基于空間環(huán)境預(yù)判的航天器智能自主熱控方法

馮建朝 張曉峰，2 廖星 王巖峰 趙璇 劉鎏

(1 中國(guó)科學(xué)院微小衛(wèi)星創(chuàng)新研究院，上海 201203)(2哈爾濱工業(yè)大學(xué),哈爾濱 150001)

隨著空間科學(xué)探測(cè)任務(wù)需求的擴(kuò)展性和復(fù)雜性的提高，空間平臺(tái)(航天器)的機(jī)動(dòng)性也需要增強(qiáng)，而強(qiáng)機(jī)動(dòng)性必然導(dǎo)致航天器外部熱環(huán)境的劇烈變化。在行星探測(cè)方面，我國(guó)空間科學(xué)規(guī)劃的月球探測(cè)、火星探測(cè)、小行星探測(cè)、木星系統(tǒng)探測(cè)等計(jì)劃也同樣存在熱環(huán)境劇烈變化的情況[1]。另外，未來(lái)擬開展的空間引力波探測(cè)衛(wèi)星對(duì)光學(xué)平臺(tái)的溫度穩(wěn)定度具有很高的要求[2]，因此要求熱控系統(tǒng)對(duì)空間熱環(huán)境具有自主響應(yīng)能力和預(yù)判能力。傳統(tǒng)熱控制技術(shù)主要以被動(dòng)控制為主、主動(dòng)控制為輔。被動(dòng)式熱控制主要通過(guò)合理布局和選用適當(dāng)?shù)牟牧霞氨容^簡(jiǎn)單的熱控裝置來(lái)組織換熱過(guò)程，是一種開環(huán)式控制，簡(jiǎn)便易行，但自動(dòng)調(diào)節(jié)溫度的能力嚴(yán)重不足。主動(dòng)式熱控制技術(shù)則是一種以被控對(duì)象的溫度為反饋[3]，調(diào)整熱控執(zhí)行機(jī)構(gòu)的閉環(huán)控制措施，如加熱器、流體回路、熱開關(guān)、百葉窗等。雖然主動(dòng)熱控技術(shù)具有一定的自主調(diào)節(jié)能力，但因?yàn)橐詼囟刃盘?hào)作為反饋，所以具有不同程度的時(shí)滯性。

鑒于目前主動(dòng)熱控制技術(shù)存在的不足，近幾年出現(xiàn)了智能自主熱控的概念[4]。NASA前些年開展了先進(jìn)的智能體(Agent)技術(shù)研究，并且在深空1號(hào)(DS-1)探測(cè)器上首次完成了智能體的飛行試驗(yàn)[5]，雖然在很多方面取得了成果，但在智能自主熱控制技術(shù)方面報(bào)道很少；文獻(xiàn)[6]對(duì)電加熱器組件熱控自主管理技術(shù)的智能控制策略進(jìn)行了研究，雖然提出了熱控自主管理智能控制技術(shù)將向精確化、智能化、與航天器其他領(lǐng)域自主管理相結(jié)合方向發(fā)展的思路，但并未提及航天器熱控智能控制系統(tǒng)技術(shù)的前端反饋研究。目前國(guó)內(nèi)外研究的智能自主熱控制過(guò)程基本都是基于溫度反饋的后端控制方法，這種以溫度為反饋的方法往往因溫度存在一定的滯后性，調(diào)控能力相對(duì)較弱、效率較低。鑒于此，航天器智能熱控制技術(shù)需獲取更加全面的空間熱環(huán)境信息并對(duì)其做出預(yù)判，從而取得進(jìn)一步的突破。

本文所研究的基于外熱流預(yù)判的航天器智能自主熱控技術(shù)是根據(jù)對(duì)航天器即將接收到的外熱流預(yù)估，基于此開展相應(yīng)的控制措施，抑制整個(gè)被控系統(tǒng)的熱量變化，從而實(shí)現(xiàn)對(duì)溫度的提前控制。這種控制方法具有很強(qiáng)的調(diào)節(jié)能力，能夠快速、靈活地調(diào)節(jié)航天器溫度，可以消除傳統(tǒng)熱控制技術(shù)的時(shí)滯性，有著較好的應(yīng)用前景。

1 基于空間環(huán)境預(yù)判的智能自主熱控方法

根據(jù)能量平衡方程，航天器的溫度是受空間外熱流、內(nèi)熱源、系統(tǒng)熱熔與傳熱系數(shù)等共同作用的結(jié)果。其中，熱熔和傳熱系數(shù)在一定溫度范圍內(nèi)變化較小，內(nèi)熱源在常規(guī)狀態(tài)下的波動(dòng)也不大，因此很多工況下航天器接收到的空間外熱流變化是其溫度交變的主因。

(1)

在表面涂層特性確定后，航天器所接收到的空間熱環(huán)境主要受其軌道和姿態(tài)的影響。當(dāng)軌道初值已知時(shí)，可以用軌道遞推模型計(jì)算出未來(lái)一段時(shí)間的理論軌道，這種軌道數(shù)據(jù)與精確測(cè)量解算后的真實(shí)軌道雖然存在一定的誤差，但對(duì)于航天器的外熱流計(jì)算是完全可以接受的[7]。航天器的姿態(tài)一般分為常規(guī)指向和任務(wù)指向。常規(guī)指向如對(duì)日指向、對(duì)地指向、飛行姿態(tài)指向等，這一類的指向信息都由航天器自主獲??；而任務(wù)指向較為復(fù)雜的姿態(tài)控制，多為不同指向模式的組合，甚至包含大范圍的機(jī)動(dòng)姿態(tài)[8]，需要進(jìn)行姿態(tài)的規(guī)劃，這一類的指向信息可由地面上注獲取，所以航天器在未來(lái)一定時(shí)間內(nèi)的姿態(tài)是可預(yù)知的。因此，可提前規(guī)劃的航天器軌道和姿態(tài)信息，就為航天器的外熱流預(yù)判提供了可能。

1.1 外熱流預(yù)判的智能自主熱控方法

基于外熱流預(yù)判的智能自主控溫總體設(shè)計(jì)如圖1所示，被控部件的目標(biāo)溫度主要由外熱流、內(nèi)熱源、熱控執(zhí)行部件、主動(dòng)加熱器和系統(tǒng)內(nèi)傳熱關(guān)系決定。其中，熱控執(zhí)行部件、內(nèi)熱源和主動(dòng)加熱器均為可調(diào)控部件，其調(diào)節(jié)指令來(lái)自智能分析模塊，而智能分析的信息則主要來(lái)源于外熱流的預(yù)判和內(nèi)置的航天器傳熱模型。從功能上，智能自主控溫系統(tǒng)可以分成外熱流預(yù)判模塊、智能分析模塊和執(zhí)行部件3個(gè)部分。

圖1 基于外熱流預(yù)判的智能自主熱控總體設(shè)計(jì)Fig.1 Overall design of intelligent autonomous thermal control based on external heat flux prediction

(1)外熱流預(yù)判模塊是根據(jù)航天器未來(lái)一段時(shí)間內(nèi)的任務(wù)規(guī)劃的軌道和姿態(tài)參數(shù)，分析計(jì)算出外表面在未來(lái)各時(shí)刻的吸收外熱流數(shù)值，其中天體輻射、表面涂層等相關(guān)參數(shù)可通過(guò)預(yù)先設(shè)定好的數(shù)據(jù)庫(kù)獲取。如太陽(yáng)輻射強(qiáng)度，其數(shù)值在每天略有不同，外熱流預(yù)判模塊根據(jù)數(shù)據(jù)庫(kù)預(yù)置數(shù)據(jù)進(jìn)行查表獲取當(dāng)天的太陽(yáng)輻射強(qiáng)度。航天器表面涂層的吸收系數(shù)在軌退化后可通過(guò)地面指令上注進(jìn)行必要的修正。

(2)智能分析模塊是根據(jù)外熱流的預(yù)示結(jié)果和航天器上的預(yù)置傳熱模型，在進(jìn)行分析后給出相應(yīng)的指令。其預(yù)置的傳熱模型為地面驗(yàn)證后的數(shù)學(xué)模型，部分傳熱系數(shù)可根據(jù)溫度控制結(jié)果進(jìn)行反饋修正。智能分析模塊的具體功能可根據(jù)應(yīng)用的場(chǎng)景和工況進(jìn)行適應(yīng)的匹配，生成合理的指令序列。例如，大功率散熱應(yīng)用場(chǎng)景要求其具有“輻射-熱傳導(dǎo)-對(duì)流”耦合換熱求解功能，提前規(guī)劃出展開輻射器、流體換熱等相關(guān)指令；深空探測(cè)應(yīng)用場(chǎng)景要求其具有強(qiáng)大的熱控自主管理功能，能夠根據(jù)星上的傳感數(shù)據(jù)，自主任務(wù)規(guī)劃；高精度控溫應(yīng)用場(chǎng)景要求其具有“頻域-時(shí)域”綜合分析功能。另外，智能分析模塊還可讀取實(shí)時(shí)的傳感信息，進(jìn)行智能自主熱控的任務(wù)規(guī)劃。如實(shí)時(shí)的軌道、姿態(tài)與任務(wù)規(guī)劃的預(yù)期偏差大于設(shè)計(jì)閾值或其它故障時(shí)，能夠自主跳出，提前規(guī)避風(fēng)險(xiǎn)。

(3)執(zhí)行部件包括航天器的主動(dòng)加熱器、可調(diào)可控?zé)峥夭考?如可調(diào)節(jié)輻射器、流體回路、熱開關(guān)等等)和被控部件自身熱負(fù)載等。這些部件均可根據(jù)外熱流預(yù)判的結(jié)果進(jìn)行提前規(guī)劃執(zhí)行指令，不必等到溫度信號(hào)超過(guò)預(yù)期后再執(zhí)行操作。

基于外熱流預(yù)判的智能自主熱控方法最大的改進(jìn)是將航天器熱控由常規(guī)的溫度信號(hào)反饋?zhàn)兏鼮闊崃鞣答?。調(diào)整后，熱控就由后端控制改為前端控制，避免了溫度的慣性帶來(lái)的時(shí)延，在一定程度上增加了熱控的自主性、提高了溫度的平穩(wěn)性、降低星上主動(dòng)加熱的需求。而且，在不同的應(yīng)用領(lǐng)域，雖然智能分析模塊和執(zhí)行部件具有多樣性，但外熱流預(yù)判的通用性可以使得其進(jìn)行應(yīng)用拓展。

1.2 外熱流數(shù)值解算

航天器表面到達(dá)的空間輻射熱流主要包括太陽(yáng)直接輻射、地球反照和地球紅外輻射三部分熱流。與溫度不同，航天器外熱流大小q無(wú)繼承性，而只與某時(shí)刻航天器的空間位置、姿態(tài)角度、天體輻射參數(shù)等相關(guān)[3]，即

q=f(x1,x2,x3…)

(2)

式中：x1、x2、x3……為航天器某時(shí)刻的軌道參數(shù)、姿態(tài)角度、天體輻射參數(shù)等。

1.2.1 太陽(yáng)輻射熱流

太陽(yáng)光到達(dá)地球附近時(shí)發(fā)散角度約為0.5°，但在地球軌道航天器的熱設(shè)計(jì)中，一般認(rèn)為投射到星體表面的太陽(yáng)光為平行光。當(dāng)航天器處于光照區(qū)時(shí)，面積為A的表面的太陽(yáng)輻射熱流，與該表面與太陽(yáng)矢量夾角βs有關(guān)[3]，即

(3)

式中：S為太陽(yáng)常數(shù)，v為真近點(diǎn)角，v1、v2為進(jìn)、出陰影區(qū)真近點(diǎn)角。

1.2.2 地球紅外輻射熱流

在地球紅外輻射熱流的計(jì)算中，通常將地球等效為溫度在250 K左右的均勻黑體。因此其大小僅和航天器表面與地球的相對(duì)位置相關(guān)[3]。

將地球?qū)教炱鞯目梢晠^(qū)域分為N等份，則某一時(shí)刻航天器表面到達(dá)的地球紅外熱流為

(4)

式中：φm為地球某一微元面對(duì)航天器表面的角系數(shù)，Te為地球溫度，Sm為地球微元面積。

1.2.3 地球紅外輻射熱流

地球反照熱流是指地球?qū)⑻?yáng)光反照到航天器表面的輻射熱流，其大小與某時(shí)刻航天器—地球—太陽(yáng)的相對(duì)位置有關(guān)[3]。在計(jì)算中通常將其等效為漫反射，計(jì)算公式為

(5)

式中：ρ為反照率，γm為太陽(yáng)矢量與地球微元面法相量的夾角。

2 智能自主熱控方法的驗(yàn)證

2.1 航天器熱模型

為驗(yàn)證智能自主熱控方法的可行性，本文采用圖2所示的航天器熱控系統(tǒng)進(jìn)行分析驗(yàn)證。航天器的構(gòu)型為典型的立方體，太陽(yáng)翼(紅色部分)位于±X側(cè)，單機(jī)(藍(lán)色)安裝于-Y側(cè)板內(nèi)部，-Y側(cè)板外部為可調(diào)節(jié)輻射器，其中黃色為低吸輻比涂層(白漆)，淡藍(lán)色為隔熱層(多層隔熱組件)。具體參數(shù)如下：航天器艙體尺寸為1 m×1 m×1 m；單機(jī)尺寸為0.4 m×0.4 m×0.3 m；單機(jī)熱容為5000J/K。

圖2 航天器熱模型Fig.2 Spacecraft thermal model

2.2 外熱流預(yù)判

航天器的飛行軌道高度為600 km的圓軌道，軌道傾角為35°，外熱流預(yù)判時(shí)段為光照角57°附近。

航天器的飛行姿態(tài)是陰影區(qū)三軸穩(wěn)定，+Z軸指向地球，+X為飛行方向；光照區(qū)慣性定向，-Z軸指向太陽(yáng)；航天器工作時(shí)+Z軸指向地球，+X為飛行方向，工作時(shí)長(zhǎng)為20 min，如圖3所示。

圖3 航天器飛行姿態(tài)Fig.3 Spacecraft attitude

在設(shè)計(jì)中，單機(jī)主要受-Y方向外熱流的影響。向外熱流預(yù)判模塊輸入軌道和姿態(tài)參數(shù)后，可以預(yù)示未來(lái)一個(gè)周期內(nèi)-Y方向外熱流變化如圖4所示。

圖4 外熱流變化曲線Fig.4 External heat flux

2.3 智能分析

圖5 系統(tǒng)換熱關(guān)系圖Fig.5 System heat transfer diagram

(6)

式中：C為系統(tǒng)熱容，τ為系統(tǒng)運(yùn)行時(shí)間。

為了簡(jiǎn)化計(jì)算，忽略漏熱量Q3，則由式(6)可知，若要提高單機(jī)溫度穩(wěn)定性，只需要滿足關(guān)系式

Q0+Q1-Q2=0

(7)

其中，散熱面吸收熱流Q1由太陽(yáng)輻射熱流Q1,s，地球反照熱流Q1,a和地球紅外輻射熱流Q1,e三部分組成。

系統(tǒng)通過(guò)散熱面向宇宙空間輻射出去的熱量Q2的計(jì)算式為

(8)

式中：Sn為散熱面面積；ε為散熱面的表面輻射率，Tr為散熱面溫度。

將以上方程整理后可得關(guān)系式為

(9)

式中：q1,s，q1,a和q1,e分別為太陽(yáng)輻射熱流密度、反照熱流密度和地球紅外輻射熱流密度的預(yù)判值。當(dāng)單機(jī)熱耗Q0和目標(biāo)溫度Tr已知時(shí)，智能分析模塊將依據(jù)外熱流預(yù)示結(jié)果，做出指令調(diào)節(jié)序列Sn(t)，其中Sn為可調(diào)節(jié)輻射器面積。

設(shè)定單機(jī)工作時(shí)熱耗為50 W，待機(jī)時(shí)熱耗為10 W，目標(biāo)溫度Tr=20 ℃，則結(jié)合外熱流預(yù)判數(shù)值，可以得到輻射器調(diào)控指令序列為

Sn(τ)=[0.03，0.03，0.03……]

(10)

為了簡(jiǎn)化指令序列，將Sn(t)分為兩個(gè)范圍0.0～0.05 m2和0.7～0.8 m2，并分別在這兩個(gè)范圍內(nèi)求其平均值，如圖6所示，分別為0.04 m2和0.75 m2。這表明在航天器任務(wù)期間，位于衛(wèi)星-Y側(cè)的可調(diào)節(jié)輻射器的散熱面面積將擴(kuò)大為0.75 m2，其余時(shí)間段散熱面面積保持為0.03 m2。

圖6 指令序列簡(jiǎn)化結(jié)果Fig.6 Simplified instruction sequence

2.4 指令執(zhí)行

上述設(shè)計(jì)中的可調(diào)節(jié)輻射器，通過(guò)調(diào)節(jié)散熱面或多層面積的大小來(lái)實(shí)現(xiàn)單機(jī)控溫。為了便于計(jì)算驗(yàn)證，簡(jiǎn)化執(zhí)行部件的執(zhí)行速率影響，執(zhí)行時(shí)間相對(duì)于指令序列的時(shí)間間隔不作考慮。

2.5 仿真結(jié)果

在基于外熱流預(yù)判的智能自主控溫方法下，單機(jī)溫度變化范圍為19.7～20.1 ℃，如圖7所示，控溫系統(tǒng)所需功耗主要來(lái)自控制器和執(zhí)行機(jī)構(gòu)，功率不超過(guò)20 W。

采用傳統(tǒng)的被動(dòng)熱控方法時(shí)，為了使得單機(jī)溫度接近控溫目標(biāo)，則散熱面大小設(shè)計(jì)需要同時(shí)兼顧非工作期間的低溫和工作期間的高溫端溫度指標(biāo)要求，散熱面設(shè)計(jì)為0.07 m2，結(jié)果如圖7所示，單機(jī)的溫度變化范圍為16～24.4 ℃，在充分考慮到系統(tǒng)熱容后溫度波動(dòng)依然較大。在溫度穩(wěn)定度需求不高時(shí)，傳統(tǒng)被動(dòng)式熱控的簡(jiǎn)單、高可靠特點(diǎn)依然具有明顯的優(yōu)勢(shì)。

圖7 智能自主控溫曲線Fig.7 Intelligent autonomous temperature control curve

采用主動(dòng)加熱控溫方法時(shí)，為了防止單機(jī)瞬時(shí)工作溫度過(guò)沖，則需要較大的散熱面，其大小設(shè)計(jì)為0.72 m2。當(dāng)控溫區(qū)間設(shè)定為[19.5，20.5]時(shí)，單機(jī)實(shí)際溫度變化范圍為19.5～20.6 ℃，同時(shí)需要加熱補(bǔ)償功耗150 W。因此，對(duì)于瞬時(shí)工作的大功率單機(jī)，如有高精度要求就會(huì)帶來(lái)功率的大幅度消耗，而且單機(jī)工作時(shí)依然會(huì)在高溫端產(chǎn)生溫度過(guò)沖。

與傳統(tǒng)被動(dòng)熱控相比，智能自主熱控具有更好的溫度穩(wěn)定性，溫度波動(dòng)為0.4 ℃，而后者則高達(dá)8.4 ℃；相比與傳統(tǒng)主動(dòng)熱控，智能自主熱控功率需求大幅度降低。這表明：基于外熱流預(yù)判的智能自主控溫方法具有較高的溫度穩(wěn)定性，同時(shí)可以節(jié)約星上的資源消耗。再配合一些輔助的熱控措施，還可以實(shí)現(xiàn)對(duì)空間熱環(huán)境劇變下的精密控溫。

3 智能自主熱控的應(yīng)用分析

根據(jù)智能自主熱控方法的仿真驗(yàn)證可知，基于外熱流預(yù)判的航天器智能自主熱控方法不僅可以解決傳統(tǒng)熱控技術(shù)自適應(yīng)能力差、存在時(shí)滯性的難題，還能使熱控技術(shù)更加高效、靈活。

基于外熱流預(yù)判的智能自主熱控方法在高精度控溫、大功率散熱、能源管理等應(yīng)用領(lǐng)域，也有較好的應(yīng)用。為便于說(shuō)明，下述應(yīng)用場(chǎng)景均以簡(jiǎn)化后的立方體航天器模型為例，如圖8所示，單機(jī)位于航天器中心。

圖8 航天器模型Fig.8 Spacecraft model

3.1 智能自主熱控的高精度控溫

消除環(huán)境熱噪聲是實(shí)現(xiàn)精密控溫面臨的難題，無(wú)論是航天器進(jìn)出地影區(qū)時(shí)的熱沖擊，還是周期性飛行所產(chǎn)生的低頻熱干擾，傳統(tǒng)控溫技術(shù)都難以解決，其根本原因是熱調(diào)控動(dòng)作滯于環(huán)境噪聲。而外熱流預(yù)判技術(shù)可以預(yù)知航天器熱環(huán)境的變化趨勢(shì)，并經(jīng)智能分析，預(yù)先制定出相應(yīng)的控溫策略。

以圖8中航天器為例，假定其外表面受到的輻射熱流高低頻疊加，經(jīng)分析低頻信號(hào)頻率為0.000 1 Hz，如圖9(a)所示。當(dāng)這種低頻熱擾動(dòng)信號(hào)被預(yù)判且提取出來(lái)后，智能分析、執(zhí)行模塊就可以在相應(yīng)時(shí)段內(nèi)對(duì)航天器施加一個(gè)頻率同樣為0.000 1 Hz的低頻熱補(bǔ)償,如圖9(b)所示。

如圖10所示，智能精密控溫前，單機(jī)受低頻熱擾動(dòng)較大，溫度變化幅值為223 mK，表明：傳統(tǒng)的控溫方法很難抑制低頻噪聲。對(duì)航天器進(jìn)行低頻熱補(bǔ)償后，單機(jī)的溫度變化幅值為0.03 mK，較于前者，提高了4個(gè)量級(jí)，很大程度上抑制了低頻信號(hào)的干擾。

圖10 高精度熱控效果對(duì)比圖Fig.10 High accuracy thermal control effect comparison chart

由此可知，基于外熱流預(yù)判的智能精密熱控技術(shù)可以有效地抑制低頻熱噪聲。隨著信號(hào)提取準(zhǔn)確度和模擬補(bǔ)償信號(hào)精度的不斷提高，此方法還可以實(shí)現(xiàn)更高的控溫精度。

3.2 大功率散熱的智能自主管理

為了增大覆蓋面積，降低成本，越來(lái)越多的航天器采用大傾角甚至極地軌道。航天器的空間熱環(huán)境也變得越來(lái)越惡劣。另因載荷需求，航天器本身的熱耗往往也較大，這就對(duì)航天器熱控制技術(shù)提出了更高的要求。

以圖8航天器模型為例，其6個(gè)方向隨太陽(yáng)矢量與軌道面夾角值變化的平均外熱流如圖11所示，該軌道下航天器不存在理想的散熱面，6個(gè)側(cè)面均會(huì)受到太陽(yáng)光的照射，具有一定的波動(dòng)性，尤其是±Y側(cè)，最為嚴(yán)重。基于此空間熱環(huán)境，傳統(tǒng)熱控制技術(shù)路線為：一方面在航天器表面盡量多地設(shè)計(jì)散熱面，并用大量熱管實(shí)現(xiàn)等溫化；另一方面是在載荷待機(jī)狀態(tài)時(shí)，用大功耗的電加熱器補(bǔ)償熱量以維持各器件的存儲(chǔ)溫度。

圖11 外熱流隨軌道面太陽(yáng)矢量夾角變化曲線Fig.11 Variation curve of external heat flux with orbital illumination angle

參考某航天器，載荷工作時(shí)熱耗為1500 W，待機(jī)時(shí)熱耗為200 W。為了滿足控溫要求，低溫工況時(shí)，需要補(bǔ)償700 W主動(dòng)熱耗，對(duì)能源消耗較大。而使用本文研究的智能自主熱控技術(shù)，能使得航天器依據(jù)外熱流的變化規(guī)律，及時(shí)調(diào)節(jié)輻射器向外輻射的能量，以減少主動(dòng)熱補(bǔ)償和熱管網(wǎng)絡(luò)的使用。經(jīng)分析，低溫工況下，通過(guò)可調(diào)節(jié)輻射器，可關(guān)閉除-Z側(cè)外的其余5個(gè)散熱面。在滿足控溫需求的同時(shí)，主動(dòng)熱補(bǔ)償為0。這表明：本文所研究的熱控制技術(shù)，能有效解決復(fù)雜空間熱環(huán)境下瞬時(shí)大功率載荷帶來(lái)的難題，既能有效降低能耗，又能優(yōu)化航天器的結(jié)構(gòu)布局。

4 結(jié)束語(yǔ)

本文提出的基于外熱流預(yù)判技術(shù)的航天器智能自主熱控方法，旨在將航天器熱控由后端的溫度反饋調(diào)整為前端的熱流反饋，控制點(diǎn)前移提高了航天器面臨復(fù)雜空間熱環(huán)境時(shí)的適應(yīng)能力，增加了航天器的熱控自主調(diào)節(jié)能力。通過(guò)對(duì)不同應(yīng)用場(chǎng)景的應(yīng)用仿真分析表明：基于外熱流預(yù)判的智能自主熱控制方法可行，且較大地提高了熱控系統(tǒng)的自適應(yīng)性。該方法具有廣泛的應(yīng)用前景，在航天器精密控溫領(lǐng)域，可以有效地抑制低頻熱噪聲；在大功率散熱管理領(lǐng)域，能在很大程度上降低航天器溫度波動(dòng)范圍，節(jié)約其所需的熱補(bǔ)償功率；在深空探測(cè)方面，可以開展航天器自主任務(wù)規(guī)劃。航天器的智能自主熱控研究，是未來(lái)航天器熱控技術(shù)的重要研究方向。