CN116820073A - 测试系统、方法、电子设备及存储介质 - Google Patents
测试系统、方法、电子设备及存储介质 Download PDFInfo
- Publication number
- CN116820073A CN116820073A CN202311104703.4A CN202311104703A CN116820073A CN 116820073 A CN116820073 A CN 116820073A CN 202311104703 A CN202311104703 A CN 202311104703A CN 116820073 A CN116820073 A CN 116820073A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- temperature
- control
- current
- controller
- precision resistor
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
- 238000012360 testing method Methods 0.000 title claims abstract description 100
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims description 32
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 claims abstract description 218
- 238000012806 monitoring device Methods 0.000 claims abstract description 47
- 230000008859 change Effects 0.000 claims abstract description 23
- 238000010998 test method Methods 0.000 claims abstract description 22
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 claims abstract description 10
- 238000004590 computer program Methods 0.000 claims description 12
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 15
- 230000008569 process Effects 0.000 description 10
- 239000004973 liquid crystal related substance Substances 0.000 description 8
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 6
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 6
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 description 2
- 238000013461 design Methods 0.000 description 2
- 238000011161 development Methods 0.000 description 2
- 230000003287 optical effect Effects 0.000 description 2
- 230000004044 response Effects 0.000 description 2
- 230000033228 biological regulation Effects 0.000 description 1
- 230000007547 defect Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 230000008447 perception Effects 0.000 description 1
- 230000000630 rising effect Effects 0.000 description 1
- 238000006467 substitution reaction Methods 0.000 description 1
Landscapes
- Control Of Temperature (AREA)
Abstract
本发明提供一种测试系统、方法、电子设备及存储介质，涉及航天器技术领域，测试系统用于测试目标航天器热控系统，测试系统包括：第二控制器、电流监测器件和精密电阻器；第二控制器分别与电流监测器件和精密电阻器电连接；精密电阻器串联入目标航天器热控系统的控温回路中；电流监测器件串联入目标航天器热控系统的加热回路中；精密电阻器用于响应于第二控制器的控制调整输出温度，以模拟目标航天器热控系统的控制对象的温度变化；电流监测器件用于对加热回路中的电流进行实时监测，并将监测得到的电流数据实时发送至第二控制器。本发明提供的测试系统、方法、电子设备及存储介质，能提高对复杂控制逻辑的目标航天器热控系统的测试效率。
Description
技术领域
本发明涉及航天器技术领域，尤其涉及一种测试系统、方法、电子设备及存储介质。
背景技术
热控系统是航天器的重要组成部分，热控系统可以通过被动控温与主动控温相结合的方式，确保航天器中各设备的温度在设计指标范围内，从而确保航天器的正常工作及寿命要求。
但是，随着热控系统的技术发展，热控系统的控制逻辑越来越复杂。在面对复杂控制逻辑的热控系统时，传统的测试方法难以在保证测试的全面性和充分性的基础上，对复杂控制逻辑的热控系统进行高效率的测试。因此，如何在保证测试的全面性和充分性的基础上，提高对复杂控制逻辑的热控系统的测试效率，是本领域亟待解决的技术问题。
发明内容
本发明提供一种测试系统、方法、电子设备及存储介质，用以解决现有技术中的难以在保证测试的全面性和充分性的基础上，对复杂控制逻辑的热控系统进行高效率的测试的缺陷，实现在保证测试的全面性和充分性的基础上，提高对复杂控制逻辑的热控系统的测试效率。
本发明提供一种测试系统，所述系统用于测试目标航天器热控系统，所述测试系统包括：第二控制器、电流监测器件和精密电阻器；所述第二控制器分别与所述电流监测器件和所述精密电阻器电连接；
所述精密电阻器串联入所述目标航天器热控系统的控温回路中；所述电流监测器件串联入所述目标航天器热控系统的加热回路中；
所述精密电阻器用于响应于所述第二控制器的控制调整输出温度，以模拟所述目标航天器热控系统的控制对象的温度变化；
所述电流监测器件用于对所述加热回路中的电流进行实时监测，并将监测得到的电流数据实时发送至所述第二控制器；
所述第二控制器用于在确定所述目标航天器热控系统处于自主控温模式且所述加热回路中的电流为0的情况下，控制所述精密电阻器的输出温度依次低于第二温度、处于第一温度区间、处于第二温度区间以及高于第一温度，所述第二控制器还用于基于所述电流监测器件发送的所述电流数据，以及所述目标航天器热控系统在自主控温模式下的控制逻辑，获取所述目标航天器热控系统的测试结果；
其中，所述第一温度区间的上限为所述第一温度；所述第二温度区间的下限为所述第二温度；所述第一温度区间的下限与所述第二温度区间的上限相同。
根据本发明提供的一种测试系统，所述第二控制器具体用于在控制所述精密电阻器的输出温度低于第二温度之后，若确定所述加热回路中的电流为目标电流，则控制所述精密电阻器的输出温度处于第一温度区间，在控制所述精密电阻器的输出温度处于第一温度区间之后，若确定所述加热回路中的电流为0，则控制所述精密电阻器的输出温度处于第二温度区间，在控制所述精密电阻器的输出温度处于第二温度区间之后，若确定所述加热回路中的电流为目标电流，则控制所述精密电阻器的输出温度高于所述第一温度；
其中，所述目标电流为所述加热回路在通电状态下所述加热回路中的电流。
根据本发明提供的一种测试系统，所述第二控制器还用于在确定所述目标航天器热控系统处于自主控温模式但所述加热回路中的电流不为0的情况下，控制所述精密电阻器的输出温度高于第一温度。
根据本发明提供的一种测试系统，还包括：模拟负载；所述模拟负载串联入所述目标航天器热控系统的加热回路中。
根据本发明提供的一种测试系统，还包括：显示设备；所述显示设备与所述第二控制器电连接；
所述第二控制器还用于将所述测试结果发送中所述显示设备；
所述显示设备用于显示接收到的测试结果。
根据本发明提供的一种测试系统，所述显示设备还与所述电流监测器件电连接；
所述电流监测器件还用于将监测得到的电流数据实时发送至所述显示设备；
所述显示设备还用于显示接收到所述电流数据。
本发明还提供一种基于上述测试系统实现的测试方法，所述方法用于测试目标航天器热控系统，所述测试方法包括：
在确定所述目标航天器热控系统处于自主控温模式且所述目标航天器热控系统内的加热回路中的电流为0的情况下，控制精密电阻器的输出温度依次低于第二温度、处于第一温度区间、处于第二温度区间以及高于第一温度；
基于电流监测器件发送的电流数据，以及所述目标航天器热控系统在自主控温模式下的控制逻辑，获取所述目标航天器热控系统的测试结果；
其中，所述第一温度区间的上限为所述第一温度；所述第二温度区间的下限为所述第二温度；所述第一温度区间的下限与所述第二温度区间的上限相同。
根据本发明提供的一种测试方法，控制所述精密电阻器的输出温度低于第二温度之后，控制所述精密电阻器的输出温度处于第一温度区间之前，所述方法还包括：
判断所述加热回路中的电流是否为目标电流，并在确定所述加热回路中的电流为所述目标电流的情况下，再控制所述精密电阻器的输出温度处于第一温度区间；
在控制所述精密电阻器的输出温度处于第一温度区间之后，所述控制所述精密电阻器的输出温度处于第二温度区间之前，所述方法还包括：
判断所述加热回路中的电流是否为0，并在确定所述加热回路中的电流为0的情况下，再控制所述精密电阻器的输出温度处于第二温度区间；
控制所述精密电阻器的输出温度处于第二温度区间之后，控制所述精密电阻器的输出温度高于第一温度之前，所述方法还包括：
判断所述加热回路中的电流是否为目标电流，并在确定所述加热回路中的电流为目标电流的情况下，再控制所述精密电阻器的输出温度高于所述第一温度；
其中，所述目标电流为所述加热回路在通电状态下所述加热回路中的电流。
本发明还提供一种电子设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述程序时实现如上述任一种所述测试方法。
本发明还提供一种非暂态计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该计算机程序被处理器执行时实现如上述任一种所述测试方法。
本发明还提供一种计算机程序产品，包括计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现如上述任一种所述测试方法。
本发明提供的测试系统、方法、电子设备及存储介质，测试系统包括第二控制器、电流监测器件和精密电阻器，精密电阻器串联入目标航天器热控系统的控温回路中，电流监测器件串联入目标航天器热控系统的加热回路中，第二控制器能在确定目标航天器热控系统处于自主控温模式且加热回路中的电流为0的情况下，控制精密电阻器的输出温度依次低于第二温度、处于第一温度区间、处于第二温度区间以及高于第一温度，第二控制器能基于电流监测器件发送的电流数据，以及目标航天器热控系统在自主控温模式下的控制逻辑，获取目标航天器热控系统的测试结果，能提高对复杂控制逻辑的目标航天器热控系统的测试效率。
附图说明
为了更清楚地说明本发明或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作一简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1是本发明提供的目标航天器热控系统的结构示意图；
图2是本发明提供的目标航天器热控系统中加热回路的电流变化曲线之一；
图3是本发明提供的目标航天器热控系统中加热回路的电流变化曲线之二；
图4是本发明提供的目标航天器热控系统中加热回路的电流变化曲线之三；
图5是本发明提供的目标航天器热控系统中加热回路的电流变化曲线之四；
图6是本发明提供的目标航天器热控系统中加热回路的电流变化曲线之五；
图7是本发明提供的目标航天器热控系统中加热回路的电流变化曲线之六；
图8是本发明提供的测试系统的结构示意图；
图9是本发明提供的测试方法的流程示意图；
图10是基于本发明提供的测试系统和测试方法对目标航天器热控系统进行测试的流程示意图；
图11是本发明提供的电子设备的结构示意图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明中的附图，对本发明中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
在发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
需要说明的是，热控系统是航天器的重要组成部分，热控系统可以通过被动控温与主动控温相结合的方式，确保航天器中各设备的温度在设计指标范围内。因此，准确获取热控系统的运行状态，对于确保航天器的正常工作及寿命要求而言具有重要意义。
通常情况下，传统的航天器热控系统是基于预定义的温度阈值，对控制对象的温度进行调控的。具体地，传统的航天器热控系统可以在控制对象的温度高于上述温度阈值的情况下，对上述控制对象停止加热，可以在控制对象的温度不高于上述温度阈值的情况下，对上述控制对象的加热。
但是，随着热控系统的技术发展，热控系统的控制逻辑越来越复杂。在面对复杂控制逻辑的热控系统时，传统的测试方法难以在保证测试的全面性和充分性的基础上，对复杂控制逻辑的热控系统进行高效率的测试。
需要说明的是，目标航天器热控系统是本发明提供的测试系统901的测试对象。
图1是本发明提供的目标航天器热控系统的结构示意图。如图1所示，目标航天器热控系统101，包括：第一控制器102、加热回路103和控温回路104；第一控制器102分别与加热回路103和控温回路104电连接；
加热回路103用于响应于第一控制器102的控制，对控制对象进行加热或停止对控制对象的加热；
控温回路104用于监测控制对象的实时温度，并将实时温度发送至第一控制器102；
在目标航天器热控系统101处于自主控温模式的情况下，第一控制器102执行的控制逻辑包括：在实时温度高于第一温度的情况下，控制加热回路103停止对控制对象的加热，在实时温度低于第二温度的情况下，控制加热回路103对控制对象进行持续加热，在实时温度处于第一温度区间的情况下，控制加热回路103在第1个控制周期内对控制对象进行加热之后，若实时温度在第
x-1个控制周期内未降低，则控制加热回路103自第x个控制周期的起始时刻起对控制对象加热第x时长，第x时长为控制周期的时长减去x倍的第一单位时长，x依次取2,3,4,…，在实时温度处于第二温度区间的情况下，控制加热回路103在第1个控制周期内不对控制对象进行加热，若实时温度在第y个控制周期内未升高，则控制加热回路103自第y+1个控制周期的起始时刻起对控制对象加热第y时长，第y时长为y倍的第二单位时长，y依次取1,2,3,4,…，第1个控制周期的起始时刻为实时温度进入第一温度区间或第二温度区间的时刻；
其中，第一温度区间的上限为第一温度；第二温度区间的下限为第二温度；第一温度区间的下限与第二温度区间的上限相同。
需要说明的是，目标航天器热控系统101可以配置有包括自主控温模式的多种控温模式，目标航天器热控系统101在处于自主控温模式的情况下，目标航天器热控系统101中的第一控制器102可以基于控制对象的实时温度，通过加热回路103，对控制对象的温度进行自主调控。
需要说明的是，本发明实施例中可以用M high 表示第一温度，用M low 表示第二温度。第一温度M high 和第二温度M low 可以是基于先验知识和/或实际情况预定义的。本发明实施例中对第一温度M high 和第二温度M low 的具体取值不作限定。
需要说明的是，第一温度区间的下限或第二温度区间的上限，是基于第一温度和第二温度确定的。
目标航天器热控系统101将第一温度M high 和第二温度M low 的平均值，确定为控温中心点M 0 ，即。
确定控温中心点M 0 之后，可以将控温中心点M 0 确定为第一温度区间D 1的下限以及第二温度区间D 2的上限。
在第一温度区间D 1的上限为第一温度M high ，第二温度区间D 2的下限为第二温度M low 的情况下，第一温度区间D 1=[M 0 ,M high )，第二温度区间D 2=[M low ,M 0 )。
第一控制器102在接收到控温回路104发送的控制对象的实时温度之后，若目标航天器热控系统101处于自主控温模式，则第一控制器102可以基于控制对象的实时温度进行条件判断，并基于条件判断的结果，确定对控制对象的加热策略。
需要说明的是，在加热回路103上电的情况下，加热回路103可以对控制对象进行加热。第一控制器102可以通过控制加热回路103是否上电，控制加热回路103对控制对象进行加热或停止对控制对象的加热。
若第一控制器102确定控制对象的实时温度高于第一温度M high ，则可以说明控制对象的当前温度偏高，无需对控制对象进行加热，第一控制器102可以通过控制指令控制加热回路103处于常断状态，从而可以控制加热回路103停止对控制对象的加热；
若第一控制器102确定控制对象的实时温度低于第二温度M low ，则可以说明控制对象的当前温度偏低，需要对控制对象进行持续加热，第一控制器102可以通过控制指令控制加热回路103处于常通状态，从而可以控制加热回路103对控制对象进行持续加热。
需要说明的是，若第一控制器102确定控制对象的实时温度处于第一温度区间D 1=[M 0 ,M high )，则第一控制器102可以将控制对象的实时温度进入第一温度区间D 1=[M 0 ,M high )确定为第1个控制周期的起始时刻，进而可以基于当前控制周期内控制对象的实时温度，对下一控制周期第一控制器102对控制对象的加热时长进行控制。其中，本发明实施例中可以用T表示任一控制周期的时长T。
若第一控制器102确定控制对象的实时温度处于第一温度区间D 1=[M 0 ,M high )，则可以说明控制对象的当前温度较高，但不需要立刻停止对控制对象的加热，第一控制器102通过控制指令控制加热回路103在第1个控制周期内上电，从而可以控制加热回路103在第1个控制周期内对控制对象进行加热。
对于第x个控制周期，第一控制器102确定控制对象的实时温度在第x-1个控制周期内未降低的情况下，说明控制对象的当前温度仍然较高，第一控制器102可以通过控制指令控制加热回路103自第x个控制周期的起始时刻起上电第x时长之后，控制加热回路103在第x个控制周期内的剩余时长内断电，从而可以在自第x个控制周期的起始时刻起第x时长内对控制对象进行加热，并可以继续判断控制对象的实时温度在第x个控制周期内是否降低，并重复上述控制过程和判断过程；其中，x依次取2,3,4,…；第x时长为控制周期的时长T减去x倍的第一单位时长。
需要说明的是，在x倍的第一单位时长不小于控制周期的时长T的情况下，可以将第x时长确定为0。
需要说明的是，第一单位时长是根据控制周期的时长确定。
需要说明的是，第一单位时长可以是基于控制周期的时长，根据实际情况和/或先验知识预定义的。
需要说明的是，若第一控制器102确定控制对象的实时温度处于第二温度区间D 2=[M low ,M 0 )，则第一控制器102可以将控制对象的实时温度进入第二温度区间D 2=[M low ,M 0 )确定为第1个控制周期的起始时刻，进而可以基于当前控制周期内控制对象的实时温度，对下一控制周期加热回路103对控制对象的加热时长进行控制。其中，本发明实施例中可以用T表示每一控制周期的时长T。
具体地，若第一控制器102确定控制对象的实时温度处于第二温度区间D 2=[M low ,M 0 )，则可以说明控制对象的当前温度较低，但不需要立即对控制对象进行持续加热，第一控制器102可以控制加热回路103在第1个控制周期内处于断电状态，从而控制加热回路103在第1个控制周期内停止对控制对象的加热，并判断控制对象的实时温度在第1个控制周期内是否升高；
对于第y个控制周期，在第一控制器102确定控制对象的实时温度在第y个控制周期内未升高的情况下，第一控制器102可以通过控制指令控制加热回路103自第y+1个控制周期的起始时刻起上电y倍的第二单位时长之后，控制加热回路103在第y+1个控制周期的剩余时长内断电，从而可以在自第y+1个控制周期的起始时刻起y倍的第二单位时长内对控制对象进行加热，并可以继续判断控制对象的实时温度在第y+1个控制周期内是否升高，并重复上述控制过程和判断过程；其中，y依次取1,2,3,4,…。
需要说明的是，在第y时长不小于控制周期的时长T的情况下，可以将第y时长确定为控制周期的时长T。
需要说明的是，第二单位时长是根据控制周期的时长确定。
第二单位时长可以是基于控制周期的时长，根据实际情况和/或先验知识预定义的。
为了便于对本发明实施例中第一控制器102在航天器处于自主控温模式下的控制逻辑的理解，以下通过四个实例对第一控制器102在航天器处于自主控温模式下的控制逻辑进行说明。
实例一中，若第一控制器102确定控制对象的实时温度低于第二温度M low ，则第一控制器102可以通过控制指令控制加热回路103处于常通状态，从而可以控制加热回路103对控制对象进行持续加热。
图2是本发明提供的目标航天器热控系统中加热回路的电流变化曲线之一。如图2所示，控制对象的实时温度低于第二温度M low 的时刻为T时刻，加热回路103上电后，加热回路103中的电流为700mA，实例一种加热回路103中的电流变化如图2所示。
实例二中，若第一控制器102确定控制对象的实时温度高于第一温度M high ，则第一控制器102可以通过控制指令控制加热回路103处于常断状态，从而可以控制加热回路103停止对控制对象的加热。
图3是本发明提供的目标航天器热控系统中加热回路的电流变化曲线之二。如图3所示，控制对象的实时温度高于第一温度M high 的时刻为T时刻，加热回路103上电后，加热回路103中的电流为700mA，实例二中加热回路103中的电流变化如图3所示。
需要说明的是，实例三中第一单位时长可以为控制周期的时长T的四分之一。
在第一控制器102确定控制对象的实时温度处于第一温度区间D 1=[M 0 ,M high )的情况下，第一控制器102通过控制指令控制加热回路103在第1个控制周期内上电，并可以判断控制对象的实时温度在第1个控制周期内是否降低；
若第一控制器102确定控制对象的实时温度在第1个控制周期内未降低，则可以通过控制指令控制加热回路103自第2个控制周期的起始时刻起上电3T/4时长之后断电T/4时长，从而可以在自第2个控制周期的起始时刻起上电3T/4时长内对控制对象进行加热，并可以继续判断控制对象的实时温度在第2个控制周期内是否降低；
若第一控制器102确定控制对象的实时温度在第2个控制周期内未降低，则第一控制器102可以通过控制指令控制加热回路103自第3个控制周期的起始时刻起上电T/2时长之后断电T/2时长，从而可以在自第3个控制周期的起始时刻起上电T/2时长内对控制对象进行加热，并可以继续判断控制对象的实时温度在第3个控制周期内是否降低；
若第一控制器102确定控制对象的实时温度在第3个控制周期内未降低，则第一控制器102可以通过控制指令控制加热回路103自第4个控制周期的起始时刻起上电T/4时长之后断电3T/4时长，从而可以在自第4个控制周期的起始时刻起上电T/4时长内对控制对象进行加热，并可以继续判断控制对象的实时温度在第4个控制周期内是否降低；
若第一控制器102确定控制对象的实时温度在第4个控制周期内未升高，则第一控制器102可以通过控制指令控制加热回路103自第5个控制周期的起始时刻保持加热回路103处于断电状态。
图4是本发明提供的目标航天器热控系统中加热回路的电流变化曲线之三。如图4所示，控制对象的实时温度进入于第一温度区间D 1=[M 0 ,M high )的时刻，即第1个控制周期的起始时刻为0。加热回路103上电后，加热回路103中的电流为700mA。实例三中加热回路103中的电流变化如图4所示。
需要说明的是，实例四中第二单位时长为控制周期的时长T的四分之一。
在第一控制器102确定控制对象的实时温度处于第二温度区间D 2=[M low ,M 0 )的情况下，第一控制器102可以控制加热回路103在第1个控制周期内处于断电状态，从而控制加热回路103在第1个控制周期内停止对控制对象的加热，并判断控制对象的实时温度在第1个控制周期内是否升高；
若第一控制器102确定控制对象的实时温度在第1个控制周期内未升高，则第一控制器102可以通过控制指令控制加热回路103自第2个控制周期的起始时刻起上电T/4时长之后断电3T/4，从而可以自第2个控制周期的起始时刻起T/4时长内对控制对象进行加热，并可以继续判断控制对象的实时温度在第2个控制周期内是否升高；
若第一控制器102确定控制对象的实时温度在第2个控制周期内未升高，则第一控制器102可以通过控制指令控制加热回路103自第3个控制周期的起始时刻起上电T/2时长之后断电T/2，从而可以自第3个控制周期的起始时刻起T/2时长内对控制对象进行加热，并可以继续判断控制对象的实时温度在第3个控制周期内是否升高；
若第一控制器102确定控制对象的实时温度在第3个控制周期内未升高，则第一控制器102可以通过控制指令控制加热回路103自第4个控制周期的起始时刻起上电3T/4时长之后断电T/4，从而可以自第4个控制周期的起始时刻起3T/4时长内对控制对象进行加热，并可以继续判断控制对象的实时温度在第4个控制周期内是否升高；
若第一控制器102确定控制对象的实时温度在第4个控制周期内未升高，则第一控制器102可以通过控制指令控制加热回路103自第5个控制周期的起始时刻起上电T时长，从而可以自第5个控制周期内对控制对象进行加热。
图5是本发明提供的目标航天器热控系统中加热回路的电流变化曲线之四。如图5所示，控制对象的实时温度进入于第二温度区间D 2=[M low ,M 0 )的时刻，即第1个控制周期的起始时刻为0。加热回路103上电后，加热回路103中的电流为700mA。实例四中加热回路103中的电流变化如图5所示。
作为一个可选地实施例，控制周期的时长T的取值范围可以为3秒至5秒，例如控制周期的时长T的取值可以为3秒、4秒或5秒。
优先地，控制周期的时长T的取值可以为4秒。
作为一个可选地实施例，第一控制器102执行的控制逻辑还包括：在实时温度处于第一温度区间的情况下控制加热回路103在第1个控制周期内对控制对象进行加热之后，若实时温度在第x-1个控制周期内降低，则控制加热回路103自第x个控制周期的起始时刻起对控制对象加热第x-1时长，第x-1时长为控制周期的时长减去x-1倍的第一单位时长。
需要说明的是，第一控制器102在确定控制对象的实时温度处于第一温度区间D 1=[M 0 ,M high )，并控制加热回路103在第1个控制周期内上电之后，对于第x个控制周期，第一控制器102确定控制对象的实时温度在第x-1个控制周期内降低的情况下，说明控制对象的当前温度已降低，第一控制器102可以通过控制指令控制加热回路103自第x个控制周期的起始时刻起上电第x-1时长之后，控制加热回路103在第x个控制周期内的剩余时长内断电，从而可以在自第x个控制周期的起始时刻起第x-1时长内对控制对象进行加热，并可以继续判断控制对象的实时温度在第x个控制周期内是否降低，并重复上述控制过程和判断过程；其中，x依次取2,3,4,…；第x-1时长为控制周期的时长T减去x-1倍的第一单位时长。
为了便于对本发明实施例中第一控制器102在航天器处于自主控温模式下的控制逻辑的理解，以下通过一个实例对第一控制器102在航天器处于自主控温模式下的控制逻辑进行说明。
实例五中第一单位时长可以为控制周期的时长T的四分之一。
在第一控制器102确定控制对象的实时温度处于第一温度区间D 1=[M 0 ,M high )的情况下，第一控制器102通过控制指令控制加热回路103在第1个控制周期内上电，并可以判断控制对象的实时温度在第1个控制周期内是否降低；
若第一控制器102确定控制对象的实时温度在第1个控制周期内未降低，则可以通过控制指令控制加热回路103自第2个控制周期的起始时刻起上电3T/4时长之后断电T/4时长，从而可以在自第2个控制周期的起始时刻起上电3T/4时长内对控制对象进行加热，并可以继续判断控制对象的实时温度在第2个控制周期内是否降低；
若第一控制器102确定控制对象的实时温度在第2个控制周期内降低，则第一控制器102可以通过控制指令控制加热回路103自第3个控制周期的起始时刻起上电3T/4时长之后断电T/4时长，从而可以在自第3个控制周期的起始时刻起上电3T/4时长内对控制对象进行加热，并可以继续判断控制对象的实时温度在第3个控制周期内是否降低；
若第一控制器102确定控制对象的实时温度在第3个控制周期内未降低，则第一控制器102可以通过控制指令控制加热回路103自第4个控制周期的起始时刻起上电T/2时长之后断电T/2时长，从而可以在自第4个控制周期的起始时刻起上电T/2时长内对控制对象进行加热，并可以继续判断控制对象的实时温度在第4个控制周期内是否降低；
若第一控制器102确定控制对象的实时温度在第4个控制周期内未降低，则第一控制器102可以通过控制指令控制加热回路103自第5个控制周期的起始时刻起上电T/4时长之后断电3T/4时长，从而可以在自第4个控制周期的起始时刻起上电T/4时长内对控制对象进行加热，并可以继续判断控制对象的实时温度在第5个控制周期内是否降低；
若第一控制器102确定控制对象的实时温度在第5个控制周期内未升高，则第一控制器102可以通过控制指令控制加热回路103自第6个控制周期的起始时刻保持加热回路103处于断电状态。
图6是本发明提供的目标航天器热控系统中加热回路的电流变化曲线之五。如图6所示，控制对象的实时温度进入于第一温度区间D 1=[M 0 ,M high )的时刻，即第1个控制周期的起始时刻为0。加热回路103上电后，加热回路103中的电流为700mA。实例五中加热回路103中的电流变化如图6所示。
需要说明的是，第一控制器102执行的控制逻辑还包括：在实时温度处于第二温度区间的情况下控制加热回路103在第1个控制周期内不对控制对象进行加热之后，若实时温度在第y个控制周期内升高且加热回路103在第y个控制周期未对控制对象加热，则控制加热回路103在第y+1个控制周期不对控制对象进行加热，若实时温度在第z个控制周期内升高且加热回路103在第z个控制周期对控制对象进行了加热，则控制加热回路103自第z+1个控制周期的起始时刻起对控制对象加热第z-1时长，z依次取2,3,4,…，第z-1时长为第二单位时长的z-1倍。
需要说明的是，在第一控制器102确定控制对象的实时温度处于第二温度区间D 2=[M low ,M 0 )，且第一控制器102控制加热回路103在第1个控制周期内处于断电状态之后，对于第z个控制周期，若第一控制器102确定控制对象的实时温度在第z个控制周期内升高且加热回路103在第z个控制周期未对控制对象加热，则第一控制器102可以通过控制指令控制加热回路103在第z+1个控制周期保持断电状态；
第一控制器102确定控制对象的实时温度在第z个控制周期内升高且加热回路103在第z个控制周期对控制对象进行了加热，则第一控制器102可以通过控制指令控制加热回路103自第z+1个控制周期的起始时刻起上电z-1倍的第二单位时长之后，控制加热回路103在第z+1个控制周期的剩余时长内断电，从而可以在自第z+1个控制周期的起始时刻起z-1倍的第二单位时长内对控制对象进行加热，并可以继续判断控制对象的实时温度在第z+1个控制周期内是否升高，并重复上述控制过程和判断过程；其中，z依次取2,3,4,…。
为了便于对本发明实施例中第一控制器102在航天器处于自主控温模式下的控制逻辑的理解，以下通过一个实例对第一控制器102在航天器处于自主控温模式下的控制逻辑进行说明。
实例六中第一单位时长可以为控制周期的时长T的四分之一。
在第一控制器102确定控制对象的实时温度处于第二温度区间D 2=[M low ,M 0 )的情况下，第一控制器102可以控制加热回路103在第1个控制周期内处于断电状态，从而控制加热回路103在第1个控制周期内停止对控制对象的加热，并判断控制对象的实时温度在第1个控制周期内是否升高；
若第一控制器102确定控制对象的实时温度在第1个控制周期内升高，则第一控制器102可以通过控制指令控制加热回路103在第2个控制周期内仍处于断电状态，并判断控制对象的实时温度在第2个控制周期内是否升高；
若第一控制器102确定控制对象的实时温度在第2个控制周期内未升高，则第一控制器102可以通过控制指令控制加热回路103自第3个控制周期的起始时刻起上电T/4时长之后断电3T/4，从而可以自第3个控制周期的起始时刻起T/4时长内对控制对象进行加热，并可以继续判断控制对象的实时温度在第3个控制周期内是否升高；
若第一控制器102确定控制对象的实时温度在第3个控制周期内升高，则第一控制器102可以通过控制指令控制加热回路103自第4个控制周期的起始时刻起上电T/4时长之后断电3T/4，从而可以自第4个控制周期的起始时刻起T/4时长内对控制对象进行加热，并可以继续判断控制对象的实时温度在第4个控制周期内是否升高；
若第一控制器102确定控制对象的实时温度在第4个控制周期内未升高，则第一控制器102可以通过控制指令控制加热回路103自第5个控制周期的起始时刻起上电T/2时长之后断电T/2，从而可以自第5个控制周期的起始时刻起T/2时长内对控制对象进行加热，并可以继续判断控制对象的实时温度在第5个控制周期内是否升高；
若第一控制器102确定控制对象的实时温度在第5个控制周期内未升高，则第一控制器102可以通过控制指令控制加热回路103自第6个控制周期的起始时刻起上电3T/4时长之后断电T/4，从而可以自第6个控制周期的起始时刻起3T/4时长内对控制对象进行加热。
图7是本发明提供的目标航天器热控系统中加热回路的电流变化曲线之六。如图7所示，控制对象的实时温度进入于第一温度区间D 1=[M 0 ,M high )的时刻，即第1个控制周期的起始时刻为0。加热回路103上电后，加热回路103中的电流为700mA。实例六中加热回路103中的电流变化如图7所示。
图8是本发明提供的测试系统的结构示意图。本发明提供的测试系统用于测试目标航天器热控系统101。下面结合图8对本发明提供的测试系统进行描述。如图8所示，测试系统801包括：第二控制器802、电流监测器件803和精密电阻器805；第二控制器802分别与电流监测器件803和精密电阻器805电连接；
精密电阻器805串联入目标航天器热控系统101的控温回路104中；电流监测器件803串联入目标航天器热控系统101的加热回路103中；
精密电阻器805用于响应于第二控制器802的控制调整输出温度，以模拟目标航天器热控系统101的控制对象的温度变化；
电流监测器件803用于对加热回路103中的电流进行实时监测，并将监测得到的电流数据实时发送至第二控制器802；
第二控制器802用于在确定目标航天器热控系统101处于自主控温模式且加热回路103中的电流为0的情况下，控制精密电阻器805的输出温度依次低于第二温度、处于第一温度区间、处于第二温度区间以及高于第一温度，第二控制器802还用于基于电流监测器件803发送的电流数据，以及目标航天器热控系统101在自主控温模式下的控制逻辑，获取目标航天器热控系统101的测试结果；
其中，第一温度区间的上限为第一温度；第二温度区间的下限为第二温度；第一温度区间的下限与第二温度区间的上限相同。
作为一个可选地实施例，测试系统801，还包括：模拟负载804；所述模拟负载804串联入所述目标航天器热控系统101的加热回路103中。
需要说明的是，模拟负载804串联入加热回路103之后，也在加热回路103中形成有效回路，从而可以使得电流监测器件803对加热回路103中的加热电流进行监测。
可选地，模拟负载804的可以集成有20路并联电阻，上述电阻的电阻值可以为40Ω。
具体地，测试系统801在对目标航天器热控系统101进行测试之前，需要确定目标航天器热控系统101处于自主控温模式，且目标航天器热控系统101中加热回路103中的电流为0。
作为一个可选地实施例，第二控制器802具体用于在控制精密电阻器805的输出温度低于第二温度之后，若确定加热回路103中的电流为目标电流，则控制精密电阻器805的输出温度处于第一温度区间，在控制精密电阻器805的输出温度处于第一温度区间之后，若确定加热回路103中的电流为0，则控制精密电阻器805的输出温度处于第二温度区间，在控制精密电阻器805的输出温度处于第二温度区间之后，若确定加热回路103中的电流为目标电流，则控制精密电阻器805的输出温度高于第一温度；
其中，目标电流为加热回路103在通电状态下加热回路103中的电流。
测试系统801在确定目标航天器热控系统101处于自主控温模式，且目标航天器热控系统101中加热回路103中的电流为0的情况下，第二控制器802可以控制精密电阻器805的输出温度低于第二温度M low ，从而模拟目标航天器热控系统101的控制温度的实时温度低于第二温度M low 的场景。
在精密电阻器805的输出温度低于第二温度M low 的第一时长内，电流监测器件803监测到的加热回路103的电流应从0变化为目标电流。
第二控制器802控制精密电阻器805的输出温度低于第二温度M low 之后，若第二控制器802确定加热回路103的电流从0变化为目标电流，则第二控制器802可以控制精密电阻器805的输出温度第一温度区间D 1=[M 0 ,M high )，从而模拟目标航天器热控系统101的控制温度的实时温度处于第一温度区间D 1=[M 0 ,M high )的场景。
需要说明的是，由于加热回路103中的电路已由0变化为目标电流，因此，在精密电阻器805的输出温度处于第一温度区间D 1=[M 0 ,M high )之后，加热回路103中的电流可以直接在目标电流的基础上进行变化，从而可以提高测试效率。
第二控制器802控制精密电阻器805的输出温度处于第一温度区间D 1=[M 0 ,M high )之后，若第二控制器802确定加热回路103的电流从目标电流变化为0，可以控制控制精密电阻器805的输出温度处于第二温度区间D 2=[M low ,M 0 )，从而模拟目标航天器热控系统101的控制温度的实时温度处于第二温度区间D 2=[M low ,M 0 )的场景。
需要说明的是，由于加热回路103中的电路已由目标电流变化为0，因此，在精密电阻器805的输出温度处于第二温度区间D 2=[M low ,M 0 )之后，加热回路103中的电流可以直接在0的基础上进行变化，从而可以进一步提高测试效率。
第二控制器802控制控制精密电阻器805的输出温度处于第二温度区间D 2=[M low ,M 0 )之后，若第二控制器802确定加热回路103的电流从目标电流变化为0，则第二控制器802可以控制精密电阻器805的输出温度高于第一温度M high ，从而模拟目标航天器热控系统101的控制温度的实时温度高于第一温度M high 的场景。
需要说明的是，由于加热回路103中的电路已由0变化为目标电流，因此，在精密电阻器805的输出温度高于第一温度M high 之后，加热回路103中的电流可以直接在目标电流的基础上进行变化，可以进一步提高测试效率。
电流监测器件803将测试过程中监测到的加热回路103中的电流数据发送至第二控制器802之后，第二控制器802可以将上述电流数据与目标航天器热控系统101在自主控温模式下加热回路103的控制逻辑进行对比，并根据上述电流数据与上述控制逻辑的吻合程度，获得目标航天器热控系统101的测试结果。
第二控制器802在确定上述电流数据与上述控制逻辑的吻合程度为100%的情况下，可以将目标航天器热控系统101处于正常工作状态，确定为目标航天器热控系统101的测试结果；
第二控制器802在确定上述电流数据与上述控制逻辑的吻合程度不为100%的情况下，可以将目标航天器热控系统101存在故障风险，确定为目标航天器热控系统101的测试结果。
作为一个可选地实施例，第二控制器802还用于在确定目标航天器热控系统101处于自主控温模式但加热回路103中的电流不为0的情况下，控制精密电阻器805的输出温度高于第一温度。
需要说明的是，为了保护航天器的母线安全，第二控制器802在确定目标航天器热控系统101处于自主控温模式但加热回路103中的电流不为0的情况下，控制精密电阻器805的输出温度高于第一温度M high ，从而模拟目标航天器热控系统101的控制温度的实时温度高于第一温度M high 的场景，进而可以使得加热回路103中的电流为0，以保证航天器的母线安全。
本发明实施例中的测试系统，包括第二控制器、电流监测器件和精密电阻器，精密电阻器串联入目标航天器热控系统的控温回路中，电流监测器件串联入目标航天器热控系统的加热回路中，第二控制器能在确定目标航天器热控系统处于自主控温模式且加热回路中的电流为0的情况下，控制精密电阻器的输出温度依次低于第二温度、处于第一温度区间、处于第二温度区间以及高于第一温度，第二控制器能基于电流监测器件发送的电流数据，以及目标航天器热控系统在自主控温模式下的控制逻辑，获取目标航天器热控系统的测试结果，能提高对复杂控制逻辑的目标航天器热控系统的测试效率。
作为一个可选地实施例，测试系统801，还包括：显示设备；显示设备与第二控制器802电连接；
第二控制器802还用于将测试结果发送中显示设备；
显示设备用于显示接收到的测试结果。
作为一个可选地实施例，显示设备还与电流监测器件803电连接；
电流监测器件803还用于将监测得到的电流数据实时发送至显示设备；
显示设备用于显示接收到的电流数据。
本发明实施例中的测试系统801还包括显示设备，能显示目标航天器热控系统101的测试结果以及电流监测器件803监测得到的电流数据以供用户查看，能提高用户感知。
图9为本发明提供的测试方法的流程示意图。本发明提供测试方法基于上述测试系统801实现，并用于对目标航天器热控系统101进行测试。如图9所示，该方法包括：步骤901、在确定所述目标航天器热控系统101处于自主控温模式且所述目标航天器热控系统101内的加热回路103中的电流为0的情况下，控制精密电阻器805的输出温度依次低于第二温度、处于第一温度区间、处于第二温度区间以及高于第一温度；
步骤902、基于电流监测器件803发送的电流数据，以及所述目标航天器热控系统101在自主控温模式下的控制逻辑，获取所述目标航天器热控系统101的测试结果；
其中，所述第一温度区间的上限为所述第一温度；所述第二温度区间的下限为所述第二温度；所述第一温度区间的下限与所述第二温度区间的上限相同。
作为一个可选地实施例，控制所述精密电阻器的输出温度低于第二温度之后，控制所述精密电阻器的输出温度处于第一温度区间之前，所述方法还包括：判断所述加热回路中的电流是否为目标电流，并在确定所述加热回路中的电流为所述目标电流的情况下，再控制所述精密电阻器的输出温度处于第一温度区间；
在控制所述精密电阻器的输出温度处于第一温度区间之后，所述控制所述精密电阻器的输出温度处于第二温度区间之前，所述方法还包括：
判断所述加热回路中的电流是否为0，并在确定所述加热回路中的电流为0的情况下，再控制所述精密电阻器的输出温度处于第二温度区间；
控制所述精密电阻器的输出温度处于第二温度区间之后，控制所述精密电阻器的输出温度高于第一温度之前，所述方法还包括：
判断所述加热回路中的电流是否为目标电流，并在确定所述加热回路中的电流为目标电流的情况下，再控制所述精密电阻器的输出温度高于所述第一温度；
其中，所述目标电流为所述加热回路在通电状态下所述加热回路中的电流。
本发明实施例通过在确定目标航天器热控系统处于自主控温模式且加热回路中的电流为0的情况下，控制精密电阻器的输出温度依次低于第二温度、处于第一温度区间、处于第二温度区间以及高于第一温度，能基于电流监测器件发送的电流数据，以及目标航天器热控系统在自主控温模式下的控制逻辑，获取目标航天器热控系统的测试结果，能提高对复杂控制逻辑的目标航天器热控系统的测试效率。
为了便于对本发明提供的测试系统801和测试方法的理解，以下通过一个实例对本发明提供的测试系统801进行说明。
图10是基于本发明提供的测试系统和测试方法对目标航天器热控系统进行测试的流程示意图。如图10所示，测试开始后，将测试系统801中的精密电阻器805串联入目标航天器热控系统101的控温回路104，将模拟负载804和电流监测器件803串联入目标航天器热控系统101的加热回路103，第二控制器802控制精密电阻器805的输出温度高于第一温度M high ，以保证航天器的母线安全；
确定测试系统801与目标航天器热控系统101正确连接之后，航天器加电，目标航天器热控系统101加电，将目标航天器热控系统101的控温模式设置为自主控温模式。
第二控制器802在确定加热回路103中的电流为0的情况下，第二控制器802控制精密电阻器805的输出温度低于第二温度M low ，电流监测器件803监测到的加热回路103中的电流变化应符合图3；
第二控制器802控制精密电阻器805的输出温度处于第一温度区间D 1=[M 0 ,M high )，电流监测器件803监测到的加热回路103中的电流变化应符合图4或图6；
第二控制器802控制控制精密电阻器805的输出温度处于第二温度区间D 2=[M low ,M 0 )，电流监测器件803监测到的加热回路103中的电流变化应符合图5或图7。
第二控制器802控制控制精密电阻器805的输出温度高于第一温度M high ，电流监测器件803监测到的加热回路103中的电流变化应符合图2。
第二控制器802在确定所有步骤均执行完毕的情况下，可以结束测试。
可选地，本发明实施例中第二控制器802、电流监测器件803以及精密电阻器805还可以通过局域网与设置于遥测监视设备连接，用户可以利用上述遥测监视设备对测试系统进行控制。
图11示例了一种电子设备的实体结构示意图，如图11所示，该电子设备可以包括：处理器（processor）1110、通信接口（Communications Interface）1120、存储器（memory）1130和通信总线1140，其中，处理器1110，通信接口1120，存储器1130通过通信总线1140完成相互间的通信。处理器1110可以调用存储器1130中的逻辑指令，以执行测试方法，该方法包括：在确定目标航天器热控系统处于自主控温模式且目标航天器热控系统内的加热回路中的电流为0的情况下，控制精密电阻器的输出温度依次低于第二温度、处于第一温度区间、处于第二温度区间以及高于第一温度；基于电流监测器件发送的电流数据，以及目标航天器热控系统在自主控温模式下的控制逻辑，获取目标航天器热控系统的测试结果；其中，第一温度区间的上限为第一温度；第二温度区间的下限为第二温度；第一温度区间的下限与第二温度区间的上限相同。
此外，上述的存储器1130中的逻辑指令可以通过软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本发明的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备（可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等）执行本发明各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：U盘、移动硬盘、只读存储器（ROM，Read-Only Memory）、随机存取存储器（RAM，Random Access Memory）、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
另一方面，本发明还提供一种计算机程序产品，所述计算机程序产品包括计算机程序，计算机程序可存储在非暂态计算机可读存储介质上，所述计算机程序被处理器执行时，计算机能够执行上述各方法所提供的测试方法，该方法包括：在确定目标航天器热控系统处于自主控温模式且目标航天器热控系统内的加热回路中的电流为0的情况下，控制精密电阻器的输出温度依次低于第二温度、处于第一温度区间、处于第二温度区间以及高于第一温度；基于电流监测器件发送的电流数据，以及目标航天器热控系统在自主控温模式下的控制逻辑，获取目标航天器热控系统的测试结果；其中，第一温度区间的上限为第一温度；第二温度区间的下限为第二温度；第一温度区间的下限与第二温度区间的上限相同。
又一方面，本发明还提供一种非暂态计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该计算机程序被处理器执行时实现以执行上述各方法提供的测试方法，该方法包括：在确定目标航天器热控系统处于自主控温模式且目标航天器热控系统内的加热回路中的电流为0的情况下，控制精密电阻器的输出温度依次低于第二温度、处于第一温度区间、处于第二温度区间以及高于第一温度；基于电流监测器件发送的电流数据，以及目标航天器热控系统在自主控温模式下的控制逻辑，获取目标航天器热控系统的测试结果；其中，第一温度区间的上限为第一温度；第二温度区间的下限为第二温度；第一温度区间的下限与第二温度区间的上限相同。
以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，其中所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部模块来实现本实施例方案的目的。本领域普通技术人员在不付出创造性的劳动的情况下，即可以理解并实施。
通过以上的实施方式的描述，本领域的技术人员可以清楚地了解到各实施方式可借助软件加必需的通用硬件平台的方式来实现，当然也可以通过硬件。基于这样的理解，上述技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品可以存储在计算机可读存储介质中，如ROM/RAM、磁碟、光盘等，包括若干指令用以使得一台计算机设备（可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等）执行各个实施例或者实施例的某些部分所述的方法。
最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。
Claims (10)
1.一种测试系统，其特征在于，所述系统用于测试目标航天器热控系统，所述测试系统包括：第二控制器、电流监测器件和精密电阻器；所述第二控制器分别与所述电流监测器件和所述精密电阻器电连接；
所述精密电阻器串联入所述目标航天器热控系统的控温回路中；所述电流监测器件串联入所述目标航天器热控系统的加热回路中；
所述精密电阻器用于响应于所述第二控制器的控制调整输出温度，以模拟所述目标航天器热控系统的控制对象的温度变化；
所述电流监测器件用于对所述加热回路中的电流进行实时监测，并将监测得到的电流数据实时发送至所述第二控制器；
所述第二控制器用于在确定所述目标航天器热控系统处于自主控温模式且所述加热回路中的电流为0的情况下，控制所述精密电阻器的输出温度依次低于第二温度、处于第一温度区间、处于第二温度区间以及高于第一温度，所述第二控制器还用于基于所述电流监测器件发送的所述电流数据，以及所述目标航天器热控系统在自主控温模式下的控制逻辑，获取所述目标航天器热控系统的测试结果；
其中，所述第一温度区间的上限为所述第一温度；所述第二温度区间的下限为所述第二温度；所述第一温度区间的下限与所述第二温度区间的上限相同。
2.根据权利要求1所述的测试系统，其特征在于，所述第二控制器具体用于在控制所述精密电阻器的输出温度低于第二温度之后，若确定所述加热回路中的电流为目标电流，则控制所述精密电阻器的输出温度处于第一温度区间，在控制所述精密电阻器的输出温度处于第一温度区间之后，若确定所述加热回路中的电流为0，则控制所述精密电阻器的输出温度处于第二温度区间，在控制所述精密电阻器的输出温度处于第二温度区间之后，若确定所述加热回路中的电流为目标电流，则控制所述精密电阻器的输出温度高于所述第一温度；
其中，所述目标电流为所述加热回路在通电状态下所述加热回路中的电流。
3.根据权利要求1所述的测试系统，其特征在于，所述第二控制器还用于在确定所述目标航天器热控系统处于自主控温模式但所述加热回路中的电流不为0的情况下，控制所述精密电阻器的输出温度高于第一温度。
4.根据权利要求1所述的测试系统，其特征在于，还包括：模拟负载；所述模拟负载串联入所述目标航天器热控系统的加热回路中。
5.根据权利要求1至4任一所述的测试系统，其特征在于，还包括：显示设备；所述显示设备与所述第二控制器电连接；
所述第二控制器还用于将所述测试结果发送中所述显示设备；
所述显示设备用于显示接收到的测试结果。
6.根据权利要求5所述的测试系统，其特征在于，所述显示设备还与所述电流监测器件电连接；
所述电流监测器件还用于将监测得到的电流数据实时发送至所述显示设备；
所述显示设备还用于显示接收到所述电流数据。
7.一种基于如权利要求1至6任一所述的测试系统实现的测试方法，其特征在于，所述方法用于测试目标航天器热控系统，所述测试方法包括：
在确定所述目标航天器热控系统处于自主控温模式且所述目标航天器热控系统内的加热回路中的电流为0的情况下，控制精密电阻器的输出温度依次低于第二温度、处于第一温度区间、处于第二温度区间以及高于第一温度；
基于电流监测器件发送的电流数据，以及所述目标航天器热控系统在自主控温模式下的控制逻辑，获取所述目标航天器热控系统的测试结果；
其中，所述第一温度区间的上限为所述第一温度；所述第二温度区间的下限为所述第二温度；所述第一温度区间的下限与所述第二温度区间的上限相同。
8.根据权利要求7所述的测试方法，其特征在于，控制所述精密电阻器的输出温度低于第二温度之后，控制所述精密电阻器的输出温度处于第一温度区间之前，所述方法还包括：
判断所述加热回路中的电流是否为目标电流，并在确定所述加热回路中的电流为所述目标电流的情况下，再控制所述精密电阻器的输出温度处于第一温度区间；
在控制所述精密电阻器的输出温度处于第一温度区间之后，所述控制所述精密电阻器的输出温度处于第二温度区间之前，所述方法还包括：
判断所述加热回路中的电流是否为0，并在确定所述加热回路中的电流为0的情况下，再控制所述精密电阻器的输出温度处于第二温度区间；
控制所述精密电阻器的输出温度处于第二温度区间之后，控制所述精密电阻器的输出温度高于第一温度之前，所述方法还包括：
判断所述加热回路中的电流是否为目标电流，并在确定所述加热回路中的电流为目标电流的情况下，再控制所述精密电阻器的输出温度高于所述第一温度；
其中，所述目标电流为所述加热回路在通电状态下所述加热回路中的电流。
9.一种电子设备，包括存储器、处理器及存储在所述存储器上并可在所述处理器上运行的计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述程序时实现如权利要求7或8所述测试方法。
10.一种非暂态计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现如权利要求7或8所述测试方法。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202311104703.4A CN116820073B (zh) | 2023-08-30 | 2023-08-30 | 测试系统、方法、电子设备及存储介质 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202311104703.4A CN116820073B (zh) | 2023-08-30 | 2023-08-30 | 测试系统、方法、电子设备及存储介质 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN116820073A true CN116820073A (zh) | 2023-09-29 |
| CN116820073B CN116820073B (zh) | 2023-11-14 |
Family
ID=88120692
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202311104703.4A Active CN116820073B (zh) | 2023-08-30 | 2023-08-30 | 测试系统、方法、电子设备及存储介质 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN116820073B (zh) |
Citations (13)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5781456A (en) * | 1997-07-11 | 1998-07-14 | Space Systems/Loral, Inc. | Software select and test |
| CN101498937A (zh) * | 2009-03-04 | 2009-08-05 | 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 | 航天光学遥感器主动热控电路的仿真测试方法 |
| CN202694136U (zh) * | 2012-05-08 | 2013-01-23 | 北京东方计量测试研究所 | 多通道热控系统测试设备 |
| CN103488167A (zh) * | 2013-09-26 | 2014-01-01 | 北京空间飞行器总体设计部 | 一种遥感卫星控温仪整星测试系统及测试方法 |
| CN103488163A (zh) * | 2013-08-12 | 2014-01-01 | 上海卫星工程研究所 | 一种快速检测自动控温功能的测试方法 |
| CN105867170A (zh) * | 2016-05-06 | 2016-08-17 | 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 | 航天光学遥感器温度控制电路仿真系统及仿真测试方法 |
| CN106997005A (zh) * | 2017-02-17 | 2017-08-01 | 上海裕达实业有限公司 | 高精度热控回路阻值测试装置及方法 |
| CN107908178A (zh) * | 2017-12-06 | 2018-04-13 | 湖南航天远望科技有限公司 | 一种温度自动控制装置测试系统及测试方法 |
| CN110018679A (zh) * | 2019-04-11 | 2019-07-16 | 上海卫星工程研究所 | 航天器自主温控系统闭环测试系统及测试方法 |
| CN112213576A (zh) * | 2020-09-11 | 2021-01-12 | 北京空间飞行器总体设计部 | 航天器用电加热器极性测试方法 |
| CN113125181A (zh) * | 2021-04-07 | 2021-07-16 | 深圳航天东方红卫星有限公司 | 一种卫星热控检测方法与系统 |
| CN113625803A (zh) * | 2021-08-30 | 2021-11-09 | 上海卫星工程研究所 | 航天器可变功率高精度控温方法、系统、介质及设备 |
| CN114325100A (zh) * | 2021-12-13 | 2022-04-12 | 上海卫星装备研究所 | 航天器热控回路集成电性能测试系统、方法及介质 |
-
2023
- 2023-08-30 CN CN202311104703.4A patent/CN116820073B/zh active Active
Patent Citations (13)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5781456A (en) * | 1997-07-11 | 1998-07-14 | Space Systems/Loral, Inc. | Software select and test |
| CN101498937A (zh) * | 2009-03-04 | 2009-08-05 | 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 | 航天光学遥感器主动热控电路的仿真测试方法 |
| CN202694136U (zh) * | 2012-05-08 | 2013-01-23 | 北京东方计量测试研究所 | 多通道热控系统测试设备 |
| CN103488163A (zh) * | 2013-08-12 | 2014-01-01 | 上海卫星工程研究所 | 一种快速检测自动控温功能的测试方法 |
| CN103488167A (zh) * | 2013-09-26 | 2014-01-01 | 北京空间飞行器总体设计部 | 一种遥感卫星控温仪整星测试系统及测试方法 |
| CN105867170A (zh) * | 2016-05-06 | 2016-08-17 | 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 | 航天光学遥感器温度控制电路仿真系统及仿真测试方法 |
| CN106997005A (zh) * | 2017-02-17 | 2017-08-01 | 上海裕达实业有限公司 | 高精度热控回路阻值测试装置及方法 |
| CN107908178A (zh) * | 2017-12-06 | 2018-04-13 | 湖南航天远望科技有限公司 | 一种温度自动控制装置测试系统及测试方法 |
| CN110018679A (zh) * | 2019-04-11 | 2019-07-16 | 上海卫星工程研究所 | 航天器自主温控系统闭环测试系统及测试方法 |
| CN112213576A (zh) * | 2020-09-11 | 2021-01-12 | 北京空间飞行器总体设计部 | 航天器用电加热器极性测试方法 |
| CN113125181A (zh) * | 2021-04-07 | 2021-07-16 | 深圳航天东方红卫星有限公司 | 一种卫星热控检测方法与系统 |
| CN113625803A (zh) * | 2021-08-30 | 2021-11-09 | 上海卫星工程研究所 | 航天器可变功率高精度控温方法、系统、介质及设备 |
| CN114325100A (zh) * | 2021-12-13 | 2022-04-12 | 上海卫星装备研究所 | 航天器热控回路集成电性能测试系统、方法及介质 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN116820073B (zh) | 2023-11-14 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN115591124A (zh) | 一种用于磁刺激的输出功率自适应控制系统及其控制方法 | |
| CN110704274A (zh) | 一种固态硬盘的温度控制方法、装置及设备 | |
| CN113639468A (zh) | 用于控制热水器的方法、装置和热水器 | |
| CN116820073B (zh) | 测试系统、方法、电子设备及存储介质 | |
| EP3876381B1 (en) | Charge and discharge control method and apparatus for terminal | |
| TW201618369A (zh) | 用於加溫電池之系統及方法 | |
| CN114645868B (zh) | 风机控制方法、计算机设备以及存储介质 | |
| CN114543301B (zh) | 一种空调器断电控制方法、装置、电子设备与存储介质 | |
| CN114039069B (zh) | 一种发动机测试方法及装置 | |
| CN114033545B (zh) | 怠速模式下电控硅油风扇的控制方法和装置 | |
| CN115076897A (zh) | 空调器的控制方法、装置及存储介质 | |
| CN116025581A (zh) | 风扇调控方法、装置、电子设备及存储介质 | |
| CN115900155A (zh) | 空调器压缩机的回油控制方法、装置及空调器 | |
| CN115015657A (zh) | 一种射频美容仪可靠性测试方法和存储介质 | |
| CN115077032A (zh) | 压缩机母线电压控制方法、装置及空调器 | |
| CN114886553A (zh) | 一种温度控制方法、装置、电子设备和存储介质 | |
| CN112822829A (zh) | 一种x射线高压发生器曝光功率参数确定方法及装置 | |
| CN112902387A (zh) | 自动远程控制酒店空调的方法、装置、系统及相关设备 | |
| CN112467243B (zh) | 电池包冷却控制方法及装置 | |
| CN113091279B (zh) | 制热出风设备风速控制方法、装置及制热出风设备 | |
| CN111141781A (zh) | 一种针对散热器热阻抗的测试方法及系统 | |
| CN114490143A (zh) | 一种循环开关机压力测试方法、装置及系统 | |
| US9252619B2 (en) | Method for the resistive cell equalization of battery cells of a battery, a battery which is controlled in accordance with the method, and a motor vehicle | |
| CN117029214A (zh) | 基于电流限流实现的空调器节能运行控制方法及装置 | |
| CN115848225A (zh) | 电动车的车辆温度控制方法及装置 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |