CN111077855A - 一种应用于航天器单机热平衡控制系统 - Google Patents

一种应用于航天器单机热平衡控制系统 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种应用于航天器单机热平衡控制系统，包括：受试单机测试系统、热平衡小舱控制系统、热真空试验系统和监控计算机；其中，所述受试单机测试系统包括受试单机、单机地面测试设备、单机功率输出负载和单机功率输入电源；所述热平衡小舱控制系统包括热平衡小舱、加热回路、温度采样装置和数据采集仪；所述热真空试验系统包括真空系统、真空罐、中央控制系统、热沉和氮系统和程控计算机。本发明对航天器单机外部环境温度模拟、航天器热控分系统模拟和单机性能测试统一控制，可全方位精确单机热平衡试验进展情况，预警报警，保证单机安全可靠进行试验，节省热平衡试验时间、人力和物料，并可快速出具试验报告相应参数和曲线。

Description

一种应用于航天器单机热平衡控制系统
技术领域
本发明属于航天器单机热试验技术领域，尤其涉及一种应用于航天器单机热平衡控制系统。
背景技术
航天器热设计是衡量航天产品可靠性安全性重要设计内容之一。随着航天器对功率需求越来越高，航天器单机功率密度等级越来越高，对航天器热设计考验越来严苛，单机产品热设计直接关乎产品设计成败。
航天器因功能有不同，由不同分系统构成，分系统由各单机和组件组成，其中功率等级高的单机均需要做热平衡试验，以验证单机热设计的正确性，完善单机热分析模型。单机热平衡试验除了模拟航天器轨道环境条件外，还需模拟航天器热控系统单机级热控功能的装置，俗名热平衡试小舱。常规单机级热平衡试验有三个系统构成，单机热平衡试验测试系统、热平衡小舱控制系统，热平衡试验系统，目前热平衡小舱及其控制器系统均属于开环系统，尚处于人工控制，温度控制基本靠经验摸索，极大耗费试验原料和人力成本。无论是热平衡试验过程中均需控制热平衡小舱系统，还是在试验前，需要快速高效达到试验要求，在试验后，在保证产品免受热环境冲击情况下，恢复常温常压，全部人力操作，响应速度慢，无法满足航天型号产品研制进度要求，因此，航天器单机级热平衡试验迫切需要全面监控高效热平衡试验控制系统。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种应用于航天器单机热平衡控制系统，该控制系统对航天器单机外部环境温度模拟、航天器热控分系统模拟和单机性能测试统一控制，可全方位精确单机热平衡试验进展情况，预警报警，保证单机安全可靠进行试验，节省热平衡试验时间、人力和物料，并可快速出具试验报告相应参数和曲线。
本发明目的通过以下技术方案予以实现：一种应用于航天器单机热平衡控制系统，包括：受试单机测试系统、热平衡小舱控制系统、热真空试验系统和监控计算机；其中，所述受试单机测试系统包括受试单机、单机地面测试设备、单机功率输出负载和单机功率输入电源；所述热平衡小舱控制系统包括热平衡小舱、加热回路、温度采样装置和数据采集仪；所述热真空试验系统包括真空系统、真空罐、中央控制系统、热沉和氮系统和程控计算机；单机功率输入电源通过单机地面测试设备供电给受试单机，并通过受试单机输出功率给单机功率输出负载，完成受试单机不同试验工况的测试，其中，测试过程中受试单机内部温度检测装置检测测试点的温度，并将测试点的温度通过数据采集仪传递给监控计算机；监控计算机作为单机地面测试设备的上位机，显示不同试验工况的温度数据波形和单机性能试验波形，监控计算机通过单机性能试验波形检测出母线电压电流数据异常，立即进行预警或报警，并根据远程控制单机地面测试设备，及时保存数据并进行断电的操作；所述热平衡小舱的顶壁面、底壁面、前壁面、后壁面、左壁面和右壁面均设置有加热回路和温度采样装置，加热回路用于给热平衡小舱内部加热，温度采样装置采样热平衡小舱的温度，数据采集仪采集热平衡小舱的温度，并将热平衡小舱的温度通过以太网传递给监控计算机，监控计算机通过自适应算法控制加热回路实现热平衡小舱的温度闭环控制，并将热平衡小舱的温度记录在监控计算机并显示温度曲线，对热平衡小舱温度超限进行预警和报警；监控计算机接入热真空试验系统的程控计算机，作为程控计算机的上位机，设置真空罐的热平衡真空度要求和热平衡温度要求，真空系统根据热平衡真空度要求进行抽真空达到真空度要求，氮系统通过气氮模式和液氮模式控制热沉达到热平衡温度要求，程控计算机将热平衡温度数据上传给监控计算机。
上述应用于航天器单机热平衡控制系统中，所述受试单机设置于所述热平衡小舱内部；所述热平衡小舱设置于所述真空罐内。
上述应用于航天器单机热平衡控制系统中，所述数据采集仪分别与所述热平衡小舱和所述真空罐相连接；所述单机地面测试设备、所述单机功率输出负载和所述单机功率输入电源均与所述受试单机相连接。
上述应用于航天器单机热平衡控制系统中，所述真空系统、所述氮系统和所述热沉均与所述真空罐相连接。
上述应用于航天器单机热平衡控制系统中，抽真空按照粗真空、真空和高真空顺序达到真空度要求。
上述应用于航天器单机热平衡控制系统中，所述加热回路包括可编程直流电源和加热带，温度采样装置对受试单机温度进行采样，采样信号经小舱温度采样电缆给数据采集仪反馈给监控计算机，采样温度与设定温度比较，经自适应控制产生控制信号控制可编程控制直流电源输出功率给加热带供电，加热带给受试单机加热，最终达到受试单机设定温度。
本发明与现有技术相比具有如下有益效果：
1)传统航天器单机热平衡控制系统热平衡罩为开环系统，手动设置，需要长时间摸索，不但耗时，而且随着试验进行，设置值随之变化。本发明为温度闭环系统，以变步长算法自适应控制温度，更加科学高效。
2)本发明实现了受试单机测试系统、热平衡小舱控制系统、热平衡试验系统统一控制，全自动闭环控制系统，自动预警报警，直接输出试验参数曲线。
附图说明
通过阅读下文优选实施方式的详细描述，各种其他的优点和益处对于本领域普通技术人员将变得清楚明了。附图仅用于示出优选实施方式的目的，而并不认为是对本发明的限制。而且在整个附图中，用相同的参考符号表示相同的部件。在附图中：
图1是本发明实施例提供的应用于航天器单机热平衡试验控制系统示意图；
图2是本发明实施例提供的热平衡小舱控制系统的示意图；
图3是本发明实施例提供的受试单机测试系统的结构示意图。
具体实施方式
下面将参照附图更详细地描述本公开的示例性实施例。虽然附图中显示了本公开的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本公开，并且能够将本公开的范围完整的传达给本领域的技术人员。需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。
图1是本发明实施例提供的应用于航天器单机热平衡试验控制系统示意图。如图1所示，该应用于航天器单机热平衡试验控制系统包括受试单机测试系统、热平衡小舱控制系统、热平衡试验系统和热真空试验系统；其中，
所述受试单机测试系统包括受试单机、单机地面测试设备、单机功率输出负载和单机功率输入电源；
所述热平衡小舱控制系统包括热平衡小舱、可编程功率电源和数据采集仪；
所述热真空试验系统包括真空系统、真空罐、中央控制系统、热沉、氮系统等；
所述受试单机测试系统，单机功率输入电源通过单机地面测试设备供电给受试单机，并通过受试单机输出功率给负载设备，完成受试单机工况测试，测试过程中受试单机内部温度检测装置检测测试点温度通过数据采集仪传递给监控计算机，完成航天期单机热平衡某一特定工况热平衡温度数据，通过监控计算机设置不同工况，完成不同工况下热平衡试验数据。监控计算机作为单机地面测试设备的上位机，显示不同试验工况温度数据波形和单机性能试验波形如母线电压、电流等数据，监控计算机检测出母线电压电流数据异常，立即进行预警或报警，并根据远程控制单机地面测试设备，及时保存数据并进行断电等操作
所述热平衡小舱控制系统的小舱的顶、底、前、后、左、右壁面设计并安装了加热回路和温度采样装置。加热回路由可编程直流电源、电阻丝以及导线及接插件组成，可编程直流电源通过监控计算机给控制功率供电给加热带电阻完成热平衡小舱加热，数据采集仪通过温度采集信号电缆采集温度采样装置测试小舱温度，通过以太网传递给监控计算机，监控计算机运行自适应算法控制可编程直流电源功率实现热平衡小舱的温度闭环控制。并温度采集数据记录在监控计算机并显示温度曲线，对热平衡小舱温度超限进行预警和报警。
所述热真空试验系统，监控计算机接入热真空试验系统程控计算机，作为程控计算机的上位机，设置真空罐的热平衡真空度要求和热平衡温度要求，真空系统根据热平衡真空度要求进行抽真空达到真空度要求，氮系统通过气氮模式和液氮模式控制热沉达到热平衡温度要求，程控计算机将热平衡试验数据上传给监控计算机。
所述监控计算机整合数据给出航天器单机某一真空度下，某一温度下，不同工况下，受试单机热平衡数据，形成数据曲线，给出试验结果。
所述受试单机测试系统包括受试单机、单机地面测试设备、单机功率输出负载、单机功率输入电源以及连接电缆。所述热平衡小舱控制系统包括热平衡小舱、加热回路及热电偶、可编程功率电源、温度采集仪及其连接电缆。所述热平衡试验系统包括真空罐、真空系统、氮系统、热沉、监控计算机以及控制箱电缆。所述受试单机测试系统通过单机地面测试设备通过对单机功率输入电源、单机功率输出负载设置完成热平衡试验工况要求。并将试验工况数据传送给监控计算机，监控计算机作为单机地面测试设备上位机，显示试验工况数据波形，并远程控制单机地面测试设备。所述热平衡小舱系统，通过监控计算机设置热平衡小舱温度要求，通过温度采集仪采集加热回路采集热平衡小舱温度，控制可编程功率开关和功率大小实现热平衡小舱温度要求，监控计算机作为温度采集仪数据终端，显示热平衡试验系统温度数据，并对热平衡试验过程中温度超限进行预警、报警。所述热平衡试验系统，通过监控计算机设置热平衡真空度、温度要求控制真空系统和氮系统完成热平衡试验要求。真空系统根据真空度不同要求，抽真空按照粗真空、真空和高真空顺序达到真空度要求。氮系统通过气氮模式、液氮模式控制热沉达到相应的热平衡试验要求温度，监控计算机作为热平衡试验系统程控计算机完成热平衡试验系统控制要求。所述系统通过监控计算机监控受试单机测试系统、热平衡小舱控制系统、热平衡试验系统，完成受试单机热平衡试验，并给出热平衡试验工况下，受试单机性能、温度试验环境结果，形成热平衡试验报告，实现了热平衡试验全面闭环自动化控制。
受试单机设置于所述热平衡小舱内部；所述热平衡小舱设置于所述真空罐内，所述加热回路与所述受试单机相连接。所述温度采集仪分别与所述热平衡小舱和所述真空罐相连接；所述单机地面测试设备、所述单机功率输出负载和所述单机功率输入电源均与所述受试单机相连接。所述真空系统、所述氮系统和所述热沉均与所述真空罐相连接。所述温度采集仪、所述可编程功率电源、所述单机地面测试设备、所述单机功率输出负载、所述单机功率输入电源、所述真空系统、所述氮系统和所述热沉均与所述监控计算机相连接。
如图2所示，热平衡小舱系统由热平衡小舱，加热回路、温度采样装置、可编程直流电源和数据采集器以及导线和电连接器组成。热平衡小舱由舱体和底板构成，舱体前、后、左、右和顶以及底板都设计并安装加热带，并分布安装了温度采集装置，舱体开由电缆口给加热回路功率输入和温度采集信号电缆出线。温度采集装置对受试单机温度进行采样，采样信号经小舱温度采样电缆给数据采集仪反馈给监控计算机，采样温度与设定温度比较，经自适应控制产生控制信号控制可编程控制直流电源输出功率给加热带供电，加热带给受试单机加热，最终达到受试单机设定温度。
如图3所示，受试单机测试系统包括受试单机、单机功率输入电源、单机输出负载和单机地面测试设备和温度采样装置及其电缆电连接器组成；其中，
受试单机温度采集装置采集温度数据经过温度采样信号电缆传送给数据采集仪。监控计算机设施某一工况给单机功率输入和单机功率输出负载设备，受试单机按照工况工作，工作过程中受试单机功耗转为热量，引起受试单机内部发生，主要为功率器件发热，温度采集装置采集发热温度数据传递给监控计算机，监控计算机通过器件允许温度降额监控元器件工作温度，一旦超过限制，预警和报警。
传统航天器单机热平衡控制系统热平衡罩为开环系统，手动设置，需要长时间摸索，不但耗时，而且随着试验进行，设置值随之变化。本发明为温度闭环系统，以变步长算法自适应控制温度，更加科学高效；本发明实现了受试单机测试系统、热平衡小舱控制系统、热平衡试验系统统一控制，全自动闭环控制系统，自动预警报警，直接输出试验参数曲线。
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

Claims (6)

1.一种应用于航天器单机热平衡控制系统，其特征在于包括：受试单机测试系统、热平衡小舱控制系统、热真空试验系统和监控计算机；其中，
所述受试单机测试系统包括受试单机、单机地面测试设备、单机功率输出负载和单机功率输入电源；
所述热平衡小舱控制系统包括热平衡小舱、加热回路、温度采样装置和数据采集仪；
所述热真空试验系统包括真空系统、真空罐、中央控制系统、热沉和氮系统和程控计算机；
单机功率输入电源通过单机地面测试设备供电给受试单机，并通过受试单机输出功率给单机功率输出负载，完成受试单机不同试验工况的测试，其中，测试过程中受试单机内部温度检测装置检测测试点的温度，并将测试点的温度通过数据采集仪传递给监控计算机；
监控计算机作为单机地面测试设备的上位机，显示不同试验工况的温度数据波形和单机性能试验波形，监控计算机通过单机性能试验波形检测出母线电压电流数据异常，立即进行预警或报警，并根据远程控制单机地面测试设备，及时保存数据并进行断电的操作；
所述热平衡小舱的顶壁面、底壁面、前壁面、后壁面、左壁面和右壁面均设置有加热回路和温度采样装置，加热回路用于给热平衡小舱内部加热，温度采样装置采样热平衡小舱的温度，数据采集仪采集热平衡小舱的温度，并将热平衡小舱的温度通过以太网传递给监控计算机，监控计算机通过自适应算法控制加热回路实现热平衡小舱的温度闭环控制，并将热平衡小舱的温度记录在监控计算机并显示温度曲线，对热平衡小舱温度超限进行预警和报警；
监控计算机接入热真空试验系统的程控计算机，作为程控计算机的上位机，设置真空罐的热平衡真空度要求和热平衡温度要求，真空系统根据热平衡真空度要求进行抽真空达到真空度要求，氮系统通过气氮模式和液氮模式控制热沉达到热平衡温度要求，程控计算机将热平衡温度数据上传给监控计算机。
2.根据权利要求1所述的应用于航天器单机热平衡控制系统，其特征在于：所述受试单机设置于所述热平衡小舱内部；所述热平衡小舱设置于所述真空罐内。
3.根据权利要求2所述的应用于航天器单机热平衡控制系统，其特征在于：所述数据采集仪分别与所述热平衡小舱和所述真空罐相连接；
所述单机地面测试设备、所述单机功率输出负载和所述单机功率输入电源均与所述受试单机相连接。
4.根据权利要求3所述的应用于航天器单机热平衡控制系统，其特征在于：所述真空系统、所述氮系统和所述热沉均与所述真空罐相连接。
5.根据权利要求4所述的应用于航天器单机热平衡控制系统，其特征在于：抽真空按照粗真空、真空和高真空顺序达到真空度要求。
6.根据权利要求3所述的应用于航天器单机热平衡控制系统，其特征在于：所述加热回路包括可编程直流电源和加热带，温度采样装置对受试单机温度进行采样，采样信号经小舱温度采样电缆给数据采集仪反馈给监控计算机，采样温度与设定温度比较，经自适应控制产生控制信号控制可编程控制直流电源输出功率给加热带供电，加热带给受试单机加热，最终达到受试单机设定温度。
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