CN112034873B - Meo导航卫星热控系统 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种MEO导航卫星热控系统，MEO导航卫星包括由多个星体结构板围成的平台舱和载荷舱，其中所述MEO导航卫星的+X面指向太阳，所述MEO导航卫星的+Z面指向地心，所述MEO导航卫星热控系统包括：包裹所述平台舱的平台舱+Y散热区、平台舱‑Y散热区、平台舱‑Z散热区及平台舱+Z散热区；以及包裹所述载荷舱的载荷舱+Y散热区、载荷舱‑Y散热区、载荷舱‑X散热区、载荷舱+Y扩展散热区及载荷舱‑Y扩展散热区，其中所述载荷舱‑X散热区内部设置多个载荷舱‑X板，载荷舱‑X板上的设备通过所述载荷舱‑X散热区散热。
Description
技术领域
本发明涉及航空航天技术领域，特别涉及一种MEO导航卫星热控系统。
背景技术
卫星导航系统是重要的空间基础设施，为人类社会生产和生活提供全天候的精准时空信息服务，是实现社会经济发展，保证国家安全的大国重器。而卫星热控系统是重要的服务保障系统，需满足已定轨道、姿态及工作模式条件下星上所有仪器设备温度指标要求。是以卫星总体方案和构型布局为基础，通过合理的热设计和热分析，有效组织舱内设备扩散热以及舱内、外热交换，经仿真分析和试验验证等手段，最终获得高效、可靠的热控设计方法。导航卫星热控系统除保证星上设备正常工作温度和储存温度外，还需满足载荷大功率密度设备扩散热需求,以原子钟为代表的时频系统高温度稳定度控制需求，蓄电池组储存/工作温度控制要求等。
北斗卫星导航系统是我国自主研制的全球卫星导航系统，计划于2020年底前正式实现全球覆盖，成为世界一流的卫星导航系统。MEO导航卫星热控系统设计及要求如下。
采用“一箭双星”上面级直接入轨发射方式能实现快速发射，有效缩减卫星入轨时间及发射成本，实现快速组网。但由于入轨过程中热环境复杂，载荷设备处于关机状态，热控可用能源有限，给整星温度控制带来诸多不利因素。需要通过仿真分析对整星温度变化进行预示并采取相应主动热控措施，确保整星温度指标满足要求。
MEO卫星属于一颗典型的中轨道、高功能密度、高功率密度板式构型卫星，受火箭整流罩空间约束，使整星外形尺寸受到严格限制，卫星可用散热区面积严重不足，散热压力大，需要解决载荷大功率功放及相控阵天线局部高热流密度扩散热需求，使整星热控设计难度显著增加，需要采取相应特殊热控措施。
卫星载荷原子钟及时频系统设备是导航卫星的重要组成部分，为卫星系统提供高准确度、高稳定度的时间频率源。而原子钟及时频系统设备工作性能与环境温度变化密切相关，属于温度敏感型设备，为保证卫星信号连续性及稳定性，要求原子钟在轨温变速率不大于±0.5℃/15h，时频设备温变速率不大于±5℃/24h，原子钟及时频系统设备温度稳定度控制具有较大难度。
此外，根据总体任务要求热控系统在轨运行期间应具备故障自主诊断，告警及自主恢复功能，确保卫星运行期间不发送或少发送指令操作，减少地面运维工作量。对温度控制点和加热器潜在的故障形式以及蓄电池组控温需求进行分析，指定自主处理措施。整星热控设计需全部采用自主故障诊断及自主处理方式。
由于MEO卫星是国内首次采用上面级“一箭双星”直接发射入轨发射方式的中轨道卫星，与传统先展太阳帆板变轨发射方式显著不同，与传统发射方式相比，采用上面级直接发射入轨方式可显著减少入轨时间(传统变轨发射方式入轨时间至少需要约数天不等，上面级发射方式只需要3至5小时)，卫星采用上面级直接发射方式可显著减低发射成本，提高发射效率。但同时也带来诸多不利于影响，尤其是在有限能源条件下的上升段整星设备温度的控制，需要采取特殊温度控制策略。
由于采用上面级直接入轨发射方式要求，将原本5吨量级卫星重量压缩至1吨左右，使整星构型和重量大幅缩减。因此MEO卫星属于典型高功能密度、高功率密度卫星，大功率密度设备散热设计存在一定困难。与直接入轨发射方式的大尺寸，大重量卫星相比，需要采用更加高效的等温化及散热措施。卫星载荷原子钟及时频系统设备是导航卫星的重要组成部分，其工作性能与环境温度变化密切相关，为保证其在轨连续、稳定运行，必须提供良好的温度环境。
原子钟舱采用隔热设计、等温化设计及控制算法进行系统热控设计。原子钟舱与星体隔热安装并开设散热面，舱板内表面包括多层隔热组件；通过预埋热管网络实现原子钟板的等温化，保证原子钟温度一致性的同时，在加热区与控温点之间形成高效传热路径；采用适合原子钟舱板热控特性的算法及参数实现舱板高温度稳定度控制，使用可调节母线电压加热器进行主动控温。对于其他时频系统设备采用被控热控设计为主，布置于受外热流影响较小的散热区的方式进行温度稳定度控制。与传统比例控制算法相比，参与控制的每路加热器在控制周期内均需开关一次。若控制周期取30s，设计寿命按10年计算，则加热器开关次数接近千万次，使用“分段比例”控制算法加热器开关次数减少近30％，提高加热器可靠性。
由于北斗卫星导航系统由数十颗卫星星座组成，受制于国内地面站数量及布点限制，不可能同时对所有卫星进行监测及操控，为减少地面运维操作人员工作量，要求卫星具备在轨自主运行及故障处理能力，之前卫星热控设计对自主运行无要求或要求较低。因此，热控系统采用在轨运行及故障自主诊断设计后，可显著减少地面运维人员工作量，提高系统运行稳定性。
发明内容
本发明的目的在于提供一种MEO导航卫星热控系统，以解决现有的MEO卫星“一箭双星”上升段整星设备温度的控制难度大的问题。
本发明的目的在于提供一种MEO导航卫星热控系统，以解决现有的卫星热控设计需要占用太多地面运维工作量的问题。
为解决上述技术问题，本发明提供一种MEO导航卫星热控系统，MEO导航卫星包括由多个星体结构板围成的平台舱和载荷舱，其中所述MEO导航卫星的+X面指向太阳，所述MEO导航卫星的+Z面指向地心，所述MEO导航卫星热控系统包括：
包裹所述平台舱的平台舱+Y散热区、平台舱-Y散热区、平台舱-Z散热区及平台舱+Z散热区；以及
包裹所述载荷舱的载荷舱+Y散热区、载荷舱-Y散热区、载荷舱-X散热区、载荷舱+Y扩展散热区及载荷舱-Y扩展散热区，其中所述载荷舱-X散热区内部设置多个载荷舱-X板，载荷舱-X板上的设备通过所述载荷舱-X散热区散热。
可选的，在所述的MEO导航卫星热控系统中，所述MEO导航卫星热控系统还包括：
设置于载荷舱+Y侧的原子钟舱散热区，与原子钟舱之间隔热连接，舱板内表面及设备表面包覆多层隔热组件，并设置加热器，以对帆板红外热流及太阳热流扰动进行修正，保持原子钟板高温度稳定度的控制需求。
可选的，在所述的MEO导航卫星热控系统中，所述MEO导航卫星还包括相控阵天线，其中：
所述相控阵天线被布置在载荷舱+Z板上，通过外贴热管将相控阵天线热交换面热耗引至所述载荷舱-X散热区进行耗散；
所述相控阵天线由相控阵TR芯片、铝合金盒体、相控阵内部热管、热交换面及外贴热管组成；
相控阵TR芯片的热耗传至铝合金盒体上，所述铝合金盒体的非电气集成区域设置槽道，所述相控阵内部热管被布置在槽道内，将铝合金盒体的热量传至热交换面，热交换面的另一侧安装外贴热管，外贴热管蒸发段与热交换面进行导热连接，外贴热管另一端冷凝段与所述星体结构板进行导热连接，在该星体结构板的表面设置主动控温区；
当相控阵天线处于关机状态时，通过加热对相控阵天线进行保温。
可选的，在所述的MEO导航卫星热控系统中，所述载荷舱-X板上设置有：固态放大器大功率密度区、行波管放大器大功率密度区、主散热区、预埋及外贴热管网络、增量设备散热区及扩展散热区。
可选的，在所述的MEO导航卫星热控系统中，所述MEO导航卫星还包括蓄电池组，其中：
两组蓄电池组与外表设置有散热区的所述星体结构板进行导热连接，所述蓄电池组包覆多层隔热组件；
两组蓄电池安装板预埋两根U型热管进行均热；
蓄电池组套筒表面布置加热器，星务软件根据蓄电池组测温点的温度值自主控温；
所述星务软件根据卫星所处空间环境自主设置蓄电池组的控温阈值，包括：
当轨道光照角小于设定值时，卫星处于阴影区，蓄电池组处于工作状态，所述星务软件设置工作温度阈值，蓄电池组温度控制在工作温度范围；
当轨道光照角大于设定值时，卫星处于光照季，蓄电池组处于储存状态，所述星务软件设置储存温度阈值，蓄电池组温度控制在储存温度范围。
可选的，在所述的MEO导航卫星热控系统中，还包括独立控温舱，其中：
所述独立控温舱包括独立控温舱板、主控温区、备控温区、预埋热管、主备控温点及多个独立控温设备；
各个独立控温设备之间通过预埋热管进行等温化连接，在独立控温舱板内表贴近预埋热管处设置主控温区，备控温区以及主备控温点，使其之间具有热响应关系；
采用开关或PWM控制算法通过主控温区或备控温区对独立控温舱板进行温度控制；
通过上注参数对控制目标温度、控制周期及占空比进行设置。
可选的，在所述的MEO导航卫星热控系统中，还包括主加热器和备加热器，其中：
当前温度低于主加热开限，所述主加热器开启；
当前温度低于备加热开限，所述备加热器开启；
所述主加热开限高于所述备加热开限；
当前温度高于加热关限，所述主加热器和所述备加热器均关闭。
可选的，在所述的MEO导航卫星热控系统中，还包括：
程控逻辑入口模块，被配置为判断当前该控温区是否需要进行闭环控制或开环控制，默认为使能状态，通过地面指令操作切换为禁止状态；
温度有效性判断模块，被配置为当该控温区为使能状态时将所采集的参与闭环控制温度数据与预先设置的正常范围阈值进行比较：
当控温点温度数据处于正常范围阈值内，则测点温度数据有效并参与闭环控制，当控温点温度数据处于正常范围阈值外，则测点温度数据无效并不参与闭环控制，并自动切换该温区其他有效测温点；
当前温度与主开限温度比较模块、当前温度与备开限温度比较模块、当前温度与加热关限温度比较模块，被配置为分别将有效的温度数据与主加热开限、备加热开限、加热关限进行比较，并根据比较结果进行相应加热器开关操作；以及
所述标记逻辑参数模块用于标记加热器状态及测温有效性，完成本次控温逻辑循环。
可选的，在所述的MEO导航卫星热控系统中，还包括：
温度均无效入口模块，被配置为当控温区控温数据均无效时，自动设置程控逻辑为禁止状态，进入预设盲控模式；
无源或小功率温区判断模块，被配置为判断当该控温区为无源或小功率温区时只开启主加热器；以及
大功率温区判断模块，被配置为判断当该控温区为大功率温区时，关闭主备加热器。
可选的，在所述的MEO导航卫星热控系统中，
通过仿真分析将有限功耗资源分配至整星设备最需要进行主动加热的区域，采用延时指令制定加热器开关方式确保上升段所使用能源功率受控，通过发射时刻倒计时在所需要的时间段触发相应加热器开指令。
在本发明提供的MEO导航卫星热控系统中，通过在MEO导航卫星的+X面指向太阳，MEO导航卫星的+Z面指向地心的情况下，平台舱+Y散热区、平台舱-Y散热区、平台舱-Z散热区及平台舱+Z散热区包裹平台舱，载荷舱+Y散热区、载荷舱-Y散热区、载荷舱-X散热区、载荷舱+Y扩展散热区及载荷舱-Y扩展散热区包裹载荷舱，载荷舱-X散热区内部设置多个载荷舱-X板，载荷舱-X板上的设备通过载荷舱-X散热区散热，实现了以简单的舱板改造和布局即达到MEO卫星“一箭双星”上升段整星设备温度的控制目标。
附图说明
图1是本发明一实施例MEO导航卫星热控系统示意图；
图2是本发明一实施例卫星载荷舱-X板等温化设计示意图；
图3是本发明一实施例相控阵天线热控设计状态示意图；
图4是本发明一实施例蓄电池组热控设计状态示意图；
图5是本发明一实施例推进系统热控设计状态示意图；
图6是本发明一实施例独立控温舱热控设计状态示意图；
图7是本发明一实施例热控主备三限控温逻辑示意图；
图8是本发明一实施例热控故障自主诊断及处理流程示意图。
01-卫星平台舱；02-卫星载荷舱；11-平台舱+Y散热区；12-平台舱-Y散热区；13-平台舱-Z散热区；14-平台舱+Z散热区；15-载荷舱+Y散热区；16-载荷舱-Y散热区；17-载荷舱-X散热区；18-载荷舱+Y扩展散热区；19-载荷舱-Y扩展散热区；20-原子钟舱散热区；21-相控阵天线；30-设备安装板；31-固态放大器大功率密度区；32-行波管放大器大功率密度区；33-主散热区；34-设备安装板预埋及外贴热管网络；35-增量设备散热区；36-扩展散热区；40-相控阵TR芯片；41-铝合金盒体；42-相控阵内部热管；43-热交换面；44-相控阵外贴热管；46-蓄电池组；47-蓄电池组预埋热管；48-测温点；49-加热器；50-贮箱；51-推进管路；52-自锁阀；53-压力传感器；54-电磁阀；55-推力室；60-独立控温舱板；61-主控温区；62-备控温区；63-独立控温舱板预埋热管；64-主备控温点；65-设备1；66-设备2；67-设备3；68-设备4；71-加热关限；72-主加热开限；73-备加热开限；74-主加热控温曲线；75-备加热控温曲线；80-程控逻辑入口模块；81-温度有效性判断模块；82-温度均无效入口模块；83-当前温度与主开限温度比较模块；84-当前温度与备开限温度比较模块；85-当前温度与加热关限温度比较模块；86-无源或小功率温区判断模块；87-大功率温区判断模块；88-标记逻辑参数模块。
具体实施方式
以下结合附图和具体实施例对本发明提出的MEO导航卫星热控系统作进一步详细说明。根据下面说明和权利要求书，本发明的优点和特征将更清楚。需说明的是，附图均采用非常简化的形式且均使用非精准的比例，仅用以方便、明晰地辅助说明本发明实施例的目的。
另外，除非另行说明，本发明的不同实施例中的特征可以相互组合。例如，可以用第二实施例中的某特征替换第一实施例中相对应或功能相同或相似的特征，所得到的实施例同样落入本申请的公开范围或记载范围。
本发明的核心思想在于提供一种MEO导航卫星热控系统，以解决现有的MEO卫星“一箭双星”上升段整星设备温度的控制难度大的问题。
本发明的核心思想在于提供一种MEO导航卫星热控系统，以解决现有的卫星热控设计需要占用太多地面运维工作量的问题。
为实现上述思想，本发明提供了一种MEO导航卫星热控系统，MEO导航卫星包括由多个星体结构板围成的平台舱和载荷舱，其中所述MEO导航卫星的+X面指向太阳，所述MEO导航卫星的+Z面指向地心，所述MEO导航卫星热控系统包括：包裹所述平台舱的平台舱+Y散热区、平台舱-Y散热区、平台舱-Z散热区及平台舱+Z散热区；以及包裹所述载荷舱的载荷舱+Y散热区、载荷舱-Y散热区、载荷舱-X散热区、载荷舱+Y扩展散热区及载荷舱-Y扩展散热区，其中所述载荷舱-X散热区内部设置多个载荷舱-X板，载荷舱-X板上的设备通过所述载荷舱-X散热区散热。
如图1所示，卫星采用平台舱(01)和载荷舱(02)两舱设计方式，按坐标系方案分为±X，±Y及±Z三个方向。卫星平台舱(01)又分为平台舱+Y散热区(11)、平台舱-Y散热区(12)、平台舱-Z散热区(13)、平台舱+Z散热区(14)；载荷舱(02)分为载荷舱+Y散热区(15)、载荷舱-Y散热区(16)、载荷舱-X散热区(17)、载荷舱+Y扩展散热区(18)、载荷舱-Y扩展散热区(19)、原子钟舱散热区(20)及相控阵天线(21)。
根据卫星对地定向以及偏航机动飞行特点，+X面指向太阳，+Z面指向地心，平台舱+X面为向阳面，受太阳热流影响较大，不设置散热区；±Y面与太阳光保持平行状态，基本不受太阳照射影响，分别设置平台舱+Y散热区(11)和平台舱-Y散热区(12)，用于布置平台大功率设备及温度敏感设备；±Z面每轨道周期交替受太阳热流影响，具有一定散热能力，分别设置平台舱+Z散热区(14)和平台舱-Z散热区(13)，适合布置小功率设备及温度不敏感设备。
同样在载荷舱±Y侧面分别设置载荷舱+Y散热区(15)和载荷舱-Y散热区(16)由于载荷舱现有散热区面积已不能满足设备散热需求，相应的设计载荷舱+Y扩展散热区(18)和载荷舱-Y扩展散热区(19)，两散热区之间通过布置热管网络形成高效热量传递通道，将主散热区布置设备热耗通过扩展散热区进行耗散，提高载荷舱整体散热能力。由于载荷舱-X面始终不受太阳照射，属于理想的散热面，相应的设置载荷舱-X散热区(17)，通过外贴热管网络将载荷舱+Z板布置大功率设备相控阵天线(21)热交换面热耗引至载荷舱-X散热区(17)进行耗散，同时耗散布置于载荷舱-X板内表设备的热耗。
同样的载荷舱+Y侧设置原子钟舱散热区(20)，原子钟舱采用隔热设计连接方式，舱板内表面及设备表面包覆多层隔热组件，并辅以主动热控方式，采用“开关+分段比例”控温方式进行独立控温，以对帆板红外热流及太阳热流扰动进行修正，保持原子钟板高温度稳定度控制需求。
卫星等温化设计如图2所示，包括设备安装板(30)、固态放大器大功率密度区(31)、行波管放大器大功率密度区(32)、主散热区(33)、预埋及外贴热管网络(34)、增量设备散热区(35)及扩展散热区(36)。
对于载荷舱固态放大器大功率密度区(31)，行波管放大器大功率密度区(32)采用热管网络进行扩散热设计。具体实施过程针对固态放大器大功率氮化镓芯片采用导热安装方式与设备地面进行紧密接触，固态放大器大功率密度区(31)与设备安装板(30)进行导热安装，并在结构板内预埋及外贴热管网络(34)进行大功率区的扩散热，预埋热管与外贴热管形成正交热管网络，将大功率密度区热耗引至扩展散热区(36)或其他温度较低区域并通过散热区向宇宙空间进行耗散。行波管放大器大功率密度区(32)收集极功率热控策略与固态放大器大功率密度区(31)类似，由于该两台设备采用冷备份布置方式(互斥工作)，因此，将两台设备布置于相近位置。
针对择机进行搭载增量设备的总体需求，在方案论证阶段载荷舱设置增量设备散热区(35)，并预留机电热接口，当该组卫星需要配置增量设备时，将增量设备散热区(35)外表面全部开设散热区进行散热；当该组卫星不需要配置增量设备时，将增量设备散热区(35)外表面使用多层隔热组件进行局部遮挡，以适应载荷舱热耗变化需求。增设扩展散热区(36)目的是进一步降低载荷舱设备温度水平，进行有效的偏低温设备，确保载荷设备温度水平及工作可靠性。
相控阵天线热控设计状态如图3所示。系统设计主要由相控阵TR芯片(40)、铝合金盒体(41)、相控阵内部热管(42)、热交换面(43)及外贴热管(44)组成。
由于相控阵天线系统采用轻量化、小型化设计，数百个天线单元相控阵TR芯片(40)被集成在较小的尺寸范围内，散热问题突出，而相控阵天线安装面积有限，单机位于+Z面外表受热流影响不适宜开设散热面，大功率相控阵天线热控设计存在较大难度。因此采用“热管接力传热”的方式解决星载大功率相控阵天线散热问题。
相控阵天线内部TR芯片是天线主要热源，相控阵TR芯片(40)热耗先以导热方式传至铝合金盒体(41)上，在盒体非电气集成区域设置内表面光滑的半圆形槽道，并与相控阵内部热管(42)尺寸相匹配，安装过程将两个TR组件盒体相对安装，两个半圆槽道形成一个圆柱腔体，将涂覆导热填料的相控阵内部热管(42)插入腔体内，利用相控阵内部热管(42)将两部分T/R组件元器件热耗传至热交换面(43)。而相控阵天线热交换面(43)另一侧安装外贴热管(44)，外贴热管(44)蒸发段与热交换面(43)进行导热连接，外贴热管(44)另一端冷凝段与星体结构板进行导热连接，通过“热管接力传热”方式将相控阵天线内部TR芯片(40)进行收集，高效传至星体结构板进行耗散，在星体结构板表面设置主动控温区，当相控阵天线处于关机状态时，通过反向主动控温加热器方式对相控阵天线进行保温设，进而实现相控阵天线温度控制。该方式具有结构简单、功耗少、可靠性高、重量轻、易实施等优点。
如图4所示，蓄电池组(46)属于温度敏感型设备，工作性能受温度影响较大，阴影季工作温度要求偏高温，阳照季储存温度要求偏低温，且单体温差不大于3℃。两组蓄电池组与结构板进行导热安装，外表设置散热区；蓄电池组包覆多层组件；两组蓄电池安装板预埋两根U型热管(47)进行等温化设计，减少蓄电池组单体间温差。蓄电池组套筒表面布置主、备加热器(49)，根据测温点(48)所采集温度值大小采用星务软件自主控温方式。
星载软件模块可根据卫星所处空间环境自主设置蓄电池组控温阈值，不需地面人员干预，当轨道光照角β小于某设定值时，卫星处于阴影区，蓄电池处于工作状态，相应控温阈值自动设置为工作温度阈值，蓄电池温度控制在工作温度范围；当轨道光照角位于大于某设定值时卫星处于光照季，蓄电池组处于储存状态，相应控温阈值自动设置为为储存温度阈值，蓄电池温度控制在储存温度范围，通过以上控制策略实现蓄电池组在轨温度自主管理。
如图5所示，卫星推进系统组件主要由贮箱(50)、推进管路(51)、自锁阀(52)、压力传感器(53)、电磁阀(54)及推力室(55)组成。由于推进系统对温度指标要求较高，以上组件均需要采取热控措施及控温设计。贮箱(50)自身无热耗，表面积较大，辐射换热不易控制，热边界条件复杂，推进管路(51)，自锁阀(52)及压力传感器(53)等部件热容量小，易受周围环境影响。为减少推进系统导热方式漏热，贮箱(50)安装法兰与支架间使用隔热垫片进行隔热安装，推进管路(51)，自锁阀(52)及压力传感器(53)与安装板间加装玻璃钢垫块；为减小推进系统辐射方式漏热，推进系统贮箱(50)、推进管路(51)自锁阀(52)、压力传感器(53)表面均包敷多层隔热组件。多层组件外表为镀铝膜，内表为聚酰亚胺膜，每片多层组件就近进行接地处理，管路包覆多层组件通过搭接方式接地；为防止极端情况下推进系统温度过低，采用电加热器方式对贮箱(50)、推进管路(51)、自锁阀(52)、压力传感器(53)、电磁阀(54)进行主动温控，防止推进系统内部工质出现冻结情况发生。为保持推力室(55)始终处于高温状态要求，将推力室(55)与星体进行隔热设计，并采用铠装加热器维持推力室(55)高温状态。
对于星上有独立控温要求的设备设置独立控温舱，如图6所示，系统主要有独立控温舱板(60)、主控温区(61)、主控温区(62)、备控温区(63)、预埋热管(64)、主备控温点(65)、设备1(66)、设备2(67)、设备3(68)、设备4(69)。针对具有特殊温度指标控制要求的设备1(66)、设备2(67)、设备3(68)、设备4(69)但不局限于以上4个设备，由于与载荷舱其余设备控温指标要求相差较大。因此，采用独立控温舱板设计措施，将具有特殊温度指标控制要求的设备布置于独立控温舱板(60)，并设置独立散热区，各设备间通过预埋热管(64)进行等温化连接，保证舱板温度一致性，在独立控温舱板(60)内表贴近预埋热管(64)表面设置主控温区(61)，备控温区(62)以及主备控温点(64)，确保控温区与控温点之间具有热响应关系。采用开关或PWM控制算法通过主控温区(61)或被控温区(62)对独立控温舱板(60)进行满足设计指标要求的温度控制。并可通过上注参数方式对控制目标温度、控制周期、占空比等特性参数进行设置。
热控主动控温逻辑均采用主备三限控温逻辑，如图7所示。即加热器采用主备冗余设计方式，控温限采用加热关限(71)、主加热开限(72)和备加热开限(73)三限设计，如图7所示。主加热控温工作过程加热器开关限在主加热开限(72)和加热关限(71)之间，当前温度低于主加热开限(72)加热器开启，当前温度高于加热关限(71)加热器关闭，温度控制曲线如主加热控温曲线(74)；备加热控温工作过程加热器开关限在备加热开限(73)和加热关限(71)之间，当前温度低于备加热开限(73)加热器开启，当前温度高于加热关限(71)加热器关闭，温度控制曲线如备加热控温曲线(75)，设置过程备加热开限(73)略低于主加热开限(72)。热控设计只开启主加热器即可保证被控设备温度指标要求，当主加热器出现故障或被控温区温度低于主加热开限(72)时，触发备加热开限(73)，热控逻辑无需地面干预自动开启备加热器，对被控温区进行功率补偿，保障被控温设备处于最佳工作温度范围。
热控系统故障自主诊断及处理流程如图8所示。控制逻辑主要由程控逻辑入口模块(80)、温度有效性判断模块(81)、温度均无效入口模块(82)、当前温度与主开限温度比较模块(83)、当前温度与备开限温度比较模块(84)、当前温度与加热关限温度比较模块(85)、无源或小功率温区判断模块(86)、大功率温区判断模块(87)和标记逻辑参数模块(88)9个子模块组成。
程控逻辑入口模块(80)主要用于判断当前该控温区是否需要进行闭环控制或开环控制，默认为使能状态，可通过地面指令操作切换为禁止状态。当该控温区为使能状态时，所采集的参与闭环控制温度数据均通过温度有效性判断模块(81)与预先设置的正常范围阈值进行比较，当控温点温度数据处于正常范围阈值内认为测点温度数据有效参与闭环控制，当控温点温度数据处于正常范围阈值外认为测点温度数据无效不参与闭环控制，并自动切换该温区其他有效测温点，当控温区控温数据均无效时，自动设置程控逻辑为禁止状态，进入预设盲控模式。经过温度有效性判断模块(81)判断有效的温度数据参与控温逻辑闭环控制依次经过当前温度与主开限温度比较模块(83)、当前温度与备开限温度比较模块(84)、当前温度与加热关限温度比较模块(85)三个温度数据比较判断模块并根据判断结果进行相应加热器开关操作。当前温度低于主开限且高于备开限时开启主加热器，低于备开限时开启备加热器，高于加热关限时关闭主备加热器，经过标记逻辑参数模块(88)完成本次控温逻辑循环。经过温度有效性判断模块(81)判断均无效温度数据自动设置程控逻辑为禁止状态，进入预设盲控模式，经过无源或小功率温区判断模块(86)和大功率温区判断模块(87)判断，当该控温区为无源或小功率温区时只开启主加热器，当该控温区为大功率温区时，关闭主备加热器，经过标记逻辑参数模块(88)完成本次控温逻辑循环。
上升段热控策略，通过仿真分析方式将有限功耗资源分配至整星设备最需要进行主动加热方式，采用延时指令制定加热器开关方式确保上升段所使用能源功率受控，满足总体指标要求，采用延时指令另一优势是在星载计算机内部装订指令，通过T0时刻倒计时方式在所需要的时间段触发相应加热器开指令，控制过程不需要地面发送指令，减小地面操作，提高系统可靠性。采用仿真分析，装订延时指指定相应加热器开关方式有效保证上升段整星设备温度控制问题。
本发明的热控系统设计不同于以往卫星型号设计或首次进行设计内容包括上升段、正常工作及安全模式下热控设计、卫星散热区及扩展散热区设计、强适应性等温化设计、大功率密度相控阵天线热控设计、蓄电池组热控自主管理、推进系统热控设计、独立控温舱设计以及在轨热控自主故障诊断及处理设计等方面。
上升段采用延时指令，指定加热器开关方式在加热功率受控条件下对整星温度进行控制；在轨正常工作模式，所有程控逻辑均处于使能状态，但默认控温阈值开限设置低于控温区平衡温度，由于此时各控温区平衡温度均高于控温阈值开限不会触发加热器开启动作，无功率输出；卫星进入安全模式后，首先关闭星上全部加热器，自主判断卫星进入安全模式原因，当判断结果为因能源故障导致进入安全模式继续保持加热器全关状态，开启推进系统加热器；当判断结果为因非能源故障导致进入安全模式设置所有程控逻辑为使能状态，继续进行整星温度控制。
本发明的卫星散热区设计采用主散热区、增量设备散热区以及扩展散热区三种方式；所采用的主散热区、增量设备散热区及扩展散热区采用热管网络导热连接方式；对于大功率设备安装区结构板内部需布置预埋热管，对功率密集区进行扩散热设计；对于大功率设备安装区结构板内部需布置预埋热管，对功率密集区进行扩散热。
本发明的增量载荷散热区可根据设备配置情况及功耗大小对外部散热区使用多层组件进行遮挡或覆盖，可根据增量设备配置状态调整散热区散热能力，使热控设计适应性更加灵活；相控阵天线采用一体化热控设计方案，相控阵天线内部与卫星散热区采用“内部热管+外贴热管接力传热”高效传热方式进行散热设计；相控阵天线TR芯片(40)采用导热安装方式与铝合金盒体(41)进行连接，铝合金盒体(41)起固定支撑作用，又起扩散热作用，收集热量通过相控阵内部热管(42)引至天线外部热交换面(43)；其天线安装区采用导热安装方式，天线微波通道包覆锗模，其余表面包覆多层组件热控措施。当相控阵天线不工作时通过主动热控方式进行温度保持。
本发明的蓄电池组热控采用隔热设计、单体等温化及主动热控措施，并采用在轨全寿命期自主控温逻辑设计方式；两组蓄电池安装区通过热管进行热耦合，热管网络连接各蓄电池单体，保证电池组各单体之间温度均匀性；两组蓄电池安装套筒设置主动热控电加热器，并进行绝缘处理，根据仿真分析结果各加热区功率设计按照两侧大中间下分布趋势，蓄电池组两端及中间位置设计三个测温点；蓄电池组程控逻辑可根据卫星轨道光照情况进行控温阈值设置，阳照季自动按储存温度阈值设置，阴影季自动按工作温度阈值设置，保证蓄电池良好温度环境。
本发明的推进系统采用采用隔热设计及主动热控措施，并采用在轨全寿命期自主控温逻辑；推进系统贮箱(50)、推进管路(51)、自锁阀(52)、压力传感器(53)、电磁阀(54)均采用隔热垫块进行支撑安装，各产品组件表面包覆多层组件；推进系统贮箱(50)、推进管路(51)、自锁阀(52)、压力传感器(53)、电磁阀(54)电磁阀表面设置主备加热器进行温度控温，防止推进工质出现冻结情况；推进系统控温逻辑采用主备三限控制方式，正常模式推进组件温度维持在主开限和关限之间，当主份功率不足或异常时触发备加热器开限，推进组件温度维持在备开限和关限之间。
本发明对于具有特殊温控指标要求的仪器设备采用独立控温舱设计方式，将仪器设备集中放置于独立控温舱内，进行高温度指标要求设备的独立控温，将高温度指标温度控制范围最小化，节省整星热控资源；独立控温舱板(60)与星体结构进行隔热安装，控温板外表根据所需散热功率设置散热区，内部对星内可见区域包覆多层组件，舱内各仪器设备与独立控温舱板导热安装；独立控温舱板(60)内预埋热管网络连接各仪器设备安装区，使设备间温度更加均匀，独立控温舱板(60)内表适当区域设置主控温区(61)和备控温区(62)，被控温区温度敏感位置设置主备控温点(64)，主备控温点位置应尽量靠近；控制算法采用开关控制与比例控制相结合方式，当被控设备温度超出比例控温区间时，采用开关控制算法使舱板温度尽快收敛，当被控设备温度进入比例控温区间时，采用比例算法进行控制使舱板温度缓慢变化并逐步稳定。
本发明的热控逻辑设计均采用主备三限控温逻辑，分别为主加热开限(72)、备加热开限(73)和加热关限(71)，主加热器温度控制在主加热开限和加热关限之间，备加热器温度控制在备加热开限和加热关限之间，且备加热开限(73)略低于主加热开限(72)；正常模式下只需开启主份加热器即可满足被控温区温度控制需求，备加热器处于常关闭状态，故障模式主份加热器功率不足通过被控温区触发备加热开限(73)自动开启备加热器进行控温，主加热开限(72)、备加热开限(73)和加热关限(71)均可通过注入参数进行设置。
本发明热控系统设计均采用故障自主诊断及处理流程，设置温度有效性判断模块(81)，当控温数据判断有效时采用正常控温逻辑，当控温数据判断无效时采用盲控方式，对于无源/小功率设备温区采用只开主加热器控制方式，对于大功率设备温区采用加热器全关控制方式；控温逻辑开始阶段设置程控逻辑入口模块(80)，可根据需要选择进入程控模式或手动模式，默认值为使能，控温逻辑结束阶段设置标记逻辑参数模块(80)，该控制循环结束前标记相关控制参数并向主程序传输，供设计师进行状态判别；对于温度有效性判断模块(81)设置多个温度闭环点，可通过地面指令方式选择使用某一点进行温度控制，当主控点温度数据判断异常时可依次自主切换至相同控温区其他处于有效状态的温度控制点，具备测温点故障自主切换功能；热控控温逻辑故障自主诊断及处理逻辑相关参数均可通过地面注入参数方式进行设置，可根据在轨实际需求进行重构或状态刷新，而不影响热控系统正常工作。
综上，上述实施例对MEO导航卫星热控系统的不同构型进行了详细说明，当然，本发明包括但不局限于上述实施中所列举的构型，任何在上述实施例提供的构型基础上进行变换的内容，均属于本发明所保护的范围。本领域技术人员可以根据上述实施例的内容举一反三。
本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的系统而言，由于与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。
上述描述仅是对本发明较佳实施例的描述，并非对本发明范围的任何限定，本发明领域的普通技术人员根据上述揭示内容做的任何变更、修饰，均属于权利要求书的保护范围。
Claims (9)
1.一种MEO导航卫星热控系统，其特征在于，MEO导航卫星包括由多个星体结构板围成的平台舱和载荷舱，其中所述MEO导航卫星的+X面指向太阳，所述MEO导航卫星的+Z面指向地心，所述MEO导航卫星热控系统包括：
包裹所述平台舱的平台舱+Y散热区、平台舱-Y散热区、平台舱-Z散热区及平台舱+Z散热区；以及
包裹所述载荷舱的载荷舱+Y散热区、载荷舱-Y散热区、载荷舱-X散热区、载荷舱+Y扩展散热区及载荷舱-Y扩展散热区，其中所述载荷舱-X散热区内部设置多个载荷舱-X板，载荷舱-X板上的设备通过所述载荷舱-X散热区散热；
其中所述MEO导航卫星还包括相控阵天线，其中：
所述相控阵天线被布置在载荷舱+Z板上，通过外贴热管将相控阵天线热交换面热耗引至所述载荷舱-X散热区进行耗散；
所述相控阵天线由相控阵TR芯片、铝合金盒体、相控阵内部热管、热交换面及外贴热管组成；
相控阵TR芯片的热耗传至铝合金盒体上，所述铝合金盒体的非电气集成区域设置槽道，所述相控阵内部热管被布置在槽道内，将铝合金盒体的热量传至热交换面，热交换面的另一侧安装外贴热管，外贴热管蒸发段与热交换面进行导热连接，外贴热管另一端冷凝段与所述星体结构板进行导热连接，在该星体结构板的表面设置主动控温区；
当相控阵天线处于关机状态时，通过加热对相控阵天线进行保温。
2.如权利要求1所述的MEO导航卫星热控系统，其特征在于，所述MEO导航卫星热控系统还包括：
设置于载荷舱+Y侧的原子钟舱散热区，与原子钟舱之间隔热连接，舱板内表面及设备表面包覆多层隔热组件，并设置加热器，以对帆板红外热流及太阳热流扰动进行修正，保持原子钟板高温度稳定度的控制需求。
3.如权利要求1所述的MEO导航卫星热控系统，其特征在于，所述载荷舱-X板上设置有：固态放大器大功率密度区、行波管放大器大功率密度区、主散热区、预埋及外贴热管网络、增量设备散热区及扩展散热区。
4.如权利要求1所述的MEO导航卫星热控系统，其特征在于，所述MEO导航卫星还包括蓄电池组，其中：
两组蓄电池组与外表设置有散热区的所述星体结构板进行导热连接，所述蓄电池组包覆多层隔热组件；
两组蓄电池安装板预埋两根U型热管进行均热；
蓄电池组套筒表面布置加热器，星务软件根据蓄电池组测温点的温度值自主控温；
所述星务软件根据卫星所处空间环境自主设置蓄电池组的控温阈值，包括：
当轨道光照角小于设定值时，卫星处于阴影区，蓄电池组处于工作状态，所述星务软件设置工作温度阈值，蓄电池组温度控制在工作温度范围；
当轨道光照角大于设定值时，卫星处于光照季，蓄电池组处于储存状态，所述星务软件设置储存温度阈值，蓄电池组温度控制在储存温度范围。
5.如权利要求1所述的MEO导航卫星热控系统，其特征在于，还包括独立控温舱，其中：
所述独立控温舱包括独立控温舱板、主控温区、备控温区、预埋热管、主备控温点及多个独立控温设备；
各个独立控温设备之间通过预埋热管进行等温化连接，在独立控温舱板内表贴近预埋热管处设置主控温区，备控温区以及主备控温点，使其之间具有热响应关系；
采用开关或PWM控制算法通过主控温区或备控温区对独立控温舱板进行温度控制；
通过上注参数对控制目标温度、控制周期及占空比进行设置。
6.如权利要求1所述的MEO导航卫星热控系统，其特征在于，还包括主加热器和备加热器，其中：
当前温度低于主加热开限，所述主加热器开启；
当前温度低于备加热开限，所述备加热器开启；
所述主加热开限高于所述备加热开限；以及
当前温度高于加热关限，所述主加热器和所述备加热器均关闭。
7.如权利要求6所述的MEO导航卫星热控系统，其特征在于，还包括：
程控逻辑入口模块，被配置为判断当前该控温区是否需要进行闭环控制或开环控制，默认为使能状态，通过地面指令操作切换为禁止状态；
温度有效性判断模块，被配置为当该控温区为使能状态时将所采集的参与闭环控制温度数据与预先设置的正常范围阈值进行比较：
当控温点温度数据处于正常范围阈值内，则测点温度数据有效并参与闭环控制，当控温点温度数据处于正常范围阈值外，则测点温度数据无效并不参与闭环控制，并自动切换该温区其他有效测温点；
当前温度与主开限温度比较模块、当前温度与备开限温度比较模块、当前温度与加热关限温度比较模块，被配置为分别将有效的温度数据与主加热开限、备加热开限、加热关限进行比较，并根据比较结果进行相应加热器开关操作；以及
标记逻辑参数模块用于标记加热器状态及测温有效性，完成本次控温逻辑循环。
8.如权利要求7所述的MEO导航卫星热控系统，其特征在于，还包括：
温度均无效入口模块，被配置为当控温区控温数据均无效时，自动设置程控逻辑为禁止状态，进入预设盲控模式；
无源或小功率温区判断模块，被配置为判断当该控温区为无源或小功率温区时只开启主加热器；以及
大功率温区判断模块，被配置为判断当该控温区为大功率温区时，关闭主备加热器。
9.如权利要求1所述的MEO导航卫星热控系统，其特征在于，
通过仿真分析将有限功耗资源分配至整星设备最需要进行主动加热的区域，采用延时指令制定加热器开关方式确保上升段所使用能源功率受控，通过发射时刻倒计时在所需要的时间段触发相应加热器开指令。
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Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN112034873A (zh) | 2020-12-04 |
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