張洪波 潘宇倩 馮文婧 王海濤

(北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京 100094)

一種航天器電加熱智能控制策略

張洪波 潘宇倩 馮文婧 王海濤

(北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京 100094)

降低航天器平臺(tái)各分系統(tǒng)的功率需求是提高航天器承載能力的重要手段之一。部分航天器的熱控功率占比偏高，而消耗功率的主要電加熱器因控制算法簡單，在軌功耗呈現(xiàn)明顯的波峰波谷。文章提出了一種旨在優(yōu)化電加熱器總功率的電加熱智能控制策略，并根據(jù)某導(dǎo)航衛(wèi)星熱設(shè)計(jì)和在軌遙測數(shù)據(jù)，選取蓄電池和推力器的加熱器為代表進(jìn)行了仿真分析，結(jié)果表明：智能控制策略具有良好的收斂性，蓄電池和推力器的加熱器功率需求分別下降50%和45%，可以推廣應(yīng)用到其他航天器。

航天器；控制策略；電加熱器；功耗；優(yōu)化

1 引言

電加熱控溫方法是目前航天器熱控制系統(tǒng)最常用的主動(dòng)熱控技術(shù)，其基本設(shè)計(jì)思路是：由于設(shè)備自身的發(fā)熱量或所處熱環(huán)境變化大，在設(shè)備溫度過低時(shí)通過電加熱提高設(shè)備溫度，使之滿足低溫設(shè)計(jì)極限；電加熱控溫方法利用電加熱器(后文簡稱加熱器)將航天器電能轉(zhuǎn)換為熱能來加熱設(shè)備[1]。

航天器載荷功率是衡量平臺(tái)能力的重要技術(shù)指標(biāo)之一，在提高整器供電能力的同時(shí)，須盡量壓縮平臺(tái)功率，以提高平臺(tái)承載能力。部分航天器熱控功率占比偏高，以我國二代導(dǎo)航系列衛(wèi)星為例，傾斜地球同步軌道(IGSO)和中地球軌道(MEO)衛(wèi)星(軌道偏航控制)熱控功率占平臺(tái)總功率的百分比約為40%，而對于地球靜止軌道(GEO)衛(wèi)星(軌道無偏航控制)，則占比高達(dá)約50%；熱控功率的絕大部分乃至全部都用于加熱器的供電，因此加熱器總功率優(yōu)化已成為提升航天器平臺(tái)能力的瓶頸之一。目前，航天器電加熱控制策略為簡單的高低溫閾值策略，即在設(shè)備溫度低至控溫下限時(shí)開啟加熱器，在設(shè)備溫度高至控溫上限時(shí)關(guān)閉加熱器，加熱器之間無耦合關(guān)系，沒有更高層面的智能統(tǒng)籌控制策略，這就導(dǎo)致總功率形成明顯的波峰波谷，而整器必須按照極端的峰值進(jìn)行功率預(yù)算，最終導(dǎo)致功率資源的浪費(fèi)。當(dāng)前針對航天器電加熱控制技術(shù)的研究多集中于自主管理[2-4]和高精度控制方向[5-8]，尚無以功率優(yōu)化為目標(biāo)的控制策略研究。

本文提出一種旨在優(yōu)化加熱器總功率的航天器電加熱智能控制策略，在某導(dǎo)航衛(wèi)星熱設(shè)計(jì)和在軌遙測數(shù)據(jù)的基礎(chǔ)上設(shè)計(jì)優(yōu)化方法并進(jìn)行仿真分析，同時(shí)將仿真結(jié)果與在軌遙測數(shù)據(jù)進(jìn)行了比對。

2 電加熱智能控制策略

2.1 控制策略實(shí)現(xiàn)思路

加熱器智能控制策略實(shí)現(xiàn)思路如下。

(1)為了實(shí)現(xiàn)優(yōu)化加熱器總功率的目標(biāo)，考慮以加熱器工作的平均功率為控制基準(zhǔn)，使功率可在恰當(dāng)?shù)臅r(shí)機(jī)分配給恰當(dāng)?shù)募訜崞鳎诖_保被控對象溫度符合要求的同時(shí)，起到“削峰平谷”的控制效果，以降低總功率需求。

(2)加熱器平均功率由各加熱器自身功率乘以開啟占空比并求和得到，開啟占空比可由地面有限元熱仿真分析得出，也可根據(jù)在軌遙測統(tǒng)計(jì)得出。鑒于航天器因熱邊界條件不同有多種工況，平均功率應(yīng)為各工況中功率需求最大工況下的平均功率。

(3)鑒于航天器自主溫控的發(fā)展趨勢，控制策略應(yīng)考慮由星載計(jì)算機(jī)實(shí)現(xiàn)，計(jì)算過程盡量簡化，不能照搬地面有限元熱仿真分析。從簡化計(jì)算的角度考慮，采取歸類優(yōu)化的思路，將控溫范圍、熱容和熱邊界條件較為接近的設(shè)備加熱器歸為一類進(jìn)行統(tǒng)籌考慮。一般同類的設(shè)備加熱器可歸為一類，每類加熱器通過智能控制進(jìn)行“削峰平谷”。

(4)根據(jù)設(shè)備熱容大小確定合適的加熱控制周期，每個(gè)周期結(jié)束后根據(jù)設(shè)備溫度情況對控制策略進(jìn)行調(diào)整，形成反饋調(diào)節(jié)機(jī)制。

(5)航天器艙內(nèi)設(shè)備與艙外設(shè)備熱特性和熱邊界條件相差很大：一般艙外設(shè)備熱容較小，與其他設(shè)備熱耦合較弱，升降溫變化較劇烈；艙內(nèi)設(shè)備熱容較大，與同一艙段內(nèi)其他設(shè)備有較強(qiáng)熱耦合，升降溫變化較緩。因此針對兩種情況應(yīng)分別進(jìn)行考慮。

2.2 艙內(nèi)設(shè)備加熱器控制策略實(shí)現(xiàn)方法

圖1為艙內(nèi)設(shè)備加熱器控制策略實(shí)現(xiàn)流程，采用循環(huán)迭代的方式進(jìn)行仿真求解，設(shè)備溫度、設(shè)備向艙板傳熱速率和加熱器總功率須設(shè)定初值。本文重點(diǎn)論述電加熱智能控制策略，故需對于艙內(nèi)熱分析條件進(jìn)行簡化：①只考慮艙內(nèi)設(shè)備與安裝板之間的傳導(dǎo)換熱；②忽略設(shè)備之間，設(shè)備與安裝板、安裝板與其它艙板之間的輻射換熱；③安裝板等溫。設(shè)定P為加熱器總功率，T0為設(shè)備控溫目標(biāo)，ΔP為反饋調(diào)節(jié)功率，Δt為控制周期和仿真周期，P1為艙板向太空輻射功率，P2為艙段內(nèi)非電加熱設(shè)備與安裝板間的熱交換，P3為艙板吸收的外熱流，n為艙段內(nèi)控溫設(shè)備數(shù)量，Ci為設(shè)備熱容。設(shè)定在t0時(shí)刻，Ti為第i個(gè)控溫設(shè)備溫度，φi為第i個(gè)控溫設(shè)備向艙板傳熱速率，Pi為第i個(gè)控溫設(shè)備加熱器功率，則Ti、φi、Pi均為已知量。設(shè)定在t0+Δt時(shí)刻，Ti′為第i個(gè)控溫設(shè)備溫度，φi′為第i個(gè)控溫設(shè)備向艙板傳熱速率，Pi′為第i個(gè)控溫設(shè)備加熱器功率，Ti′、φi′、Pi′為待求解量。

t0+Δt時(shí)刻第i個(gè)控溫設(shè)備溫度：

(1)

t0+Δt時(shí)刻第i個(gè)控溫設(shè)備向艙板傳熱速率φi′的計(jì)算如下：

(2)

式中：ε為OSR片發(fā)射率，σ為波爾茲曼常數(shù)[1]，A為艙板散熱面積，T1為艙板溫度。

(3)

式中：Ai為第i個(gè)設(shè)備底面積，Ti為設(shè)備溫度，λ為設(shè)備底面與艙板間換熱系數(shù)，由此得

(4)

而對于兩個(gè)設(shè)備有

(5)

聯(lián)合求解式(4)和式(5)可以得出φi′。

t0+Δt時(shí)刻設(shè)備加熱總功率：

(6)

式中：T為設(shè)備平均溫度，反饋調(diào)節(jié)功率ΔP采用比例控制方式，系數(shù)為K。

每個(gè)設(shè)備的加熱功率Pi′需要在總功率P′的基礎(chǔ)上進(jìn)行分配，分配原則是：優(yōu)先加熱溫度低的設(shè)備。功率分配須考慮每個(gè)回路加熱器的標(biāo)稱功率P0，對于總功率P無法被標(biāo)稱功率P0整除的情況，須通過占空比進(jìn)行調(diào)節(jié)，例如P=1.61P0，則溫度最低設(shè)備的加熱器在本輪控制周期Δt內(nèi)一直開啟，溫度次低設(shè)備的加熱器在本輪控制周期Δt內(nèi)開啟占空比為61%。嚴(yán)格意義上來講，應(yīng)計(jì)算并比較該組所有設(shè)備溫度降低到下限所需時(shí)間，時(shí)間較短的優(yōu)先加熱；但因降溫曲線是非線性的，準(zhǔn)確計(jì)算降溫時(shí)間需要大量迭代計(jì)算，對需要由星載計(jì)算機(jī)實(shí)現(xiàn)控制算法來說負(fù)擔(dān)很重，此外根據(jù)前文所述加熱器分類優(yōu)化的原則，控溫對象的控溫范圍、熱容和熱邊界條件較為相近，可以用當(dāng)前溫度的高低代表降溫時(shí)間的多少。

圖1 艙內(nèi)設(shè)備加熱器控制策略實(shí)現(xiàn)流程圖Fig.1 Flow chart of inter heaters control strategy

2.3 艙外設(shè)備加熱器控制策略實(shí)現(xiàn)方法

與艙內(nèi)設(shè)備加熱器控制策略不同，針對艙外設(shè)備溫度變化較快的特點(diǎn)，采用每次循環(huán)調(diào)整工作加熱器數(shù)量方式調(diào)節(jié)總功率。r≥N時(shí)，選擇溫度最低的N個(gè)加熱器開啟；當(dāng)r

t0+Δt時(shí)刻第i個(gè)控溫設(shè)備溫度：

圖2 艙外設(shè)備加熱器控制策略實(shí)現(xiàn)流程圖Fig.2 Flow chart of outer heaters control strategy

(7)

如加熱器開啟，則Pi=P0，如加熱器不開啟，則Pi=0。

t0+Δt時(shí)刻第i個(gè)控溫設(shè)備向外傳熱速率：

(8)

式中：φT為特定溫度TT狀態(tài)的輻射功率，可根據(jù)熱分析或在軌遙測數(shù)據(jù)計(jì)算。

3 仿真分析

3.1 仿真分析對象選取

本文以某IGSO導(dǎo)航衛(wèi)星為例進(jìn)行優(yōu)化分析。該衛(wèi)星工作軌道艙內(nèi)加熱器包括管路加熱器、蓄電池加熱器、原子鐘加熱器等，艙外加熱器包括地球敏感器加熱器、太陽敏感器加熱器、10 N推力器加熱器、星敏感器加熱器以及各類天線加熱器等。

為保證優(yōu)化和仿真分析驗(yàn)證效果，在確定優(yōu)化分析對象時(shí)依據(jù)如下原則：

(1)被加熱對象的熱邊界條件清晰、穩(wěn)定；

(2)加熱器總功率存在波峰波谷；

(3)加熱器總功率大小適當(dāng)，存在優(yōu)化空間；

(4)加熱器數(shù)量足以充分、有效驗(yàn)證加熱器功率智能分配算法；

(5)具有一定代表性，可以推廣應(yīng)用到其他航天器。

綜上，選擇艙內(nèi)的蓄電池加熱器(90 W×4回路，蓄電池共4臺(tái)，每臺(tái)1個(gè)回路)和艙外的10 N推力器加熱器(3.5 W×20回路，推力器共20臺(tái)，每臺(tái)1個(gè)回路)為代表進(jìn)行優(yōu)化和仿真分析。

3.2 艙內(nèi)蓄電池加熱器控制策略仿真分析

蓄電池加熱器功率需求最大的工況為地影季的光照期，控溫目標(biāo)為15 ℃，蓄電池處于擱置狀態(tài)，熱耗為0 W。根據(jù)工況要求選擇地影季光照期且蓄電池?cái)R置狀態(tài)的遙測數(shù)據(jù)進(jìn)行分析，結(jié)果為：4個(gè)加熱器工作(360 W)占比為5.8%，3個(gè)加熱器工作(270 W)占比為9.3%，2個(gè)加熱器工作(180 W)占比為24.2%，1個(gè)加熱器工作(90 W)占比為22.4%，加熱器均不工作(0 W)占比為38.3%。平均功率為109.7 W，實(shí)際平均溫度為14.52 ℃。

根據(jù)衛(wèi)星熱設(shè)計(jì)情況，確定仿真分析參數(shù)如下：衛(wèi)星光學(xué)太陽反射鏡(OSR)片發(fā)射率ε=0.79，玻爾茲曼常數(shù)σ=5.67×10-8W/(m2·K4)，導(dǎo)熱系數(shù)對于使用導(dǎo)熱硅脂作為填料的情況λ=1000 W/(m2·K)。

選取控溫目標(biāo)為在軌實(shí)測平均溫度T0=14.52 ℃，時(shí)間間隔Δt=1 min，反饋功率系數(shù)K=0.005 W/℃，外熱流P3=0 W，蓄電池初始溫度分別為11 ℃、12 ℃、10 ℃、9 ℃，蓄電池向艙板傳熱速率初值均為0.1 W，加熱器總功率初值100 W。

仿真結(jié)果如圖3和圖4所示，圖3為蓄電池溫度變化曲線，圖4為加熱器總功率變化曲線。

仿真結(jié)果表明：

(1)蓄電池溫度、加熱器總功率均收斂。

(2)蓄電池平均溫度收斂于14.52 ℃，與控溫目標(biāo)一致。

(3)加熱器平均功率未超過115 W，最多只開2個(gè)加熱器，功率需求峰值180 W，比優(yōu)化前降低50%。目前蓄電池加熱器為90 W×4回路，若可以配置為45 W×8回路或30 W×12回路，則會(huì)有進(jìn)一步的優(yōu)化空間，當(dāng)然需要更多配電和遙控資源，統(tǒng)籌考慮。

(4)加熱器平均功率收斂于108.3 W附近，與在軌實(shí)測功率109.7 W相比相差僅1.4 W，此功率之差即為熱分析條件簡化引起的仿真計(jì)算誤差，它不會(huì)影響溫度和平均功率的收斂特性。

圖3 4臺(tái)蓄電池溫度變化曲線Fig.3 Temperature of four batteries

圖4 加熱器總功率變化曲線Fig.4 Total power costs of electric heaters

3.3 艙外10 N推力器加熱器控制策略仿真分析

10 N推力器加熱器總功率需求最大的工況為工作軌道地影期，控溫目標(biāo)為30～35 ℃，10 N推力器不工作，熱耗為0 W。衛(wèi)星共配置20個(gè)10 N推力器，推力器熱容Ci=44 J/℃，每個(gè)推力器配置3.5W的加熱回路，功率預(yù)算70W。經(jīng)選取地影期遙測數(shù)據(jù)分析，加熱器平均占空比為50.38%，加熱器總平均功率為70W×50.38%=35.27W。由此近似認(rèn)為每個(gè)10N推力器在32.5 ℃的情況下輻射效率為35.27W/20=1.76W。

仿真分兩個(gè)工況進(jìn)行。工況一：取Δt=1s，推力器初始溫度為15～24.5 ℃(每0.5 ℃間隔)，初始工作加熱器數(shù)量為0，外熱流PW=0W。工況二：取Δt=1 s，推力器初始溫度為25～34.5 ℃(每0.5 ℃間隔)，初始工作加熱器數(shù)量為0，外熱流PW=1.5 W×10=15 W，即其中10個(gè)推力器受到1.5 W的外熱流。

兩種工況推力器溫度變化曲線和加熱器數(shù)量變化曲線如圖5～圖8所示。

仿真結(jié)果表明：

(1)兩種工況均具有良好的收斂特性，均將推力器溫度控制到33 ℃。

(2)兩種工況加熱器總功率未超過3.5 W×11=38.5 W，比優(yōu)化前降低45%。

(3)工況二中，推力器外熱流未超過自身輻射功率(1.76 W)，因此溫度仍收斂于33 ℃，穩(wěn)態(tài)加熱器總功率下降至20.3 W。

圖5 推力器溫度變化曲線(工況一)Fig.5 Temperature of engines (case 1)

圖6 加熱器數(shù)量變化曲線(工況一)Fig.6 Number of heaters (case 1)

圖7 推力器溫度變化曲線(工況二)Fig.7 Temperature of engines (case 2)

圖8 加熱器數(shù)量變化曲線(工況二)Fig.8 Number of heaters (case 2)

4 結(jié)束語

本文提出的航天器電加熱智能控制策略具有良好的收斂性，優(yōu)化對象為某導(dǎo)航衛(wèi)星的蓄電池加熱器和推力器加熱器功率需求分別下降50%和45%，優(yōu)化效果顯著，且鑒于二者的代表性，本文的控制策略可以推廣應(yīng)用到其他航天器。

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(編輯：李多)

An Intelligent Control Strategy of Spacecraft Electric Heating

ZHANG Hongbo PAN Yuqian FENG Wenjing WANG Haitao

(Beijing Institute of Spacecraft System Engineering,Beijing 100094,China)

Reducing the power cost of platform subsystems is one of the most important ways to improve the carrying capacity of a spacecraft. The power of thermal control subsystem is higher compared to other platform subsystems. Electric heaters cost most of the power and wave distinctly because of the simple control way. This paper brings forward an intelligent control strategy aiming at optimizing the power costs of electric heaters,and simulates the heaters power costs of batteries and engines in view of the thermal subsystem design and on-orbit data of some navigation satellite. The results realize that this strategy converges stably,and the power costs of batteries and engines descend by 50 percent and 45 percent respectively,which can be popularized to other spacecraft.

spacecraft；control strategy；electric heaters；power cost; optimization

2016-04-12；

2016-05-25

國家重大航天工程

張洪波，男，高級(jí)工程師，研究方向?yàn)楹教炱骺傮w設(shè)計(jì)。Email：zhanghb03@126.com。

V423.4

A

10.3969/j.issn.1673-8748.2016.04.008