热网络子区域，简称物理域。

②设置物理域特征温度测温点

物理域构建后，在各物理域设置特征温度测温点，作为半物理仿真模型基准温度遥测物理量。一般每个物理域都设置2个或以上的特征温度测温点互为备份，特征温度测温点分布在最靠近物理域几何中心的热管上，测温点设置应在卫星载荷舱测温点设计时进行布局。

③定义物理域控制范围

物理域建立后，分布布局在物理域内的设备称为该域所属的对象。确定各物理域内包含的对象，进而确定各个对象的温度与该物理域的基准温度之间的映射关系。按此方法，每个物理域特征温度测温点温度(基准温度)对应域内若干设备温度，域内所有设备温度与其所属物理域特征温度测温点温度(基准温度)之间存在某种确定量值关系。基准温度为该物理域的特征温度测温点处的实测温度。

④计算温度数值映射关系矩阵

通过地面热试验(或热分析)数据，计算载荷舱设备与物理域内特征温度测温点之间的温度增量，包括设备开机、关机等模式下的变量关系，形成物理域基准温度与设备温度对应的量化(简称设备温度增量)映射关系数值矩阵。

设备温度增量采用设备温度数值(地面热试验实测或热分析数据)与物理域特征温度测温点遥测数值求差计算获得，即将设备温度的热平衡试验测试值(或热分析值)与同一工作模式下的同一时刻所属物理域特征温度测温点遥测值进行代数求差，其代数差值为该设备的温度增量，算法如公式(5)。

ΔT_j,i＝T_Ej,i-T_mb,j (5)

式中，ΔT_j,i为物理域j中设备i的温度增量/℃；T_Ej,i为物理域j中设备i的温度遥测数值/℃，通过地面热试验或热分析得到；T_mb,j为物理域j的特征温度测温点(基准温度)遥测数值/℃。

一般情况下，设备的温度增量为热试验(或热分析)同一工作模式下的各工况平衡阶段的温度增量样本数据统计平均值。

⑤矩阵运算

每个物理域基准温度与其域所属设备温度之间的数理关系可用温度增量表征。因此，建立全部物理域基准温度与设备之间的温度增量，形成一个载荷舱设备温度增量映射关系数值矩阵，通过引入物理域特征温度测温点(基准温度)在轨飞行遥测数据到数学计算仿真模型，与设备温度增量映射关系数值矩阵进行数学运算，即可获得载荷舱设备在轨飞行温度。载荷舱设备温度数值映射关系矩阵运算列表如表1。

表1载荷舱设备温度数值映射关系矩阵运算表 (单位：℃)

注：n─物理域基准温度数量；i，j，k,l,p─物理域映射设备数量。

应用本发明专利方法，以某通信卫星载荷舱测温点设置具体实施为例，具体实施如下：

(1)构建物理域

按照等温化(温度梯度≤3℃)原则，将载荷舱南板散热辐射器热管网络划分成4个温度梯度均小于3℃的温度场几何空间区域，即构建形成4个物理域；将载荷舱北板散热辐射器热管网络划分成4个温度梯度均小于3℃的温度场几何空间区域，即构建形成4个物理域。载荷舱南、北板散热辐射器热管网络各划分4个物理域，共构建8个物理域。

(2)设计物理域特征温度测温点

根据载荷舱南、北板散热辐射器热管网络构建的物理域，在每个物理域的几何中心点附近的热管上设置2个测温点(互为备份)，作为该物理域基准温度的特征温度测温点，用于直接物理遥测物理域的基准温度。其中，南板散热辐射器热管网络共设置了8个测温点，北板散热辐射器热管网络共设置了8个测温点，物理域测温点设置如表2所示。

(3)定义物理域控制对象范围

物理域建立后，布局在物理域几何空间区域范围内的设备为该域所属的对象。根据各物理域几何空间区域大小与载荷舱设备布局，定义各物理域的特征温度测温点(基准温度)与其所属对象(设备)温度之间的映射关系，详见表2。按此方法，每个物理域的特征温度测温点(基准温度)对应一个温度域，每个温度域内包含若干设备温度，域内所有设备温度与其所属物理域基准温度之间存在某种确定量值关系。

表2某通信卫星载荷舱物理域构建与对象映射关系表

(4)计算温度数值关系矩阵

地面热平衡试验中，采用地面测温传感器(热电偶)对设备温度进行测量。地面热平衡试验共进行5个工况，通过5个热平衡试验工况温度数据，按照设备工作模式(关机、开机)，计算不同工作模式下的设备温度与其安装板边界温度(物理域特征温度测温点)之间的温度增量数值关系。具体计算方法是，对应每个工况的设备热平衡温度数据，按照公式(5)将设备温度数据与其所属物理域特征温度测温点遥测温度数据进行代数求差，其差值为设备在该工作模式下的温度增量。将同一设备在同一工作模式下的不同工况的温度增量值算术平均，其平均值为该设备的温度增量值。按物理域与设备的对象映射关系，所有设备的温度增量集合形成温度数值关系矩阵，详见表3。

表3某通信卫星载荷舱设备温度数值关系矩阵

注：T_fb,j─在轨飞行阶段物理域j的特征温度测温点的遥测数值；T_Fj,i─物理域j中设备i的在轨飞行温度；ΔT_j,i─物理域j中设备i的温度增量值。

(5)飞行温度仿真计算

在某通信卫星在轨飞行期间内随机抽取4个时刻，将物理域1～物理域8的特征温度测温点在此4个时刻的飞行温度遥测数据引入表3中温度数值关系矩阵，按设备实际工作模式提取温度增量，按表3中运算关系进行数学运算，运算结果输出为同时刻设备温度的仿真测量值。载荷舱设备的半物理仿真测量结果见表4。

表4某通信卫星载荷舱设备温度半物理仿真测量结果与飞行遥测数据比较

注：T_仿─半物理仿真计算温度数据；T_遥─在轨飞行温度遥测数据；ΔT─ΔT＝T_仿-T_遥。

表中T_仿实际上就是T_Fj,i，T_遥是由传感器实际测量得到的真实温度，由表4中载荷舱设备半物理仿真测量值与同时刻在轨实际飞行温度遥测数据比较可知：仿真测量温度与在轨遥测温度二者偏差(|ΔT|)≤1℃达49.3％，1℃＜|ΔT|≤3℃达41.7％，3℃＜|ΔT|＜5℃达9.0％，测量偏差均在5℃以内。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (10)

1.一种通信卫星载荷舱设备温度半物理仿真测量方法，其特征在于步骤如下：

(1)构建物理域；

按等温化原则，对通信卫星载荷舱散热辐射器热管网络划分几何空间区域，形成多个近似等温的热网络子区域，即物理域；

(2)设置物理域特征温度测温点；

物理域构建后，在各物理域设置特征温度测温点，作为半物理仿真模型基准温度遥测物理量；

(3)定义物理域与设备映射关系；

确定各物理域内包含的对象，进而确定各个对象的温度与该物理域的基准温度之间的映射关系；

(4)计算温度数值映射关系矩阵；

通过地面热试验或热分析的数据，计算载荷舱设备与物理域内特征温度测温点之间的温度增量，形成物理域基准温度与设备温度对应的量化温度数值映射关系矩阵；

(5)根据每个物理域特征温度测温点的飞行遥测温度数据以及所述温度数值映射关系矩阵进行数学运算，得到载荷舱设备在轨飞行温度。

2.根据权利要求1所述的一种通信卫星载荷舱设备温度半物理仿真测量方法，其特征在于：所述等温化原则是指温度梯度≤3℃。

3.根据权利要求1所述的一种通信卫星载荷舱设备温度半物理仿真测量方法，其特征在于：每个物理域都设置2个或以上的特征温度测温点且互为备份，特征温度测温点分布在最靠近物理域几何中心的热管上。

4.根据权利要求1所述的一种通信卫星载荷舱设备温度半物理仿真测量方法，其特征在于：所述基准温度为该物理域的特征温度测温点处的实测温度。

5.根据权利要求1所述的一种通信卫星载荷舱设备温度半物理仿真测量方法，其特征在于：所述对象是指分布布局在物理域内的星载设备。

6.根据权利要求1所述的一种通信卫星载荷舱设备温度半物理仿真测量方法，其特征在于：所述温度增量通过如下方式计算得到：

ΔT_j,i＝T_Ej,i-T_mb,j

式中，ΔT_j,i为物理域j中设备i的温度增量；T_Ej,i为物理域j中设备i的温度数值，通过地面热试验或热分析得到；T_mb,j为地面阶段物理域j的特征温度测温点的遥测数值。

7.根据权利要求1所述的一种通信卫星载荷舱设备温度半物理仿真测量方法，其特征在于：通过公式T_Fj,i＝T_fb,j+ΔT_j,i计算载荷舱设备在轨飞行温度，其中，T_fb,j为在轨飞行阶段物理域j的特征温度测温点的遥测数值，T_Fj,i为物理域j中设备i的在轨飞行温度。

8.一种基于权利要求1所述通信卫星载荷舱设备温度半物理仿真测量方法实现的仿真测量系统，其特征在于包括：

物理域构建模块：按等温化原则，对通信卫星载荷舱散热辐射器热管网络划分几何空间区域，形成多个近似等温的热网络子区域，即物理域；

物理域特征温度测温点设置模块：物理域构建后，在各物理域设置特征温度测温点，作为半物理仿真模型基准温度遥测物理量；

物理域与设备映射关系定义模块：确定各物理域内包含的对象，进而确定各个对象的温度与该物理域的基准温度之间的映射关系；

温度数值映射关系矩阵计算模块：通过地面热试验或热分析的数据，计算载荷舱设备与物理域内特征温度测温点之间的温度增量，形成物理域基准温度与设备温度对应的量化温度数值映射关系矩阵；

在轨飞行温度确定模块：根据每个物理域特征温度测温点的飞行遥测温度数据以及所述温度数值映射关系矩阵进行数学运算，得到载荷舱设备在轨飞行温度。

9.根据权利要求8所述的仿真测量系统，其特征在于：所述等温化原则是指温度梯度≤3℃，每个物理域都设置2个或以上的特征温度测温点且互为备份，特征温度测温点分布在最靠近物理域几何中心的热管上，所述基准温度为该物理域的特征温度测温点处的实测温度。

10.根据权利要求8所述的仿真测量系统，其特征在于：

所述温度增量通过如下方式计算得到：

ΔT_j,i＝T_Ej,i-T_mb,j

式中，ΔT_j,i为物理域j中设备i的温度增量；T_Ej,i为物理域j中设备i的温度数值，通过地面热试验或热分析得到；T_mb,j为地面阶段物理域j的特征温度测温点的遥测数值；

通过公式T_Fj,i＝T_fb,j+ΔT_j,i计算载荷舱设备在轨飞行温度，其中，T_fb,j为在轨飞行阶段物理域j的特征温度测温点的遥测数值，T_Fj,i为物理域j中设备i的在轨飞行温度。