CN112462816A - 一种用于提高系统温度稳定性的自适应控温方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种用于提高系统温度稳定性的自适应控温方法。本发明以被控对象的温度稳定性，即一段时间内的温度波动值，而非被控对象的实测温度，作为温控系统加热功率控制的输入依据和控制目标，在保证满足被控对象温度稳定性需求的前提下，可随着热环境的变化，自动调整目标温度，使系统效能达到最优，大大提升了控温策略的适应性，并显著节约控温系统的能源消耗。

Description

一种用于提高系统温度稳定性的自适应控温方法

技术领域

本发明涉及航天器热控制技术领域，具体涉及一种用于提高系统温度稳定 性的自适应控温方法，用于保证航天器设备、部件或结构(被控对象)温度稳 定性的自适应控温策略和算法，是一种以温度稳定性为主要控制目标的智能型 控温方法。

背景技术

高精度、高稳定度主动控温技术是航天器热控领域重要的研究方向之一。 航天器中高分辨率光学和微波载荷、高精度星钟和精密惯导陀螺等一些关键设 备和部件对温度控制精度和温度稳定性的要求越来越严格。

航天器热控设计中，对有特殊温度指标要求的设备，通常采用主动控温方 法保证其温度。一个完整的闭环温度控制系统如图1所示，一般包括：被控对 象1，温度传感器2，加热器3和控温仪4。被控对象1是被控温的航天器设备 或载荷，具有特定的温度指标要求；温度传感器2是用于感知被控对象实际温 度的温度敏感器件，一般为热电偶、热敏电阻或铂电阻；加热器3是根据控温 仪的输出，对被控对象1进行加热的器件；控温仪4是控温系统的核心，其功 能为接收并处理来自于上述被控对象所在位置温度传感器的信号，经控温仪判断后，得出合适的加热需求并转换为通断信号，输出控制指令给加热器，控制 加热器的通/断，同时为加热器提供加热电源。

控温仪4对加热器3的一种最简单的控制逻辑如图2所示。控温仪4正常 工作时，能够根据温度传感器2采集的温度实时值与控温仪4内部存储的控制 温度阈值上下限进行比对判断，向加热器3发出相应的指令，实现对加热器3 的开/关控制。温度实时值来自测温传感器，温度阈值上、下限存在控温仪中。

对于常用的智能型控温系统，每一控温回路具有一个确定的缺省控温阈值， 一般存储在控温仪中，在轨也可通过遥控指令、数据注入等手段进行调整。但 某一控温回路的控温阈值一旦确定，其在连续的控温运行过程中是不能自动更 改的。

目前航天器热控设计中，对高精度高稳定度控温对象采用的方法通常是： 首先采用仿真、试验等手段预示被控对象在无控条件下在轨的温度曲线，选取 其高温工况的最高点T_max，并增加一定温度余量ΔT，将T_max+ΔT作为恒定的控 温目标点。实际在轨飞行中，只要被控对象温度稳定在T_max+ΔT，则其温度稳 定性、均匀性等指标自然就能满足。

但是，随着航天器工程的发展，载荷规模越来越大，对温度稳定性的需求 越来越高，仍采用上述恒定控温目标的策略遇到越来越多的技术困难。如，航 天器在不同季节时段和不同寿命阶段，其轨道外热流差别巨大，若都按照高温 工况的最高点温度设置控温目标，则在低温工况时控温系统对加热功率的需求 巨大，有时是航天器总体无法承受的，在工程上无法实现。另外，为了达到温 度均匀性和稳定性要求，不得不设置较高的控温目标，设备将长期在较高的温 度水平上运行，这其实是不必要的，也对设备的长寿命、高可靠运行带来不利 影响。

发明内容

有鉴于此，本发明提供了一种用于提高系统温度稳定性的自适应控温方法， 在保证满足被控对象温度稳定性需求的前提下，可随着热环境的变化，自动调 整目标温度，使系统效能达到最优，大大提升了控温策略的适应性，并显著节 约控温系统的能源消耗。

本发明的用于提高系统温度稳定性的自适应控温方法，将被控系统一段时 间内的温度波动值Tv与设定的阈值范围[Tv1，Tv2]进行比较：若Tv＜Tv1且被 控系统当前目标温度Ts大于被控系统的最小目标温度Ts_min，则降低被控系统的 目标温度；若Tv＞Tv2且被控系统当前目标温度Ts小于被控系统的最大目标温 度Ts_max，则提高被控系统的目标温度；否则，保持被控系统当前目标温度不变。

较优的，采用一定步长逐步减低或提高被控系统当前目标温度Ts。

较优的，根据期望的被控对象温度水平保持时长确定一段时间内Ts的调整 台阶数m，则目标温度Ts的调整步长ΔT＝(Ts_max-Ts_min)/m。

较优的，被控系统采用比例算法进行控温。

较优的，选取一个轨道周期内的温差作为温度波动值T_v。

较优的，根据被控对象的技术状态和温度稳定性指标，结合被控对象在轨 的预期和期望温度范围，确定Ts_max和Ts_min。

有益效果：

本发明以被控对象的温度稳定性，即一段时间内的温度波动值Tv，而非被 控对象的实测温度，作为温控系统加热功率控制的输入依据和控制目标，可在 满足温度稳定性要求的前提下，达到节约加热功率、降低系统温度、优化系统 性能的效果。

附图说明

图1为常规闭环温度控制系统示意图。

图2为控温仪的开关式加热器控制逻辑。

图3为典型航天器主动控温系统。

图4为用于仿真验证的热物理模型。

图5为数值模型验证结果(夏至末期)。

图6为数值模型验证结果(夏至初期)。

图7为本发明控温方法的流程图。

其中，1-被控对象，2-温度传感器，3-加热器，4-控温仪。

具体实施方式

下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。

本发明提供了一种用于提高系统温度稳定性的自适应控温方法。

考虑航天器热控系统的典型，一个与扰动源同时进行导热和辐射换热，并 采用比例算法进行恒温控温的系统模型如图3所示。

该系统控制方程如下：

式(1)中，T为被控对象的温度，T_s为比例控温的目标温度(当温度T到 达T_s时，控温加热功率为0)，P为比例控温的比例系数。考虑实际情况，可认为 T≤T_s。m为被控对象质量，c为其比热容，t为系统时间。

T_b为与被控对象有换热关系的边界节点的温度，对被控对象来说，它是被 控对象散热的方向，同时也是扰动源。考虑扰动的典型性，本发明假设 T_b＝T_a+T_esinωt，即边界节点的温度T_b是在一个恒温T_a的基础上叠加一个振幅 为T_e、频率为ω的正弦振动的形态；t为系统时间。

B₁为被控对象与边界节点之间的辐射换热系数，A为被控对象表面积，σ₀为Stefan-Boltzmann常数，ε_h为被控对象与边界节点之间的辐射换热系数。K₁为被 控对象与边界节点之间的热导率。

本发明中，可认为边界节点是散热的方向，即T_a≤T。

通过消除同类系数，简化方程如下：

式中，

T_b＝T_a+T_esinωt。

这是一个一阶高次微分方程，目前尚无解析解。但可将式中的辐射项近似 为传导模型，即

其中，

考虑到主动控温系统的温度范围一般不会偏离常温太多，以上简化是可以 接受的，这在成熟的建模中已得到验证，如经常将多层隔热材料简化为导热模 型。则(2)式可简化为

(3)式整理，并将T_b代入，及简化同类参数(令k＝b+k₁)，

解此方程，得系统的解析解如下：

式中，

为常数，T₀为被控对象的初始温度。

分析式(5)的结果，其右侧第3项为瞬态量，表征被控对象受到边界节点 扰动后其温度由初始温度T₀逐渐接近平衡温度的瞬态变化过程。由于p、k均为 正数，随着时间的延长，t趋于无穷大，则此项趋近于0。因此，被控对象温度 平衡后的结果主要由式(5)右侧的第1项和第2项决定。

式(5)右侧第1项为稳定值，表征系统平衡后被控对象的平均温度。由于 T_s、T_a均为已知量，说明系统平衡后被控对象的稳定温度将介于二者之间，具体 数值由参数p、k决定。

式(5)右侧第2项为一个振幅为

频率为ω的正弦函数的波动量， 表征被控对象在边界节点温度扰动下的温度波动。

系统平衡后的温度波动量，即最高温度与最低温度的差值，是衡量被控对 象的温度稳定性指标。下面讨论稳定性的影响因素。

这里定义温度波动量为

则温度波动量为被控对象温度波动 振幅的2倍。当一个系统硬件状态确定以后，k、ω等参数固定，控温比例系数p是 易于调整的参数。同时考查系统稳定后的平均温度，定义其为T_r，则

考查一个控温系统的稳定性时，一般遵循首先决定对象期望的稳定温度， 即上述的T_r，按照以上分析，设定T_r，实际上决定了p，而p又直接影响到T_v。所 以当一个控温系统参数确定后，实际上是设定的最终目标温度T_r，对系统的温度 稳定性即温度波动幅度T_v有直接影响。

按这一思路，推导T_v和T_r的关系如下：

不难看出，当T_r增加时，T_v将随之单调减小。

式(6)的结论，可直观地表述为：一个向温度波动的边界散热(含传导和 辐射)，并基于比例算法加热控温的被控对象，其最终控温的温度越高，温度稳 定性就越好(即温度波动越小)。

为验证以上理论分析结论的正确性，采用成熟的热分析软件，建立如图4 所示的热物理模型。模型包括一个内部安装有设备的六面体小舱(为便于显示， 图中小舱的+Y、+X壁板去除)，小舱的+Z方向为对地方向，+Z舱板外表面布 置有OSR散热面，内表面喷白漆。小舱其他方向各舱板外侧均设置为绝热状态， 内表面均喷白漆，参与舱内的辐射换热。两台设备通过隔热垫安装在+Z舱板内 表面，且表面发黑，参与舱内的辐射换热。同时，设备上布置加热回路，采取 比例控温算法，将其控制在恒定温度上。

小舱置于某晨昏(近地)轨道上，+X为其前进方向，+Z为对地面。由于 散热面外热流的周期性波动，+Z舱板成为设备温度的扰动源。在其他条件如设 备热耗、设备与散热面热导、与散热面辐射，外热流等条件均不变的前提下， 将设备控制在不同温度的水平上，绘制两台设备的温度波动值T_v与其温度水平T_r的关系曲线如图5、图6所示。

从图5、图6中曲线可以直观地看出，被控对象的温度波动值T_v随着其控制 温度水平T_r的升高而单调下降。这一结果验证了本文理论分析的正确性。

同时，由于寿命初期和末期外热流的差异，同一个控温系统，要达到温度 稳定度优于0.1℃，夏至末期必须将其目标温度Tr控制到5℃以上，而夏至初期 只需控制到-2℃。同样经过仿真计算，对于外热流较为平缓的10月15日初期工 况，则仅需控制到-8℃。

根据前述结论，在以温度稳定性为主要目标、同时对温度水平并不做严格 要求的控温系统中，可采用一种变控温目标的自适应控温策略，在满足温度稳 定性要求的前提下，达到节约加热功率、降低系统温度、优化系统性能的效果。 具体来说，就是根据实时采集、处理的温度波动值T_v(对航天器控温系统来说， 温度波动值即为在一个轨道周期内的温差)，来决定系统的目标温度T_r，当温度 波动值T_v满足指标要求并且目标温度T_r有一定余量时，可逐步适当降低目标温度 T_r，反之则逐步适当调高T_r。由于航天器在轨每圈的外热流变化是渐变的，采用 一定步长逐步调整系统控温目标T_r在设计上易于实现，且有利于系统的稳定性和 安全性。

本发明控温方法的流程图如图7所示。

其中，Tv为温度波动幅度，指一个轨道周期内某测温点实测温度的最高值 与最低值之差的绝对值；Tv用于表征该测温点的温度稳定度，Tv越小，该点温 度稳定性越好，反之稳定性越差，单位为℃。

Ts为某控温回路的目标温度，单位为℃；在本发明控温方法中，Ts将随着 系统运行而自动优化调整，初始Ts不影响系统的运行结果，因此，初始Ts可设 定为被控对象允许温度范围内的任意值。

Ts_max为某控温回路目标温度的上限，为确保安全，自适应调节Ts的范围是 有限制的，当Ts达到Ts_max时，不论被控对象的温度稳定性如何，都不再继续升 高Ts，单位为℃。

Ts_min为某控温回路目标温度的下限，当Ts达到Ts_min时，不论被控对象的温 度稳定性如何，都不再继续降低Ts，单位为℃。

Tv1为温度稳定度阈值下限，当控温系统判断被控对象的温度波动幅度Tv 小于Tv1时，自动调整该回路控温目标温度Ts降低一个步长ΔT，单位为℃。由 热控资源约束决定，Tv1是满足被控对象性能要求的最高稳定度要求，即当其温 度波动低于Tv1时，系统性能满足指标要求且有足够余量，系统可以降低Ts以 便节约资源。Tv1由系统热设计的主动控温资源(加热功率)约束，在控温系统 设计中，可设定Tv1＝0.5Tv2，并在热物理模型中进行验证、校核和优化

Tv2为温度稳定度阈值上限，当控温系统判断被控对象的温度波动幅度Tv 大于Tv2时，自动调整该回路控温目标温度Ts升高一个步长ΔT，单位为℃。由 被控对象的热控需求决定，Tv2是满足被控对象性能要求的最低稳定度要求，即 当其温度波动高于Tv2时，系统性能将不满足指标要求，系统必须提升Ts以便 满足被控对象的温度稳定度要求。

n为判断周期，用于温度稳定度判断的周期。一个新的Ts确定后，需要运 行n个周期，对其效果进行判断，判断方法是：待控温系统运行n个周期后， 对最近1～2个周期的温度波动Tv进行判断，若Tv满足稳定度要求，则Ts稳定， 若Tv仍不满足要求，则继续调整。

δT为某控温回路比例控温范围，即在控温回路目标温度为Ts时，该回路的 比例控温阈值范围为：[Ts-δT,Ts+δT]，单位为℃。

ΔT为某控温回路自适应调整Ts的步长，当判断某回路需要调整Ts时，一 次增加或减小的温度量，单位为℃。ΔT可采用如下方式获得：根据被控对象的 技术状态和温度稳定性指标，结合被控对象在轨的预期和期望温度范围，确定 其Ts_max和Ts_min，同时，根据期望的被控对象温度水平保持时长，来决定一段时 间内(如一年)Ts可能调整的台阶数m，则ΔT＝(Ts_max-Ts_min)/m。

上述参数中，除Tv为实测值外，其余各参数均设定有默认值，并可通过地 面设备上注修改。

采用图4的仿真模型进行说明，其仿真结果如表1所示。

表1不同控温策略的加热功率需求对比

由表1数据可知，若采用传统固定控温目标的控温策略，要达到被控对象 温度稳定性优于0.1℃的目标，则必须将被控对象的温度一直控制到5℃以上； 在此控温目标下，低温工况(10月12日初期)下，需至少消耗3.25W的加热 功率，夏至初期需2.51W，高温工况的夏至末期，则需1.44W。在此控温策略下， 必须为被控对象设计至少3.25W的加热功率。而若采用本发明的自适应的控温 目标策略，在低温工况(10月12日初期)和夏至初期工况下，由于系统自动调 低了目标温度，所需的加热功率也大幅降低。在此策略下，只需为被控对象设 计1.44W的加热功率即可满足其控温需求。两相对比，本发明提出的自适应控 温目标策略，相比传统固定控温目标的策略，节约加热功率55.7％。

上述说明是针对一台设备的典型示例，对于某些需要高稳定度控温的大型 载荷、部件，其控温设备多，加热回路路数多，功率大。这种情况下，采用本 发明描述的控温方法对整星电功率的节约十分可观。如某型号卫星SAR天线载 荷，共有TR组件784台，设计有加热功率140路，加热功率高达1400W，采 用自适应控温方法，可在保证TR组件温度稳定性指标的前提下，节约加热功率 650W左右。

需要说明的是，本发明温控方法不限于采用比例+开关算法温控的系统，也 适用于其他温控方式的系统。

综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保 护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等， 均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种用于提高系统温度稳定性的自适应控温方法，其特征在于，将被控系统一段时间内的温度波动值Tv与设定的阈值范围[Tv1，Tv2]进行比较：若Tv＜Tv1且被控系统当前目标温度Ts大于被控系统的最小目标温度Ts_min，则降低被控系统的目标温度；若Tv＞Tv2且被控系统当前目标温度Ts小于被控系统的最大目标温度Ts_max，则提高被控系统的目标温度；否则，保持被控系统当前目标温度不变。

2.如权利要求1所述的用于提高系统温度稳定性的自适应控温方法，其特征在于，采用一定步长逐步减低或提高被控系统当前目标温度Ts。

3.如权利要求2所述的用于提高系统温度稳定性的自适应控温方法，其特征在于，根据期望的被控对象温度水平保持时长确定一段时间内Ts的调整台阶数m，则目标温度Ts的调整步长ΔT＝(Ts_max-Ts_min)/m。

4.如权利要求1或2或3所述的用于提高系统温度稳定性的自适应控温方法，其特征在于，被控系统采用比例算法进行控温。

5.如权利要求1所述的用于提高系统温度稳定性的自适应控温方法，其特征在于，选取一个轨道周期内的温差作为温度波动值T_v。

6.如权利要求1所述的用于提高系统温度稳定性的自适应控温方法，其特征在于，根据被控对象的技术状态和温度稳定性指标，结合被控对象在轨的预期和期望温度范围，确定Ts_max和Ts_min。

7.如权利要求1所述的用于提高系统温度稳定性的自适应控温方法，其特征在于，控温系统运行n个周期后，对最近1～2个周期的温度波动Tv进行判断，若Tv满足稳定度要求，则Ts稳定，若Tv仍不满足要求，则继续调整。

8.如权利要求1所述的用于提高系统温度稳定性的自适应控温方法，其特征在于，Tv1＝0.5Tv2。

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