航天器可变功率高精度控温方法、系统、介质及设备技术方案

本发明专利技术提供了一种航天器可变功率高精度控温方法、系统、介质及设备，包括：步骤1：通过可编程逻辑器件实现多路同时电平/脉冲逻辑，对所有处于关闭状态的加热器进行上电；步骤2：通过温度测量电路反应被测目标的温度变化；步骤3：通过温度采集电路周期性采集多路被测目标温度；步骤4：通过处理器对被测目标控温阈值进行调整和准禁控制；步骤5：根据上一周期采集的被测目标实时温度和控温阈值，对加热器进行温度控制。本发明专利技术在不改变航天器控温硬件电路的前提下，通过可编程逻辑器件软件和处理器软件功能的调整实现航天器高精度控温的特殊要求，在一定程度上降低了热控的峰值功耗，具有一定的推广性。一定的推广性。一定的推广性。

【技术实现步骤摘要】
航天器可变功率高精度控温方法、系统、介质及设备


[0001]本专利技术涉及在轨航天器高精度温度控制
，具体地，涉及一种航天器可变功率高精度控温方法、系统、介质及设备。

技术介绍

[0002]航天器在轨飞行期间，受轨道、日照、辐照等空间环境影响，需要对一些特定目标进行高精度温度控制，在不改变原有控温电路的模式下，通过优化处理器软件和可编程逻辑器件软件功能，可以实现控温目标的高精度温度控制，具有较好的适用性和推广性。
[0003]专利文献CN103412590A公开了一种适用于空间遥感相机的高精度控温方法，该专利根据相机控温区域的热特性参数θ、其它控温区域温度测量值Ti、以及对本控温区域传热影响的热关联系数αi、外热流Qout综合进行热流量计算，采用热量预示的方法进行控温，然而未涉及加热器脉冲阈值及降功耗设计概念。
[0004]专利文献CN105383714A公开了一种星载主动控温系统，该专利构建了控温系统包括电控隔热屏、电加热器、LHP蒸发器、LHP辐射器，通过热管网络进行热量交换，然而未涉及加热器脉冲阈值及降功耗设计概念。
[0005]专利文献CN108803728A公开了一种航天器用自调节控温加热器，该专利通过自调节控温加热器PTC加热元件实现自主控温，然而未涉及加热器脉冲阈值及降功耗设计概念。
[0006]专利文献CN104731131A(申请号：CN201410648692.0)公开了一种航天器热真空试验温度控制方法。该方法包括步骤：使用两个测量范围不同的测温仪，同时对激光加热中心位置进行测量，分别获得两个测量范围的平均温度T1、T2；将两个平均温度的比值T1/T2作为PID控制器中比例和积分时间系数的整定参数，根据T1/T2的变化对比例和积分时间系数进行实时在线整定，利用整定过的系数通过PID控制获得当前加热功率的变化值；根据所述变化值调整加激光的输出功率。然而该专利未涉及加热器脉冲阈值及降功耗设计概念。

技术实现思路

[0007]针对现有技术中的缺陷，本专利技术的目的是提供一种航天器可变功率高精度控温方法、系统、介质及设备。
[0008]根据本专利技术提供的航天器可变功率高精度控温方法，包括：
[0009]步骤1：通过可编程逻辑器件实现多路同时电平/脉冲逻辑，对所有处于关闭状态的加热器进行上电；
[0010]步骤2：通过温度测量电路反应被测目标的温度变化；
[0011]步骤3：通过温度采集电路周期性采集多路被测目标温度；
[0012]步骤4：通过处理器对被测目标控温阈值进行调整和准禁控制；
[0013]步骤5：根据上一周期采集的被测目标实时温度和控温阈值，对加热器进行温度控制。
[0014]优选的，被测目标实时温度为T0，被测目标的控温阈值下限为T
L
，被测目标的控温
阈值上限为T
H
，当T0＜T
L
时打开该路加热器，当T0＞T
H
时关闭加热器。
[0015]优选的，所述处理器在控温阈值范围内采用脉冲开关模式调整加热器的电流，加热器控制脉冲的占空比通过T0与脉冲阈值T
Z
进行比较实现，当T0＜T
Z
时，当前周期输出占空比为75％；当T0＝T
Z
时，当前周期输出占空比为50％；当T0＞T
Z
时，当前周期输出占空比为25％。
[0016]优选的，采用功率管对加热器电路进行驱动，通过处理器实现多路温度采集数据的处理，并通过可编程逻辑器件实现单路或多路加热器驱动电路的开关，通过调整加热器的电流实现温度变化和控制。
[0017]根据本专利技术提供的航天器可变功率高精度控温系统，包括：
[0018]模块M1：通过可编程逻辑器件实现多路同时电平/脉冲逻辑，对所有处于关闭状态的加热器进行上电；
[0019]模块M2：通过温度测量电路反应被测目标的温度变化；
[0020]模块M3：通过温度采集电路周期性采集多路被测目标温度；
[0021]模块M4：通过处理器对被测目标控温阈值进行调整和准禁控制；
[0022]模块M5：根据上一周期采集的被测目标实时温度和控温阈值，对加热器进行温度控制。
[0023]优选的，被测目标实时温度为T0，被测目标的控温阈值下限为T
L
，被测目标的控温阈值上限为T
H
，当T0＜T
L
时打开该路加热器，当T0＞T
H
时关闭加热器。
[0024]优选的，所述处理器在控温阈值范围内采用脉冲开关模式调整加热器的电流，加热器控制脉冲的占空比通过T0与脉冲阈值T
Z
进行比较实现，当T0＜T
Z
时，当前周期输出占空比为75％；当T0＝T
Z
时，当前周期输出占空比为50％；当T0＞T
Z
时，当前周期输出占空比为25％。
[0025]优选的，采用功率管对加热器电路进行驱动，通过处理器实现多路温度采集数据的处理，并通过可编程逻辑器件实现单路或多路加热器驱动电路的开关，通过调整加热器的电流实现温度变化和控制。
[0026]根据本专利技术提供的一种存储有计算机程序的计算机可读存储介质，所述计算机程序被处理器执行时实现所述的方法的步骤。
[0027]根据本专利技术提供的一种航天器可变功率高精度控温设备，包括：控制器；
[0028]所述控制器包括所述的存储有计算机程序的计算机可读存储介质，所述计算机程序被处理器执行时实现所述的航天器可变功率高精度控温方法的步骤；或者，所述控制器包括所述的航天器可变功率高精度控温系统。
[0029]与现有技术相比，本专利技术具有如下的有益效果：
[0030](1)本专利技术在不改变航天器控温硬件电路的前提下，通过可编程逻辑器件软件和处理器软件功能的调整实现航天器高精度控温的特殊要求，在一定程度上降低了热控的峰值功耗，具有一定的推广性；
[0031](2)本专利技术通过控制该路加热器驱动功率管电路调整温控电流，降低了该路热控的峰值功耗，使得被控目标的热功率减少，降低了被控目标的温度过调变化，从而实现该路高精度控温的实现。
附图说明
[0032]通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本专利技术的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
[0033]图1为航天器高精度控温通用示意框图；
[0034]图2为高精度温控程序执行原理框图。
具体实施方式
[0035]下面结合具体实施例对本专利技术进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本专利技术，但不以任何形式限制本专利技术。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本专利技术构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本专利技术的保护范围。
[0036]实施例：
[0037]本专利技术设计的航天器高精度控温通用实现方本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航天器可变功率高精度控温方法，其特征在于，包括：步骤1：通过可编程逻辑器件实现多路同时电平/脉冲逻辑，对所有处于关闭状态的加热器进行上电；步骤2：通过温度测量电路反应被测目标的温度变化；步骤3：通过温度采集电路周期性采集多路被测目标温度；步骤4：通过处理器对被测目标控温阈值进行调整和准禁控制；步骤5：根据上一周期采集的被测目标实时温度和控温阈值，对加热器进行温度控制。2.根据权利要求1所述的航天器可变功率高精度控温方法，其特征在于，被测目标实时温度为T0，被测目标的控温阈值下限为T
L
，被测目标的控温阈值上限为T
H
，当T0＜T
L
时打开该路加热器，当T0＞T
H
时关闭加热器。3.根据权利要求1所述的航天器可变功率高精度控温方法，其特征在于，所述处理器在控温阈值范围内采用脉冲开关模式调整加热器的电流，加热器控制脉冲的占空比通过T0与脉冲阈值T
Z
进行比较实现，当T0＜T
Z
时，当前周期输出占空比为75％；当T0＝T
Z
时，当前周期输出占空比为50％；当T0＞T
Z
时，当前周期输出占空比为25％。4.根据权利要求1所述的航天器可变功率高精度控温方法，其特征在于，采用功率管对加热器电路进行驱动，通过处理器实现多路温度采集数据的处理，并通过可编程逻辑器件实现单路或多路加热器驱动电路的开关，通过调整加热器的电流实现温度变化和控制。5.一种航天器可变功率高精度控温系统，其特征在于，包括：模块M1：通过可编程逻辑器件实现多路同时电平/脉冲逻辑，对所有处于关闭状态的加热器进行上电；模块M2：通过温度测量电路反应被测目标的温度变化；模块M3：通过温度采集电路周期性采集多路...

【专利技术属性】
技术研发人员：张旭光，张海，邹亿，徐亮，杜洋，査宏瑞，靳春帅，
申请(专利权)人：上海卫星工程研究所，
类型：发明
国别省市：