航天光学遥感器温度控制电路仿真系统及仿真测试方法

摘要

航天光学遥感器温度控制电路仿真系统及仿真测试方法，涉及工业自动化领域，解决现有温度控制电路的测试方法复杂等问题，电压调理电路对温度控制电路发出的加热控制信号的电压进行调整后传送至模数转换及信息采集电路，模数转换及信息采集电路将接收的实际加热控制信号进行实时记录并传送至微型计算机中，微型计算机根据接收的实际加热控制信号计算出反馈给温度控制电路的温度信号，并根据温度控制电路内热敏电阻特性将所述温度信号转换为电阻信号，将电阻信号通过PCI总线驱动电路传送至信息控制系统与数字电位器综合转换处理电路，通过数字电位器综合转换处理电路将多路不同的电阻信号并行实时地反馈给温度控制电路。

说明书

技术领域

本发明涉及工业自动化领域，具体涉及对光学遥感器主动热控制系统的仿真测试方法。

背景技术

航天光学遥感器是航天飞行器有效载荷系统的核心设备，根据地面遥控指挥中心向航天光学遥感器发布命令和参数，控制光学成像系统完成对地面景物的摄像任务。光学成像系统质量的好坏直接影响光学遥感器获取图像的效果。由于航天光学遥感器工作在太空环境，昼夜间、有阳光的阳面和无阳光的阴面温差非常大，再加上航天光学遥感器电子器件的工作时产生的热量影响，若不进行有效地温度控制，由于温度的大幅度急剧变化，会造成光学遥感器结构发生不同程度的畸变，影响光学成像系统的质量。

温度控制系统是航天光学遥感器不可缺少的重要组成部分，温度控制系统采集分布在光学遥感器各个单元的热传感器温度值，根据温差控制的要求，经过综合处理、逻辑分析和计算，分别对光学遥感器的相关单元进行加热或不加热控制；然后再采集分布在光学遥感器的热传感器温度值，进行新一轮的热控处理，进而形成航天光学遥感器的系统温度闭环控制方法。

航天光学遥感器的系统温度控制电路的检测，通常应用示波器和高档万用表等检测仪器分时间、分阶段完成。但随着航天领域的不断发展，开发周期不断缩短，对检测仪器在功能上和时效性上的要求不断提高。以前那些繁琐的测试方法已不能满足要求。开发操作简单、功能强大、测试速度快、具有长时间检测、监测和事后分析能力的专用航天测试仪器已成为必然的趋势。

发明内容

本发明为解决现有航天光学遥感器的系统温度控制电路的测试方法复杂且由于温度的大幅度急剧变化，造成光学遥感器结构发生不同程度的畸变，进而影响光学成像系统的质量等问题，提供一种航天光学遥感器温度控制电路仿真系统及仿真测试方法。

航天光学遥感器温度控制电路仿真系统，该测试系统由模数转换及信息采 集电路、电压调理电路、PCI总线驱动电路、信息控制系统与数字电位器综合转换处理电路和微型计算机构成，所述电压调理电路对温度控制电路发出的加热控制信号的电压进行调整后传送至模数转换及信息采集电路，所述模数转换及信息采集电路将接收的实际加热控制信号进行实时记录并传送至微型计算机中，所述微型计算机根据理论加热控制信号与接收的实际加热控制信号进行判断、存储并显示偏差值；

微型计算机根据接收的实际加热控制信号计算出反馈给温度控制电路的温度信号，并根据温度控制电路内热敏电阻特性将所述温度信号转换为电阻信号，将所述电阻信号通过PCI总线驱动电路传送至信息控制系统与数字电位器综合转换处理电路，通过数字电位器综合转换处理电路将多路不同的电阻信号并行实时地反馈给温度控制电路。

航天光学遥感器温度控制电路仿真测方式方法，该方法由以下步骤实现：

步骤一、建立航天光学遥感器热网络仿真数学模型，确定所述热网络仿真数学模型相关参数；

步骤二、通过电压调理电路对温度控制电路的加热控制信号进行电压调理，将电压按固定比例调整到模数转换及信息采集电路接收的电压范围；

步骤三、所述微型计算机连续采集模数转换及信息采集电路输出的加热控制信号，并根据接收的实际加热控制信号计算出反馈给温度控制电路的温度信号，并对温度控制电路中的加热电压、加热电流以及加热时间进行实时地采集和记录；

步骤四、根据步骤一中建立的热网络仿真数学模型和步骤三中反馈给温度控制电路的温度信号，结合航天遥感器温控目标值，计算所述温度控制电路理论上应输出的加热电压、加热电流和加热时间，并对步骤三中实际采集的加热电压、加热电流、加热时间进行综合逻辑分析和检测，判断与理论计算的加热电压、加热电流和加热时间是否一致，并将判断结果存储并在微型计算机上显示；所述微型计算机对每次判断的结果进行逐次迭代，最终逼近航天遥感器温控目标；

步骤五、所述微型计算机根据热敏电阻R-T关系模型方程式，将反馈给温度控制电路的温度信号转换为电阻阻值，通过PCI总线驱动电路传送给信息控 制系统与数字电位器综合转换处理电路，通过数字电位器综合转换处理电路将多路不同的电阻阻值并行实时地反馈给温度控制电路，形成闭环仿真测试。

本发明的有益效果：

一、本发明提出的航天光学遥感器温度控制电路的仿真测试系统，能够在地面上长时间实时监视、记录和检测航天光学遥感器主动温度控制电路的仿真测试方法，以适应多功能、多路、长时间和快速检测的需要。

二、本发明针对航天光学遥感器温度控制电路的监测问题，利用了计算机速度快的特性，实时监控航天光学遥感器的系统温度控制电路，充分考虑了航天光学遥感器在各种实际环境中可能出现的不同状态，从而解决了航天光学遥感器的系统温度控制电路的仿真和检测技术问题，而且还避免了由于地面其它检测方式和试验所带来的不直观等现象。

三、本发明充分利用了计算机的计算速度、计算精度、大量数据处理、实时显示和实时记录的能力，在仿真测试的过程中，可实时检测加热电压、电流的变化和控制策略的正确性，为验证航天光学遥感器的系统温度控制电路的稳定性和可靠性，提供了重要的手段及检测设备。

附图说明

图1为本发明所述的航天光学遥感器温度控制电路的基本原理示意图；

图2为本发明所述的航天光学遥感器温度控制电路的仿真测试方法原理示意图。

具体实施方式

具体实施方式一、结合图1和图2说明本实施方式，航天光学遥感器温度控制电路仿真测试系统，包括模数转换及信息采集电路2、电压调理电路3、PCI总线驱动电路4、信息控制系统5与数字电位器综合转换处理电路6和微型计算机1构建了光学遥感器的闭环及非闭环系统温度控制的仿真测试系统，该系统连接在被测的光学遥感器的温度控制电路上，实现对控制电路中的电压输出系统、温度采集系统和控制电路的可靠性有效检测。

所述电压调理电路3对温度控制电路7发出的加热控制信号的电压进行调整后传送至模数转换及信息采集电路2，所述模数转换及信息采集电路2将接收的实际加热控制信号进行实时记录并传送至微型计算机1中，所述微型计算机1 根据理论加热控制信号与接收的实际加热控制信号进行判断、存储并显示偏差值；

所述微型计算机1根据接收的实际加热控制信号计算出反馈给温度控制电路7的温度信号，并根据温度控制电路7内部热敏电阻特性，将所述温度信号转换为电阻信号，将所述电阻信号通过PCI总线驱动电路4传送至信息控制系统5与数字电位器综合转换处理电路6，通过数字电位器综合转换处理电路6将多路不同的电阻信号并行实时地反馈给温度控制电路。

结合图1说明本实施方式，航天光学遥感主控制器包括加热控制电路，所述加热控制电路包括DSP(Digital signal Processing)多路加热控制系统、CPLD(Complex Programmable Logic Device)信号控制系统、OC门电路和分布在航天光学遥感器主体上不同区域的多路加热器；(2)温度采集及处理系统，包括DSP多路温度采集处理系统、模数转换及采集电路、分布在航天光学遥感器主体上不同部位的多路热敏电阻。

航天光学遥感器有效载荷控制系统，根据卫星导航系统实时给出的当前轨道的方位、高度、速度和倾斜角度等信息，实时向光学遥感器控制系统发布拍摄命令，光学遥感器温度控制电路立即通过温度采集及处理系统，采集光学遥感器主体上的温度，依据光学遥感器主体上各个部位的温度，确定加热控制电路系统对相关的区域网格节点加热时间或不加热，完成一次温度调整控制周期任务，形成闭环控制方法。

具体实施方式二、本实施方式为具体实施方式一所述的航天光学遥感器系统温度控制电路仿真测试系统的仿真测试方法，该测试方法由以下步骤实现：

a、根据航天光学遥感器结构材料的特性、控制电路的布局、工作时间周期和各个单元热网格节点的特点，如几何尺寸、材料密度、膨胀系数、比热、导热率、发热量、表面红外发射率、吸收率、视角系数，以及航天光学遥感器飞行轨道参数、姿态、工作模式、各种状态下的内热源发热量，计算轨道周期的外热流，确定反馈给航天光学遥感器的主控制器热网络仿真数学模型中的相关参数；

b、通过电压调理电路3对温度控制电路的加热控制信号进行电压调理，将电压按固定比例调整到模数转换及信息采集电路2可接受的电压范围；

c、利用微型计算机1通过模数及信息采集转换电路2，以连续采集的方法，对系统温度控制电路中的各路加热电压、电流以及加热工作时间进行实时地采集和记录；

d、根据构建的热网络仿真数学模型，结合上次反馈温度值、加热时间和各单元的热网格节点相关性，对采集到的新的加热电压、电流信息进行综合逻辑分析和检测，判定各路的电压、电流和加热时间等信息是否符合控制要求，并把所有合理的、偏差的、错误的信息和判定结果实时存储在微型计算机的存储介质中，同时显示在微型计算机的屏幕上；

e、针对航天光学遥感器各单元在成像过程中给定的温度目标值，依据建立的热网络仿真数学模型，通过采集的加热电压大小与采集周期，结合上次反馈给主控制器各单元的温度信息，进行综合计算，确定下次需要反馈的新温度值，同时将这些信息存储在微型计算机中，并在微型计算机的屏幕上实时显示。通过逐次地迭代，最终逼近目标温度；

f、根据热敏电阻R-T关系模型方程式，即通过被仿真的热敏电阻温度与阻值的相关性，把要反馈的温度信息转换为电阻阻值，通过计算机PCI总线驱动电路4传送给由现场可编程门阵列(FPGA)构成的信息控制系统5与数字电位器综合转换处理电路6中；在综合转换处理电路软件系统的控制下，通过以数字电位器为核心器件的输出电路，把多路不同的电阻阻值并行实时地反馈给航天光学遥感器的系统温度控制电路接收系统，形成闭环仿真测试。

结合图2说明本实施方式，系统温度控制电路7是被测试对象，它含有DSP系统(包括软件)、CPLD系统(包括软件)、OC门电路和A/D等电路，控制对象的最终执行器件是加热器和热敏电阻；

本实施方式中所述的模数转换及信息采集电路2为12位A/D电路PCI总线电路板，具体采用的是研华的PCI-1713A/D卡，直接插在微型计算机主板的PCI插槽中；所述的电压调理电路3，按固定比例进行电压调理，调理后的信号降到10V以内，并插在计算机的总线槽中；PCI总线驱动电路4采用PCI9054芯片；信息控制系统5包括FPGA(Field-programmable gate array)的电路和软件系统，FPGA采用Xilinx公司的SPARTANⅡ；数字电位器综合转换处理电路6包括由10位1024抽头的X9111数字电位器、步进式100抽头的X9C102数字电位 器；微型计算机系统1是配备PCI和ISA两种总线的微型计算机及软件系统；图2中，8是PCI总线，9是经电压调整后的信号；10是未经电压调整的电压信号，可能会超过10V电压。

具体实施方式三、本实施方式为具体实施方式二所述的航天光学遥感器系统温度控制电路仿真测试方法的实施例：微型计算机系统启动模数转换及信息采集电路2和PCI总线驱动电路4，以一定的频率对电压信号进行转换和采集，同时对加热控制机制和采集电路的正确性进行逻辑分析，判定其正确性；若正确，再通过PCI9054电路向各个部位发送调整后的温度信息，形成闭环测试。其测试过程为：

A.根据航天光学遥感器结构材料的特性、控制电路的布局、工作时间周期和各个单元的特点，对航天光学遥感器各单元进行热网格划分。根据每个热网格节点的特性，如几何尺寸、材料密度、膨胀系数、比热、导热率、表面红外发射率、吸收率、视角系数，以及遥感器轨道参数、姿态、工作模式、各工作状态下内热源发热量，计算航天光学遥感器飞行轨道周期的外热流，最终确定的系统热网络方程(见公式2)的相关参数；

B.确定计算时间步长，在整个轨道周期内求解的系统温度方程，得到每一个计算时间步长内遥感器所有热网格节点的温度-时间分布；

C.将光学遥感器各单元在成像过程的温度控制目标值，分解到对应的热网格节点的温度控制目标值；

D.根据每个热网格节点在整个轨道周期内的温度-时间分布和温度控制目标值，利用热网络方程(公式3)和相应的控制器算法，计算得到热网格节点(i)需启动加热的时刻(t_i)、需要的加热量(Q_i)和加热时间(Δt_i)。

E.将加热量(Qi)转换成电信号(U_iI_i)，即加热电压(U_i)，加热电流(I_i)。

F.将计算得到的每个热网格节点的数值(t_i、U_i、I_i、Δt_i)写入数据存储单元。

G.通过电压调理电路3对的系统温度控制电路的控制信号进行电压调理，将电压按4:1的比例调整到模数转换电路通常可接受的10V以内电压范围，并插在微型计算机的ISA总线插槽中；

H.微型计算机通过模数转换电路2，以连续采集的方法，对的系统温度控 制电路中的各路加热电压、电流等信号和工作时间进行实时采集和记录；

I.将数据存储单元中各个热网格节点的数值(t_i、U_i、I_i和Δt_i)与采集和记录到的各路的系统温度控制电路的启动时间、加热电压、加热电流和工作时间信号进行对比，进行综合逻辑分析和检测，判定各路的电压、电流和加热时间等信息是否符合控制要求，并把所有信息和判定结果(合理的、偏差的和错误的信息)实时存储在微型计算机的存储单元中，同时显示在微型计算机的屏幕上；

J.针对光学遥感器各单元在成像过程中给定的温度目标值，依据建立的热网络仿真数学模型，通过采集的加热电压大小与采集周期，结合上次反馈给主控制器各单元的温度信息，进行综合计算，确定下次需要反馈的新温度值，同时将这些信息存储在微型计算机中，并在微型计算机的屏幕上实时显示。通过逐次地迭代，最终逼近目标温度；

K.热敏电阻R-T关系模型采用Steinhart-Hart方程式(1)，即通过被仿真的热敏电阻温度与阻值的相关性，把要反馈的温度信息转换为电阻阻值，通过计算机PCI总线驱动电路传4送给FPGA构成的信息控制系统5与数字电位器组成的综合转换处理电路6中；在综合转换处理电路软件系统的控制下，通过以数字电位器为核心器件的输出电路6，把多路不同的电阻阻值并行实时地反馈给航天光学遥感器热平衡控制电路接收系统，形成闭环仿真测试。

本实施方式中，检测的系统温度控制电路的闭环反馈测试未变换的基本数学模型如下：

a)热敏电阻R-T关系模型采用Steinhart-Hart方程式：

R＝exp(B₀+B₁×T^-1+B₂×T^-2+B₃×T^-3)>

式(1)中：T：绝对温度；R：热敏电阻阻值；B₀、B₁、B₂、B₃：热敏电阻参数。

b)热网络仿真数学模型的方程：

$CM\frac{dT}{dt}={\mathrm{\Sigma E}}_i(T_i^4-T^4)+{\mathrm{\Sigma D}}_i(T_i-T)+q_{in}+q_{out}-ϵA\sigma (T^4-T_h^4)---\left(2\right)$

Q(t)×Δt＝CM×(T₀-T)>

其中：C：比热，J/(kg.K)，取决于材料属性和材料温度；M：质量，kg，取决于材料属性和网格尺寸；E：辐射传递系数，由遥感器的姿态和轨道位置决定；D：导热率，W/(m.K)，由材料属性和材料温度共同决定；q_in：内热源散热量，W，由内热源自身特性及工作模式共同决定；q_out：外热流，W，具体计算方法见公式4～15；σ：斯蒂芬-玻耳兹曼常数，5.67×10^-8W/(m².K⁴)；ε：表面红外发射率，由材料属性和材料温度共同决定；T_h：热沉温度，K，一般取冷黑空间等效辐射温度4K；T₀：热控目标温度，K；T：网格节点温度，K；Q：加热量，W；Δt：加热时间，s；

热网络方程用微分方程的数值解法求解，传导系数分为接触传导系数和一般传导系数，由导热率，面元之间的距离，横截面积确定。其中外热流：

q_out＝Q₁+Q₂+Q₃>

式(4)中：Q₁：太阳辐射外热流；Q₂：地球反照外热流；Q₃：地球红外辐射外热流；Q₂≈Q₃×cosd，d为日地连线与地星连线的夹角。

Q₁＝α_s×S×F_j×A_j>

式(5)中：α_s：地球对阳光的平均反照率，取0.35；S：太阳常数，取1353w/m²；F_j：太阳辐射角系数；太阳辐射角系数可由相机本体坐标系中，相机各面元外法线方向余弦(cosα_j,cosβ_j,cosγ_j)表示。

F_j＝cosα_j×cosθ×cosi_θ-cosβ_j×sinθ×cosi_θ+cosγ_j×sini_θ>

①地影内,F_j＝0；②F_j＜0时，表明太阳光照不到面元，故F_j＝0；③由于航天器遮挡，太阳光照不到相机表面面元的F_j＝0；

Cosd＝sini_θ×cosθ>

式(7)中：i_θ：太阳光对卫星轨道面的入射角；θ：会日点与卫星的角距；

$\begin{array}{c}{i}_{\theta }=ar\cos (\cos i\times \sin (P\left(t\right))+\sin i\times cos\left(P\right(t))\times sin(\frac{t_0}{12}\pi -\Delta \alpha (t)\left)\right)\\ t_0\in [0,24],t\in [0,365]\end{array}---\left(8\right)$

式(8)中：i：轨道倾角(＝90°)；(t)：太阳的赤纬；Δα(t)：太阳的赤经；t₀：降交点地方时；

式(9)中：ε：黄赤交角(≈23.5°)，会日点与升交点地心角距θ_Ω：

${\mathrm{cos\theta }}_{\Omega }=\frac{cos\left(P\left(t\right)\right)cos(\frac{t_0}{12}\pi -\Delta \alpha (t))}{{\mathrm{sini}}_{\theta }}---\left(10\right)$

过会日点时刻：

${\tau }_c={\tau }_{\Omega }-\left(\frac{{\theta }_{\Omega }}{2\pi }\right){\tau }_0---\left(11\right)$

式(11)中：

τ_Ω：升交点地方；τ₀：轨道周期；τ_c为经过会日点时刻，会日点与卫星角距θ：

$\theta =\frac{2\pi (\tau -{\tau }_c)}{{\tau }_0}---\left(12\right)$

进出地影的角度：

$cos\theta =\frac{\pm \sqrt{1-{(R_E/r)}^2}}{{\mathrm{cosi}}_{\theta }}---\left(13\right)$

式(13)中r＝R_E+h；面元垂直于当地地平面时，

$Q_3={ϵ}_e\times E_{io}(\frac{{\sin }^{-1}{k}_e}{\pi }-\frac{k_e\sqrt{1-k_e^2}}{\pi })\times A(k_e=\frac{R_E}{R_E+h})---\left(14\right)$

式(14)中：ε_e：面元表面的发射率；E_io：地球表面的平均红外辐射密度，R_E：地球平均半径；h：面元离地球表面的高度；k_e代表地球半径与面元到地心距离的比值，面元平行于当地地平面时，

$Q_3={ϵ}_e\times E_{io}\times k_e^2---\left(15\right).$