一种适用于空间遥感相机的高精度控温方法

摘要

本发明公开了一种适用于空间遥感相机的高精度控温方法，根据当前控温区域的热特性参数θ、其它控温区域或者遥测温度区域的温度测量值Ti、其它控温区域或者遥测温度区域对本控温区域传热影响的热关联系数αi、外热流Qout以及当前控温区域的发热量Qin确定当前控温区域本控温周期的主动控温功耗q；根据所述主动控温功耗q输出温度控制信号完成本控温周期的温度控制。本发明可有效提高空间遥感相机关键部件的控温精度，为相机高分辨率成像提供更稳定的温度环境。

权利要求

1.一种适用于空间遥感相机的高精度控温方法，在空间遥感相机上具有多个控温区域以及多个遥测温度区域；其特征在于，对于每个控温区域，在每个控温周期执行如下步骤：(1)获得当前控温区域的温度测量值T，并计算该温度测量值T与设定温度To之间的温度偏差；

(2)判断所述温度偏差是否小于设定值；

当温度偏差小于设定值时，则维持上一控温周期的主动控温功耗q不变，然后进入步骤(4)；

当温度偏差大于等于设定值时，转入步骤(3)；

(3)根据当前控温区域的热特性参数θ、其它控温区域和遥测温度区域的温度测量值Ti、其它控温区域和遥测温度区域对本控温区域传热影响的热关联系数αi、外热流Qout以及当前控温区域的发热量Qin确定当前控温区域本控温周期的主动控温功耗q；

(4)根据所述主动控温功耗q输出温度控制信号完成本控温周期的温度控制；

所述主动控温功耗q的计算公式为：

其中θ为当前控温区域的热特性参数，n为其它控温区域和遥测温度区域的总个数。

说明书

一种适用于空间遥感相机的高精度控温方法

技术领域

[0001] 本发明涉及一种适用于空间遥感技术领域，特别涉及光学遥感相机精密控温方法。

背景技术

[0002] 空间光学遥感相机在轨运行时，处于冷黑空间、太阳辐射、地球红外等交替的热真空环境，为使相机光学系统维持在稳定的温度水平、保证成像质量，一般重要部件都采用直接或间接的主动控温加热方式，根据反馈的控温点测量温度，精确补偿冷量损失，达到关键部件温度的准确控制。随着口径增大、分辨率提高，相机对温度的控制精度提出了更高的要求。例如哈伯望远镜一些重要结构部件的控温要求在±0.1℃的范围内。

[0003] 为提高控温精度，除采用高精度的温度测量仪器或布置多回路加热等途径以外，好的控制算法对控温精度也起决定性的作用。目前，在光学遥感相机上应用最多的控温方式是开关比例控制：当控温点温度高于所设定的温度上限时，下一周期加热片处于全关状态；当控温点温度低于所设定的温度下限时，下一周期加热片处于一直加热的状态；当控温点处于温度阈值之间时，下一周期的加热占空比（或加热功率）根据温度与控温下限的偏差进行线性比例分配。开关比例控制是一种通用的控制方法，具有控制简单、成熟可靠的优点，并对大多数控温对象都能取得较好的控温效果。但其控制纯粹基于温度反馈原理，不论控温对象的热特性如何都采用不变的控制方式。但是，对于不同热容的控温对象，热响应差别很大，如果仍采用同样的控制反馈，则可能带来控制量不必要的波动。尽管考虑到控制动态特性取决于设置的比例参数，并由此派生出参数整定、自适应等先进的控制方法，但其控制一般都较复杂，并且航天空间环境的剧烈变化以及负荷的波动很难归并到模型中，即无论参数整定的多好，或多或少都存在不完善的地方。另外，以往的控温方式仅依据本回路控温点的温度做控制决策，并未充分利用其它控温、遥测温度信息。

发明内容

[0004] 本发明所要解决的技术问题是：本发明的目的是针对现有开关比例控温方法在遥感器精密控温上的不足，提供了一种基于控温对象热特性的控温方法；实现了空间遥感相机更高精度的温度控制。

[0005] 本发明的技术方案是：

[0006] 一种适用于空间遥感相机的高精度控温方法，在空间遥感相机上具有多个控温区域以及多个遥测温度区域；对于每个控温区域，在每个控温周期执行如下步骤：

[0007] （1）获得当前控温区域的温度测量值T，并计算该温度测量值T与设定温度To之间的温度偏差；

[0008] （2）判断所述温度偏差是否小于设定值；

[0009] 当温度偏差小于设定值时，则维持上一控温周期的主动控温功耗不变，然后进入步骤（4）；

[0010] 当温度偏差大于等于设定值时，转入步骤（3）；

[0011] （3）根据当前控温区域的热特性参数θ、其它控温区域或者遥测温度区域的温度测量值Ti、其它控温区域或者遥测温度区域对本控温区域传热影响的热关联系数αi、外热流Qout以及当前控温区域的发热量Qin确定当前控温区域本控温周期的主动控温功耗q；

[0012] （4）根据所述主动控温功耗q输出温度控制信号完成本控温周期的温度控制。

[0013] 所述主动控温功耗q的计算公式为：

[0014]

[0015] 其中θ为当前控温区域的热特性参数，n为其它控温区域和遥测温度区域的总个数。

[0016] 本发明与现有技术相比的有益效果是：

[0017] （1）由于本控温方法是基于控温对象热特性，故针对不同热响应的控温对象，采用针对性的控温参数，可有效提高控温精度。

[0018] （2）控温方程充分考虑空间热环境的剧烈变化以及负荷本身的波动情况。

[0019] （3）本控温方式同时考虑了其它控温回路或对象的热关联影响，相比于仅依据单一回路控温点温度做决策相比，更有利于实现系统温度场的控制。

附图说明

[0020] 图1为本发明控温方法的流程图。

[0021] 图2为温度控制硬件示意图。

[0022] 图3为主镜框控温区域采用本发明方法与传统开关比例控制控温效果对比示意图。

[0023] 图4为镜筒控温区域采用本发明方法与传统开关比例控制控温效果对比示意图。

[0024] 图5为CCD器件控温区域采用本发明方法与传统开关比例控制控温效果对比示意图。

具体实施方式

[0025] 下面结合附图对本发明的具体实施方式进行进一步的详细描述。

[0026] 如图2所示，在空间遥感相机上具有多个控温区域1至m，以及多个需要遥测温度的区域1至（n-m）；在每个控温区域设置一个温度传感器和加热装置，在每个遥测温度的区域设置一个温度传感器，所述温度传感器例如可以是热敏电阻。每个温度传感器测量的温度值输入至热控仪或者控制器，通过热控仪或者控制器输出温度控制信号至加热装置，通过对加热装置的控制使得被控区域满足控温精度要求。

[0027] 如图1所示，对于某一控温回路或控温区域，在热控仪内每个控温周期执行如下步骤：

[0028] （1）获得当前控温区域的温度测量值T，计算该温度测量值T与设定温度To之间的温度偏差；

[0029] （2）判断所述温度偏差是否小于设定值；

[0030] 当温度偏差小于设定值时，则维持上一控温周期的主动控温功耗不变，然后进入步骤（4）；

[0031] 当温度偏差大于等于设定值时，转入步骤（3）；

[0032] （3）根据当前控温区域的热特性参数θ、其它控温区域或者遥测温度区域的温度测量值Ti、Ti对本控温区域传热影响的热关联系数αi、外热流Qout、当前控温区域的发热量Qin确定当前控温区域本控温周期的主动控温功耗q，所述主动控温功耗q的计算公式为：其中θ为当前控温区域的热特性参数，
为控温区域总热容，τ为控温周期，n为其它控温区域和遥测温度区域
的总数；

[0033] 可称为改进比例控制系数， 为改进常数项。

[0034] （4）根据所述主动控温功耗q输出温度控制信号至加热装置，通过加热片等加热装置完成对控温区域的温度控制。例如，可以将所述主动控温功耗q换算成加热占空比来实现对温度的控制。

[0035] 通过数值计算或实验的方法得到控温区域的热特性参数θ，即控温区域的热容与控温周期的比值 热关联系数αi描述了不同控温区域或遥测区域之间的传热影响，其为等效传热系数，无论两传热区域之间为线性导热、辐射换热、对流换热或几种方式综合，均可换算为αi与两对象温差之积的形式，并且一般情况下，该αi可认为一常值。由于热设计人员在进行热设计时，一般都进行了大量的仿真分析，容易得到热特性参数以及关联系数值。

[0036] 受外热流影响的控温区域,根据仿真得到外热流随时间或轨道位置变化的分段函数。由此制作成表格供控制决策时调用。对于有内热源的控温区域，还应考虑其发热量Qin。

[0037] 对本发明控温方法进行仿真验证：基于Thermal Desktop软件建立某典型相机的热模型，利用其主动控温模拟功能，并对控温回路施加不同的控温算法（本发明算法以及传统的开关比例控温算法），对控温效果进行对比。根据相机不同部件的热特性以及受环境影响的不同，分别对相机内部结构件、镜筒以及CCD部件控温效果进行验证。

[0038] （1）相机内部结构件：相机内部结构件一般为金属材料,自身热容较大，并受外界影响较小。本例选择相机内部主镜框上的某一控温区域，材料为钛合金，其对应的热特性参数θ约为100J/(K·s),αi为多个数值，约为0.3W/K-0.5W/K范围，由于自身不发热故Qin=0,并且Qout=0。

[0039] 图3给出了主镜框采用本发明算法与传统开关比例控温效果的对比曲线，其中控温周期均为10S，控温阈值均为20±0.3℃。由图3可知，采用改进比例控制，温度波动由20±0.15℃，提高至20±0.05℃。

[0040] （2）镜筒：镜筒位于卫星舱外，外表面一般包覆多层隔热材料，内表面发黑处理。其一般受到空间交变外热流的影响。选择镜筒上的某一控温区域，其对应的热特性参数θ约为400J/(K·s),αi为多个数值，约为0.2W/K-0.4W/K范围，由于自身不发热故Qin= 0，其受外热流的影响Qout可用下面的表格表示:

[0041]轨道时刻（S） 吸收外热流Qout（W）
0-946 14.5
947-2365 11.8
2366-3311 14.8
3312-5204 27.3
5205-5677 20

[0042] 图4给出了镜筒采用本算法与传统开关比例控温效果的对比曲线，其中控温周期均为10S，控温阈值均为20±0.3℃。由图4可知，其控温精度从20±0.8℃提高至20±0.5℃。

[0043] （3）CCD部件：CCD部件为热容小、有内热源的部件，其散热一般是通过热管将热量导至一转接板，然后通过辐射换热器将热量排散至外太空。为简化起见，设定转接板温度随时间作正弦周期变化：（0±3sin(pi/1000*t)）℃，并且CCD需要一直控制在5℃附近。其对应的热特性参数θ约为10J/(K·s)。对CCD温度有影响的区域主要有两个：CCD通过热管与转接板之间的等效传热系数、CCD与焦面之间的等效传热系数；分别约0.8W/K以及0.05W/K。由于CCD并未直接受外热流的影响，故Qout=0；其自身发热量Qin与CCD开机状态有关：当开机时Qin=3W，关机时Qin=0。

[0044] 图5给出了CCD部件采用本算法与传统开关比例控温效果的对比曲线，其中控温周期均为10S，控温阈值均为20±0.3℃。由图5可知，相比于传统的开关比例控制，温度波动由5±0.25℃降低至5±0.1℃。

[0045] 综上，本发明从被控对象的热平衡方程出发，考虑了其它控温区域对本控温区域的传热影响以及外热流波动等环境因素，得到了控制量的近似表达式或称改进比例控制模型，实现了空间遥感器更高精度的温度控制。

[0046] 本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。