基于空間環境預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 中國科學院微小衛星創新研究院，上海 201203)(2哈爾濱工業大學,哈爾濱 150001)

隨著空間科學探測任務需求的擴展性和復雜性的提高，空間平臺(航天器)的機動性也需要增強，而強機動性必然導致航天器外部熱環境的劇烈變化。在行星探測方面，我國空間科學規劃的月球探測、火星探測、小行星探測、木星系統探測等計劃也同樣存在熱環境劇烈變化的情況[1]。另外，未來擬開展的空間引力波探測衛星對光學平臺的溫度穩定度具有很高的要求[2]，因此要求熱控系統對空間熱環境具有自主響應能力和預判能力。傳統熱控制技術主要以被動控制為主、主動控制為輔。被動式熱控制主要通過合理布局和選用適當的材料及比較簡單的熱控裝置來組織換熱過程，是一種開環式控制，簡便易行，但自動調節溫度的能力嚴重不足。主動式熱控制技術則是一種以被控對象的溫度為反饋[3]，調整熱控執行機構的閉環控制措施，如加熱器、流體回路、熱開關、百葉窗等。雖然主動熱控技術具有一定的自主調節能力，但因為以溫度信號作為反饋，所以具有不同程度的時滯性。

鑒于目前主動熱控制技術存在的不足，近幾年出現了智能自主熱控的概念[4]。NASA前些年開展了先進的智能體(Agent)技術研究，并且在深空1號(DS-1)探測器上首次完成了智能體的飛行試驗[5]，雖然在很多方面取得了成果，但在智能自主熱控制技術方面報道很少；文獻[6]對電加熱器組件熱控自主管理技術的智能控制策略進行了研究，雖然提出了熱控自主管理智能控制技術將向精確化、智能化、與航天器其他領域自主管理相結合方向發展的思路，但并未提及航天器熱控智能控制系統技術的前端反饋研究。目前國內外研究的智能自主熱控制過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，調控能力相對較弱、效率較低。鑒于此，航天器智能熱控制技術需獲取更加全面的空間熱環境信息并對其做出預判，從而取得進一步的突破。

本文所研究的基于外熱流預判的航天器智能自主熱控技術是根據對航天器即將接收到的外熱流預估，基于此開展相應的控制措施，抑制整個被控系統的熱量變化，從而實現對溫度的提前控制。這種控制方法具有很強的調節能力，能夠快速、靈活地調節航天器溫度，可以消除傳統熱控制技術的時滯性，有著較好的應用前景。

1 基于空間環境預判的智能自主熱控方法

根據能量平衡方程，航天器的溫度是受空間外熱流、內熱源、系統熱熔與傳熱系數等共同作用的結果。其中，熱熔和傳熱系數在一定溫度范圍內變化較小，內熱源在常規狀態下的波動也不大，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境主要受其軌道和姿態的影響。當軌道初值已知時，可以用軌道遞推模型計算出未來一段時間的理論軌道，這種軌道數據與精確測量解算后的真實軌道雖然存在一定的誤差，但對于航天器的外熱流計算是完全可以接受的[7]。航天器的姿態一般分為常規指向和任務指向。常規指向如對日指向、對地指向、飛行姿態指向等，這一類的指向信息都由航天器自主獲取；而任務指向較為復雜的姿態控制，多為不同指向模式的組合，甚至包含大范圍的機動姿態[8]，需要進行姿態的規劃，這一類的指向信息可由地面上注獲取，所以航天器在未來一定時間內的姿態是可預知的。因此，可提前規劃的航天器軌道和姿態信息，就為航天器的外熱流預判提供了可能。

1.1 外熱流預判的智能自主熱控方法

基于外熱流預判的智能自主控溫總體設計如圖1所示，被控部件的目標溫度主要由外熱流、內熱源、熱控執行部件、主動加熱器和系統內傳熱關系決定。其中，熱控執行部件、內熱源和主動加熱器均為可調控部件，其調節指令來自智能分析模塊，而智能分析的信息則主要來源于外熱流的預判和內置的航天器傳熱模型。從功能上，智能自主控溫系統可以分成外熱流預判模塊、智能分析模塊和執行部件3個部分。

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

(1)外熱流預判模塊是根據航天器未來一段時間內的任務規劃的軌道和姿態參數，分析計算出外表面在未來各時刻的吸收外熱流數值，其中天體輻射、表面涂層等相關參數可通過預先設定好的數據庫獲取。如太陽輻射強度，其數值在每天略有不同，外熱流預判模塊根據數據庫預置數據進行查表獲取當天的太陽輻射強度。航天器表面涂層的吸收系數在軌退化后可通過地面指令上注進行必要的修正。

(2)智能分析模塊是根據外熱流的預示結果和航天器上的預置傳熱模型，在進行分析后給出相應的指令。其預置的傳熱模型為地面驗證后的數學模型，部分傳熱系數可根據溫度控制結果進行反饋修正。智能分析模塊的具體功能可根據應用的場景和工況進行適應的匹配，生成合理的指令序列。例如，大功率散熱應用場景要求其具有“輻射-熱傳導-對流”耦合換熱求解功能，提前規劃出展開輻射器、流體換熱等相關指令；深空探測應用場景要求其具有強大的熱控自主管理功能，能夠根據星上的傳感數據，自主任務規劃；高精度控溫應用場景要求其具有“頻域-時域”綜合分析功能。另外，智能分析模塊還可讀取實時的傳感信息，進行智能自主熱控的任務規劃。如實時的軌道、姿態與任務規劃的預期偏差大于設計閾值或其它故障時，能夠自主跳出，提前規避風險。

(3)執行部件包括航天器的主動加熱器、可調可控熱控部件(如可調節輻射器、流體回路、熱開關等等)和被控部件自身熱負載等。這些部件均可根據外熱流預判的結果進行提前規劃執行指令，不必等到溫度信號超過預期后再執行操作。

基于外熱流預判的智能自主熱控方法最大的改進是將航天器熱控由常規的溫度信號反饋變更為熱流反饋。調整后，熱控就由后端控制改為前端控制，避免了溫度的慣性帶來的時延，在一定程度上增加了熱控的自主性、提高了溫度的平穩性、降低星上主動加熱的需求。而且，在不同的應用領域，雖然智能分析模塊和執行部件具有多樣性，但外熱流預判的通用性可以使得其進行應用拓展。

1.2 外熱流數值解算

航天器表面到達的空間輻射熱流主要包括太陽直接輻射、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無繼承性，而只與某時刻航天器的空間位置、姿態角度、天體輻射參數等相關[3]，即

q=f(x1,x2,x3…)

(2)

式中：x1、x2、x3……為航天器某時刻的軌道參數、姿態角度、天體輻射參數等。

1.2.1 太陽輻射熱流

太陽光到達地球附近時發散角度約為0.5°，但在地球軌道航天器的熱設計中，一般認為投射到星體表面的太陽光為平行光。當航天器處于光照區時，面積為A的表面的太陽輻射熱流，與該表面與太陽矢量夾角βs有關[3]，即

(3)

式中：S為太陽常數，v為真近點角，v1、v2為進、出陰影區真近點角。

1.2.2 地球紅外輻射熱流

在地球紅外輻射熱流的計算中，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位置相關[3]。

將地球對航天器的可視區域分為N等份，則某一時刻航天器表面到達的地球紅外熱流為

(4)

式中：φm為地球某一微元面對航天器表面的角系數，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將太陽光反照到航天器表面的輻射熱流，其大小與某時刻航天器—地球—太陽的相對位置有關[3]。在計算中通常將其等效為漫反射，計算公式為

(5)

式中：ρ為反照率，γm為太陽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證

2.1 航天器熱模型

為驗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進行分析驗證。航天器的構型為典型的立方體，太陽翼(紅色部分)位于±X側，單機(藍色)安裝于-Y側板內部，-Y側板外部為可調節輻射器，其中黃色為低吸輻比涂層(白漆)，淡藍色為隔熱層(多層隔熱組件)。具體參數如下：航天器艙體尺寸為1 m×1 m×1 m；單機尺寸為0.4 m×0.4 m×0.3 m；單機熱容為5000J/K。

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

2.2 外熱流預判

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

航天器的飛行姿態是陰影區三軸穩定，+Z軸指向地球，+X為飛行方向；光照區慣性定向，-Z軸指向太陽；航天器工作時+Z軸指向地球，+X為飛行方向，工作時長為20 min，如圖3所示。

圖3 航天器飛行姿態Fig.3 Spacecraft attitude

在設計中，單機主要受-Y方向外熱流的影響。向外熱流預判模塊輸入軌道和姿態參數后，可以預示未來一個周期內-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 系統換熱關系圖Fig.5 System heat transfer diagram

(6)

式中：C為系統熱容，τ為系統運行時間。

為了簡化計算，忽略漏熱量Q3，則由式(6)可知，若要提高單機溫度穩定性，只需要滿足關系式

Q0+Q1-Q2=0

(7)

其中，散熱面吸收熱流Q1由太陽輻射熱流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。

系統通過散熱面向宇宙空間輻射出去的熱量Q2的計算式為

(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系式為

(9)

式中：q1,s，q1,a和q1,e分別為太陽輻射熱流密度、反照熱流密度和地球紅外輻射熱流密度的預判值。當單機熱耗Q0和目標溫度Tr已知時，智能分析模塊將依據外熱流預示結果，做出指令調節序列Sn(t)，其中Sn為可調節輻射器面積。

設定單機工作時熱耗為50 W，待機時熱耗為10 W，目標溫度Tr=20 ℃，則結合外熱流預判數值，可以得到輻射器調控指令序列為

Sn(τ)=[0.03，0.03，0.03……]

(10)

為了簡化指令序列，將Sn(t)分為兩個范圍0.0～0.05 m2和0.7～0.8 m2，并分別在這兩個范圍內求其平均值，如圖6所示，分別為0.04 m2和0.75 m2。這表明在航天器任務期間，位于衛星-Y側的可調節輻射器的散熱面面積將擴大為0.75 m2，其余時間段散熱面面積保持為0.03 m2。

圖6 指令序列簡化結果Fig.6 Simplified instruction sequence

2.4 指令執行

上述設計中的可調節輻射器，通過調節散熱面或多層面積的大小來實現單機控溫。為了便于計算驗證，簡化執行部件的執行速率影響，執行時間相對于指令序列的時間間隔不作考慮。

2.5 仿真結果

在基于外熱流預判的智能自主控溫方法下，單機溫度變化范圍為19.7～20.1 ℃，如圖7所示，控溫系統所需功耗主要來自控制器和執行機構，功率不超過20 W。

采用傳統的被動熱控方法時，為了使得單機溫度接近控溫目標，則散熱面大小設計需要同時兼顧非工作期間的低溫和工作期間的高溫端溫度指標要求，散熱面設計為0.07 m2，結果如圖7所示，單機的溫度變化范圍為16～24.4 ℃，在充分考慮到系統熱容后溫度波動依然較大。在溫度穩定度需求不高時，傳統被動式熱控的簡單、高可靠特點依然具有明顯的優勢。

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

采用主動加熱控溫方法時，為了防止單機瞬時工作溫度過沖，則需要較大的散熱面，其大小設計為0.72 m2。當控溫區間設定為[19.5，20.5]時，單機實際溫度變化范圍為19.5～20.6 ℃，同時需要加熱補償功耗150 W。因此，對于瞬時工作的大功率單機，如有高精度要求就會帶來功率的大幅度消耗，而且單機工作時依然會在高溫端產生溫度過沖。

與傳統被動熱控相比，智能自主熱控具有更好的溫度穩定性，溫度波動為0.4 ℃，而后者則高達8.4 ℃；相比與傳統主動熱控，智能自主熱控功率需求大幅度降低。這表明：基于外熱流預判的智能自主控溫方法具有較高的溫度穩定性，同時可以節約星上的資源消耗。再配合一些輔助的熱控措施，還可以實現對空間熱環境劇變下的精密控溫。

3 智能自主熱控的應用分析

根據智能自主熱控方法的仿真驗證可知，基于外熱流預判的航天器智能自主熱控方法不僅可以解決傳統熱控技術自適應能力差、存在時滯性的難題，還能使熱控技術更加高效、靈活。

基于外熱流預判的智能自主熱控方法在高精度控溫、大功率散熱、能源管理等應用領域，也有較好的應用。為便于說明，下述應用場景均以簡化后的立方體航天器模型為例，如圖8所示，單機位于航天器中心。

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

消除環境熱噪聲是實現精密控溫面臨的難題，無論是航天器進出地影區時的熱沖擊，還是周期性飛行所產生的低頻熱干擾，傳統控溫技術都難以解決，其根本原因是熱調控動作滯于環境噪聲。而外熱流預判技術可以預知航天器熱環境的變化趨勢，并經智能分析，預先制定出相應的控溫策略。

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，經分析低頻信號頻率為0.000 1 Hz，如圖9(a)所示。當這種低頻熱擾動信號被預判且提取出來后，智能分析、執行模塊就可以在相應時段內對航天器施加一個頻率同樣為0.000 1 Hz的低頻熱補償,如圖9(b)所示。

如圖10所示，智能精密控溫前，單機受低頻熱擾動較大，溫度變化幅值為223 mK，表明：傳統的控溫方法很難抑制低頻噪聲。對航天器進行低頻熱補償后，單機的溫度變化幅值為0.03 mK，較于前者，提高了4個量級，很大程度上抑制了低頻信號的干擾。

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

由此可知，基于外熱流預判的智能精密熱控技術可以有效地抑制低頻熱噪聲。隨著信號提取準確度和模擬補償信號精度的不斷提高，此方法還可以實現更高的控溫精度。

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。航天器的空間熱環境也變得越來越惡劣。另因載荷需求，航天器本身的熱耗往往也較大，這就對航天器熱控制技術提出了更高的要求。

以圖8航天器模型為例，其6個方向隨太陽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個側面均會受到太陽光的照射，具有一定的波動性，尤其是±Y側，最為嚴重。基于此空間熱環境，傳統熱控制技術路線為：一方面在航天器表面盡量多地設計散熱面，并用大量熱管實現等溫化；另一方面是在載荷待機狀態時，用大功耗的電加熱器補償熱量以維持各器件的存儲溫度。

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

參考某航天器，載荷工作時熱耗為1500 W，待機時熱耗為200 W。為了滿足控溫要求，低溫工況時，需要補償700 W主動熱耗，對能源消耗較大。而使用本文研究的智能自主熱控技術，能使得航天器依據外熱流的變化規律，及時調節輻射器向外輻射的能量，以減少主動熱補償和熱管網絡的使用。經分析，低溫工況下，通過可調節輻射器，可關閉除-Z側外的其余5個散熱面。在滿足控溫需求的同時，主動熱補償為0。這表明：本文所研究的熱控制技術，能有效解決復雜空間熱環境下瞬時大功率載荷帶來的難題，既能有效降低能耗，又能優化航天器的結構布局。

4 結束語

本文提出的基于外熱流預判技術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整為前端的熱流反饋，控制點前移提高了航天器面臨復雜空間熱環境時的適應能力，增加了航天器的熱控自主調節能力。通過對不同應用場景的應用仿真分析表明：基于外熱流預判的智能自主熱控制方法可行，且較大地提高了熱控系統的自適應性。該方法具有廣泛的應用前景，在航天器精密控溫領域，可以有效地抑制低頻熱噪聲；在大功率散熱管理領域，能在很大程度上降低航天器溫度波動范圍，節約其所需的熱補償功率；在深空探測方面，可以開展航天器自主任務規劃。航天器的智能自主熱控研究，是未來航天器熱控技術的重要研究方向。