CN110654572A - 新型航天器真空热试验测控装置及测控方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种新型航天器真空热试验测控装置，包括数量相同的多个真空装置和多个子系统，所述真空装置包括数字万用表、矩阵开关板卡、程控电源、热电偶和加热装置，所述矩阵开关板卡安装在数字万用表插槽内，热电偶端口接在矩阵开关板卡内，热电偶测量端通过转接电缆贴在航天器表面，程控电源的输出端通过转接电缆与加热装置绝缘连接，所述程控电源、数字万用表、子系统使用网线连接至交换机，组成局域网。首次使用国产UDP通讯协议的电源，采用生产者‑消费者‑主/从‑注册事件的软件框架，保证了线程间的低耦合性，系统运行稳定性和快速响应性。

Description

新型航天器真空热试验测控装置及测控方法

技术领域

本发明涉及测控技术领域，具体地，涉及一种新型航天器真空热试验测控装置及测控方法。

背景技术

热真空试验，是装有真实产品的航天器在真空和规定的温度循环条件下，验证或检查航天器产品功能、检验航天器制造工艺、发现航天器设备早期失效的热真空试验。在研制过程中，航天器都要进行热真空试验，在初样研制阶段要进行鉴定级热真空试验，对于发射的航天器，无论是第一次发射，还是重复性发射，每发都要进行验收级热真空试验。其目的是验证航天器在规定的压力与鉴定级温度条件下是否满足设计要求。

经过对现有技术的检索，申请公布号为CN103600851A的发明专利公开了一种用于空间环境模拟室内的航天器真空热试验的高温度高热流模拟器，主要包括红外灯阵、高温隔热组件单元、移动单元、温度测量单元和温度控制单元，其中，红外灯阵中的红外灯管带有反射屏，多支红外灯按热流密度和均匀性要求排列组合成红外灯阵，红外灯阵四周围绕有档板，在红外灯与安装底板、挡板之间加装高温多层隔热组件，将高温区域限制在试件被照面和红外灯阵高温隔热组件围成的区域内。该装置不能检测真空热试验数据是否正常，无法确定实验的准确性。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种新型航天器真空热试验测控装置及测控方法。

根据本发明提供的一种新型航天器真空热试验测控装置，包括数量相同的多个真空装置和多个子系统，所述真空装置包括数字万用表、矩阵开关板卡、程控电源、热电偶和加热装置(加热笼和加热片)，所述矩阵开关板卡安装在数字万用表插槽内，热电偶端口接在矩阵开关板卡内，热电偶测量端通过转接电缆贴在航天器表面，程控电源的输出端通过转接电缆与加热装置绝缘连接，所述程控电源、数字万用表、子系统使用网线连接至交换机，组成局域网。

进一步地，所述子系统包括测试主机和输入及显示终端设备，所述测试主机与输入及显示终端设备相连接并安装真空热系统测控软件，所述测试主机使用网线连接至交换机。所述真空热系统测控软件包括新建任务模块和测控主界面模块，所述新建任务模块包括热电偶测温配置模块、工况列表编辑模块和历史数据回看模块，所述测控主界面模块包括电源工况执行模块、温度数据采集模块、数据图表显示模块和故障超限报警模块，所述新建任务模块新建任务完成后跳转至测控主界面模块。该真空热系统测控软件用于试验任务新建，热电偶采集通道配置，工况列表生成，实时采集热电偶温度，定时执行工况执行文件，对航天器被控点进行开闭环或开关控温，电流电压温度数据显示并保存，用于外热流设计验证。所述真空热系统测控软件主要是在航天器真空热实验中，实现对外热流准确模拟，即采用程控直流电源给红外加热装置供电，控制调节电流的大小来模拟卫星表面接收的空间外热流大小，配置测温设备实时监测对应点的温度。该软件的主要任务包括程控直流电源的驱动控制、数采设备的驱动控制、控制策略的实施、试验相关数据的存储与交互、试验过程数据的监视报警与判读分析等。

进一步地，所述测试主机采用DELL Vostro系列；所述交换机采用TP-LINK TL-SG5428 24口全千兆系列。

进一步地，所述输入及显示终端设备包括键盘、鼠标及显示器，与测试主机相连接。

进一步地，所述热电偶使用的转接电缆接口为Y2-50ZJLM和Y27III-2255TK1L，所述加热装置使用的绝缘加热转接电缆的接口是Y2-50TK和Y27-2255TK1LW。

进一步地，所述矩阵开关板卡插在数字万用表插槽内，共有80路开关，用于连接热电偶的温度传感器。

进一步地，所述矩阵开关板卡采用Keithley 7708交叉点簧片继电器矩阵开关，两块7708板卡可以实现80路开关通道切换，切换速度高达2000次/秒。

进一步地，所述数字万用表采用Keithley 2701数字万用表，最高具有6位半的测量精度，支持采集J、K、N、T、E、R、S、B热电偶，所述热电偶选用的是T型热电偶，量程为：-200至400℃，分辨率为0.001℃，满足航天器测温需求。

进一步地，所述程控电源采用DH1790 160V/7.5A/360W单通道和DH176632V/3A/96W、32V/3A/96W、6V/3A/18W三通道两种型号电源，电源调节率41mA，设定分辨率1mA，符合航天器外热流设计要求。

本发明还提供一种采用上述新型航天器真空热试验测控装置的测控方法，包括以下步骤：

S1、将热电偶接入矩阵开关板卡，矩阵开关板卡安装至数字万用表插槽，热电偶被测端贴在航天器表面；

S2、程控电源输出端通过转接电缆连接至真空装置内的加热装置；

S3、程控电源、数字万用表、测试主机使用网线连接至交换机，设置IP地址，组成局域网；

S4、登陆测试软件，根据试验任务编辑热电偶测温配置表、工况列表、测量编号、数据存储路径等，进入测控界面；工况列表指定时开环、开关、闭环等；

S5、载入报警声音文件，对温度超限，电源失连和网络失连触发报警，如果需要PID控温，设置52个通道的PID参数；

S6、加载编辑好的热电偶测温配置表，开启数字万用表和矩阵开关模块，循环采集热电偶温度，显示并保存；

S7、如果执行单个工况，点击工况编辑，进入单工况执行模式，载入编辑好的工况执行文件，对被控点进行开闭环或者开关控温；

S8、如果执行工况列表，即多个工况定时执行模式，载入编辑好的工况列表，对被控点定时执行不同的开闭环或者开关控温；

S9、点击暂停采集，停止采集热电偶温度，点击全部退电，停止程控电源输出，退出程序；

S10、使用Excel/Matlab软件，对长时间分段保存的电压电流温度数据拼接查看，确定整个真空热试验数据是否正常，来验证航天器在高真空低温环境下的电性能属性是否正常。

本发明还包含一种PID自整定方法，包括以下步骤：

步骤一、如果电源连接的是加热片，软件中选择继电反馈PID自整定，如果电源连接的是加热笼，软件中选择模糊规则PID自整定；

步骤二，开启数字万用表和矩阵开关模块，循环采集温度数据，作为反馈，PID参数根据选择模式，确定初始值后，开始自整定；

步骤三，自整定完成，弹窗提示用户，将自整定后的PID参数加载至软件，即可进行后续试验任务。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

1、首次使用国产UDP通讯协议电源，采用生产者-消费者-主/从-注册事件的软件框架，保证了线程间的低耦合性，系统运行稳定性和快速响应性；

2、根据测控功能，进行了模块化设计，提高了不同厂家仪器系统集成兼容性；针对航天器热试验过程不同程度地存在非线性、参数时变性和模型不确定性，首次结合了继电反馈式和模糊规则PID自整定技术，提升了控制系统的品质，缩短了试验准备时间，进一步增强了测控试验流程的可靠性、安全性、易用性、可扩展性，以满足未来更加复杂的航天器真空外热流测控需求。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1为本发明新型航天器真空热试验测控装置连接示意图；

图2为本发明新型航天器真空热试验测控方法流程图；

图3为本发明真空热系统测控软件的工作原理图。

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。

真空热试验中实现外热流的准确控制是航天器研制过程中必不可少的试验项目，外热流测控系统主要包括温度数据采集、程控电源控制、工况列表生成、试验数据交互存储及试验过程数据的监测报警等，实时采集航天器被测点温度，根据加载的工况列表实时调控电流模拟航天器表面接收的空间外热流。相比于先前的真空热试验系统，首次采用国产UDP通讯协议的程控直流电源，实现了系统国产化，实现了测控一体化，软件平台归一化，极大的缩短了试验准备时间，增加了长时间系统运行稳定性及人机交互的便捷性和友好性。

本发明的新型航天器真空热试验测控装置及方法，针对航天器热试验过程不同程度地存在非线性、参数时变性和模型不确定性，首次结合了继电反馈和模糊规则PID自整定技术，缩短了试验准备时间，进一步提高了外热流模拟精度、通道数量以及不同厂家程控电源软件集成的兼容性，以满足未来更加复杂的航天器真空外热流测控需求。

如图1所示，本发明提供的一种新型航天器真空热试验测控装置，包括数量相同的多个真空装置和多个子系统，真空装置包括数字万用表1、矩阵开关板卡2、程控电源3、热电偶4和加热装置5(加热笼和加热片)，矩阵开关板卡2安装在数字万用表1插槽内，热电偶4端口接在矩阵开关板卡2内，热电偶测量端通过转接电缆贴在航天器表面，程控电源3的输出端通过转接电缆与加热装置5绝缘连接。子系统包括测试主机7和输入及显示终端设备8，测试主机与输入及显示终端设备相连接并安装真空热系统测控软件，程控电源3、数字万用表1、测试主机使用网线连接至交换机6，组成局域网。如图3所示，真空热系统测控软件包括新建任务模块和测控主界面模块，所述新建任务模块包括热电偶测温配置模块、工况列表编辑模块和历史数据回看模块，所述测控主界面模块包括电源工况执行模块、温度数据采集模块、数据图表显示模块和故障超限报警模块，所述新建任务模块新建任务完成后跳转至测控主界面模块。该真空热系统测控软件主要是在航天器真空热实验中，实现对外热流准确模拟，即采用程控直流电源给红外加热装置供电，控制调节电流的大小来模拟卫星表面接收的空间外热流大小，配置测温设备实时监测对应点的温度。该软件的主要任务包括程控直流电源的驱动控制、数采设备的驱动控制、控制策略的实施、试验相关数据的存储与交互、试验过程数据的监视报警与判读分析等。

输入及显示终端设备8包括键盘、鼠标及显示器，与测试主机7相连接。

测试主机7采用DELL Vostro系列；交换机6采用TP-LINK TL-SG5428 24口全千兆系列。热电偶4使用的转接电缆接口为Y2-50ZJLM和Y27III-2255TK1L，加热装置5使用的绝缘加热转接电缆的接口是Y2-50TK和Y27-2255TK1LW。矩阵开关板卡2插在数字万用表1插槽内，共有80路开关，用于连接热电偶4的温度传感器。矩阵开关板卡2采用Keithley 7708交叉点簧片继电器矩阵开关，两块7708板卡可以实现80路开关通道切换，切换速度高达2000次/秒；数字万用表1采用Keithley 2701数字万用表，最高具有6位半的测量精度，支持采集J、K、N、T、E、R、S、B热电偶，热电偶4选用的是T型热电偶，量程为：-200至400℃，分辨率为0.001℃，满足航天器测温需求。程控电源3采用DH1790 160V/7.5A/360W单通道和DH176632V/3A/96W、32V/3A/96W、6V/3A/18W三通道两种型号电源，电源调节率41mA，设定分辨率1mA，符合航天器外热流设计要求。

如图2和图3所示，本发明还提供一种采用上述新型航天器真空热试验测控装置的测控方法，包括以下步骤：

S1、将热电偶接入矩阵开关板卡，矩阵开关板卡安装至数字万用表插槽，热电偶被测端贴在航天器表面；

S2、程控电源输出端通过转接电缆连接至真空装置内的加热装置；

S3、程控电源、数字万用表、测试主机使用网线连接至交换机，设置IP地址，组成局域网；

S4、登陆测试软件，根据试验任务编辑热电偶测温配置表、工况列表、测量编号、数据存储路径等，进入测控界面；工况列表指定时开环、开关、闭环等；

S5、载入报警声音文件，对温度超限，电源失连和网络失连触发报警，如果需要PID控温，设置52个通道的PID参数；

S6、加载编辑好的热电偶测温配置表，开启数字万用表和矩阵开关模块，循环采集热电偶温度，显示并保存；

S7、如果执行单个工况，点击工况编辑，进入单工况执行模式，载入编辑好的工况执行文件，对被控点进行开闭环或者开关控温；

S8、如果执行工况列表，即多个工况定时执行模式，载入编辑好的工况列表，对被控点定时执行不同的开闭环或者开关控温；

S9、点击暂停采集，停止采集热电偶温度，点击全部退电，停止程控电源输出，退出程序；

S10、使用Excel/Matlab软件，对长时间分段保存的电压电流温度数据拼接查看，确定整个真空热试验数据是否正常，来验证航天器在高真空低温环境下的电性能属性是否正常。

本发明还包含一种PID自整定方法，为了缩短试验准备时间，进一步提高外热流控制精度。具体实施方式如下：如果电源连接的是加热片，软件中选择继电反馈PID自整定，如果电源连接的是加热笼，软件中选择模糊规则PID自整定；开启数字万用表和矩阵开关模块，循环采集温度数据，作为反馈，PID参数根据选择模式，确定初始值后，开始自整定；自整定完成，弹窗提示用户，将自整定后的PID参数加载至软件，即可进行正式试验任务；

本发明实现了航天器在真空热试验中外热流准确控制，系统首次采用国产UDP程控直流电源给加热片或者红外加热装置供电，实时采集航天器被测点温度，根据加载的工况列表实时调控电流模拟航天器表面接收的空间外热流。首次结合了继电反馈和模糊规则PID自整定技术，缩短了试验准备时间，进一步提高了外热流模拟精度、通道数量以及不同厂家程控电源软件集成的兼容性，以满足未来更加复杂的航天器真空外热流测控需求。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。

本领域技术人员知道，除了以纯计算机可读程序代码方式实现本发明提供的系统、装置及其各个模块以外，完全可以通过将方法步骤进行逻辑编程来使得本发明提供的系统、装置及其各个模块以逻辑门、开关、专用集成电路、可编程逻辑控制器以及嵌入式微控制器等的形式来实现相同程序。所以，本发明提供的系统、装置及其各个模块可以被认为是一种硬件部件，而对其内包括的用于实现各种程序的模块也可以视为硬件部件内的结构；也可以将用于实现各种功能的模块视为既可以是实现方法的软件程序又可以是硬件部件内的结构。

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

Claims (10)

1.一种新型航天器真空热试验测控装置，其特征在于，包括数量相同的多个真空装置和多个子系统，所述真空装置包括数字万用表、矩阵开关板卡、程控电源、热电偶和加热装置，所述矩阵开关板卡安装在数字万用表插槽内，热电偶端口接在矩阵开关板卡内，热电偶测量端通过转接电缆贴在航天器表面，程控电源的输出端通过转接电缆与加热装置绝缘连接，所述程控电源、数字万用表、子系统使用网线连接至交换机，组成局域网。

2.根据权利要求1所述的新型航天器真空热试验测控装置，其特征在于，所述子系统包括测试主机和输入及显示终端设备，所述测试主机与输入及显示终端设备相连接并安装真空热系统测控软件，所述测试主机使用网线连接至交换机，所述真空热系统测控软件包括新建任务模块和测控主界面模块，所述新建任务模块包括热电偶测温配置模块、工况列表编辑模块和历史数据回看模块，所述测控主界面模块包括电源工况执行模块、温度数据采集模块、数据图表显示模块和故障超限报警模块，所述新建任务模块新建任务完成后跳转至测控主界面模块。

3.根据权利要求2所述的新型航天器真空热试验测控装置，其特征在于，所述测试主机采用DELL Vostro系列；所述交换机采用TP-LINK TL-SG5428 24口全千兆系列。

4.根据权利要求2所述的新型航天器真空热试验测控装置，其特征在于，所述输入及显示终端设备包括键盘、鼠标及显示器，与测试主机相连接。

5.根据权利要求1所述的新型航天器真空热试验测控装置，其特征在于，所述热电偶使用的转接电缆接口为Y2-50ZJLM和Y27III-2255TK1L，所述加热装置使用的绝缘加热转接电缆的接口是Y2-50TK和Y27-2255TK1LW。

6.根据权利要求1所述的新型航天器真空热试验测控装置，其特征在于，所述矩阵开关板卡插在数字万用表插槽内，共有80路开关，用于连接热电偶的温度传感器。

7.根据权利要求6所述的新型航天器真空热试验测控装置，其特征在于，所述矩阵开关板卡采用Keithley 7708交叉点簧片继电器矩阵开关，两块7708板卡可以实现80路开关通道切换，切换速度高达2000次/秒。

8.根据权利要求1所述的新型航天器真空热试验测控装置，其特征在于，所述数字万用表采用Keithley 2701数字万用表，最高具有6位半的测量精度，支持采集J、K、N、T、E、R、S、B热电偶，所述热电偶选用的是T型热电偶，量程为：-200至400℃，分辨率为0.001℃，满足航天器测温需求。

9.根据权利要求1所述的新型航天器真空热试验测控装置，其特征在于，所述程控电源采用DH1790 160V/7.5A/360W单通道和DH1766 32V/3A/96W、32V/3A/96W、6V/3A/18W三通道两种型号电源，电源调节率41mA，设定分辨率1mA，符合航天器外热流设计要求。

10.一种采用权利要求1所述的新型航天器真空热试验测控装置的测控方法，其特征在于，包括以下步骤：

S1、将热电偶接入矩阵开关板卡，矩阵开关板卡安装至数字万用表插槽，热电偶测量端贴在航天器表面；

S2、程控电源输出端通过转接电缆连接至真空装置内的加热装置；

S3、程控电源、数字万用表、测试主机使用网线连接至交换机，设置IP地址，组成局域网；

S4、登陆真空热系统测控软件，根据试验任务编辑热电偶测温配置表、工况列表、测量编号、数据存储路径，然后进入测控主界面；

S5、载入报警声音文件，对温度超限，电源失连和网络失连触发报警，如果需要PID控温，设置52个通道的PID参数；

S6、加载编辑好的热电偶测温配置表，开启数字万用表和矩阵开关模块，循环采集热电偶温度，显示并保存；

S7、如果执行单个工况，点击工况编辑，进入单工况执行模式，载入编辑好的工况执行文件，对被控点进行开闭环或者开关控温；

S8、如果执行工况列表，即多个工况定时执行模式，载入编辑好的工况列表，对被控点定时执行不同的开闭环或者开关控温；

S9、点击暂停采集，停止采集热电偶温度，点击全部退电，停止程控电源输出，退出程序；

S10、使用Excel/Matlab软件，对长时间分段保存的电压电流温度数据拼接查看，确定整个真空热试验数据是否正常，来验证航天器在高真空低温环境下的电性能属性是否正常。

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