用于近地轨道引力波探测验证卫星的热控系统及方法与流程

本发明涉及航空航天技术领域，特别涉及一种用于近地轨道引力波探测验证卫星的热控系统及方法。

背景技术：

本发明应用于近地轨道的引力波探测卫星。引力波的探测和精确测量提供了一个有别于电磁波的全新的观测和认知宇宙的重要窗口，通过精确检验爱因斯坦广义相对论来提示引力本质，可揭示宇宙结构和演化过程的许多新奥秘。我国的引力波探测计划分三步走，并拟定“太极计划”，其中“太极一号”是中国科学院空间科学战略性先导科技专项确定的中国空间引力波计划——太极的首颗技术验证星，该项目旨在对部分关键技术提前进行空间实验验证。

“太极一号”的载荷系统的高精高稳定性的热控指标要求较高，其载荷分系统主要由星间激光干涉测距系统和无拖曳系统组成，其中由于激光干涉的测距系统对于热致变形有很高的要求，因此提出了核心载荷的温度稳定性指标为t±0.1k/1000s的要求；无拖曳系统由于靠的是微推力进行控制姿态，对管路的压力变化很严谨，而温度所造成的压力影响成为重要的约束，该系统提出了目标温度t±3k/1000s的要求。因此，在“太极一号”项目中最高稳定性指标为载荷在工作1000s的过程中，热控的控温温度在某一特定的温度t，其波动性应优于0.1k。

因此，需要为引力波探测卫星设计一种高精度高稳定性的热控系统。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种用于近地轨道引力波探测验证卫星的热控系统及方法，以实现引力波探测卫星需要的高精度高稳定性的热控系统。

为解决上述技术问题，本发明提供一种用于近地轨道引力波探测验证卫星的热控系统，所述引力波探测卫星包括载荷和平台，所述载荷与所述热控系统位于所述平台内部；所述热控系统包括：

一级热控模块，其包括多块舱板，所述舱板被配置为将所述载荷包围在中心并封闭，形成载荷舱；在所述载荷舱的内部和/或外部布置隔热垫片和/或多层隔热组件，使所述载荷与其他热源隔绝；

二级热控模块，其包括自动控温单元，所述自动控温单元被配置为检测所述载荷舱的温度，并将所述载荷舱的温度发送至所述热控总处理器；所述热控总处理器被配置为采用pid算法根据所述载荷舱的温度，控制所述自动控温单元进行调温，以使所述载荷舱在载荷工作时形成恒温笼式加热区域；

三级热控模块，其包括固定于所述载荷上的补偿模块、包裹所述载荷及所述补偿模块的隔热组件、以及测温单元，所述测温单元被配置为检测所述载荷的温度，并将所述载荷的温度发送至所述热控总处理器；以及

热控总处理器，其被配置为采用pid算法根据所述载荷的温度，控制所述补偿模块进行调温，以使所述载荷在工作时各处温度保持均匀。

可选的，在所述的用于近地轨道引力波探测验证卫星的热控系统中，所述载荷舱在载荷工作时温度要求稳定度度优于0.1k/1000秒，实际获得在轨载荷工作时温度稳定度优于5mk/1000秒。

可选的，在所述的用于近地轨道引力波探测验证卫星的热控系统中，所述载荷舱的舱板材料采用复合了强化换热涂层的蜂窝结构板。

可选的，在所述的用于近地轨道引力波探测验证卫星的热控系统中，所述隔热垫片的材料为玻璃钢，所述隔热垫片为边长为15mm的正方形且厚度为3mm的薄片，所述隔热垫片的导热系数为0.40w/(m·k)；

所述隔热组件包括10层复合材料，每层复合材料由涤纶网巾及镀铝薄膜叠加，并在其上下表面叠加聚酰亚胺薄膜形成，所述隔热组件的厚度小于5mm，所述隔热组件的当量导热系数0.001。

可选的，在所述的用于近地轨道引力波探测验证卫星的热控系统中，所述舱板的数量为6个，所述舱板形成六面体；

所述隔热垫片粘贴于所述载荷舱的边界耦合面，所述多层隔热组件包覆于所述载荷舱的外表面。

可选的，在所述的用于近地轨道引力波探测验证卫星的热控系统中，所述自动控温单元包括加热丝及测温元件，其中：

所述加热丝固定于所述载荷舱的内表面且被强化换热涂层覆盖，每个舱板上的多个加热丝平行分布，各个加热丝之间的距离为2厘米；

所述测温元件固定于所述加热丝之间的空隙处且被所述强化换热涂层覆盖，所述测温元件均匀布置于各个舱板上；

所述加热丝被配置为使所述载荷舱在载荷工作时形成恒温笼式加热区域，所述测温元件被配置为检测所述载荷舱的温度。

可选的，在所述的用于近地轨道引力波探测验证卫星的热控系统中，所述自动控温单元还包括测温信号处理电路，所述测温元件为测温电阻，所述测温信号处理电路包括四根引出线，其中两根引出线在所述测温电阻两端提供恒定电压，另外两根引出线将流经所述测温电阻的电流提供至所述测温信号处理电路，四根引出线两两形成双绞线，并采用屏蔽层覆盖所述双绞线；所述自动控温单元还包括主动加热回路，所述主动加热回路采用四线制，所述主动加热回路包括保险丝回路。

可选的，在所述的用于近地轨道引力波探测验证卫星的热控系统中，所述热控总处理器包括数据采集单元，所述数据采集单元的采集位数为32位；

所述测温信号处理电路将所述测温电阻的电流提供至所述数据采集单元，所述数据采集单元根据所述测温电阻的电流，形成温度测量值发送至所述热控总处理器。

可选的，在所述的用于近地轨道引力波探测验证卫星的热控系统中，所述测温信号处理电路由电连接器进行供电，所述电连接器从所述卫星平台上取电，采用铜箔包覆所述电连接器。

本发明还提供一种用于近地轨道引力波探测验证卫星的热控方法，其中将引力波探测卫星的载荷与热控系统安装于所述平台内部，其特征在于，该方法包括：

用一级热控模块的多块舱板将所述载荷包围在中心并封闭，形成载荷舱；在所述载荷舱的内部和/或外部布置隔热垫片和/或多层隔热组件，使所述载荷与其他热源隔绝；

由二级热控模块的自动控温单元检测所述载荷舱的温度，并将所述载荷舱的温度发送至热控总处理器；所述热控总处理器采用pid算法根据所述载荷舱的温度，控制所述自动控温单元进行调温，以使所述载荷舱在载荷工作时形成恒温笼式加热区域；以及

将三级热控模块的补偿模块固定于所述载荷上，采用三级热控模块的多层隔热组件包裹所述载荷及所述补偿模块，三级热控模块的测温单元检测所述载荷的温度，并将所述载荷的温度发送至所述热控总处理器；所述热控总处理器被配置为采用pid算法根据所述载荷的温度，控制所述补偿模块进行调温，以使所述载荷在工作时各处温度保持均匀。

在本发明提供的用于近地轨道引力波探测验证卫星的热控系统及方法中，通过一级热控模块的舱板将载荷包围在中心并封闭，形成载荷舱，在载荷舱的内部和/或外部布置隔热垫片和/或多层隔热组件，使载荷与其他热源隔绝，二级热控模块的自动控温单元检测载荷舱的温度，热控总处理器采用pid算法根据载荷舱的温度，控制自动控温单元进行调温，以使载荷舱在载荷工作时形成恒温笼式加热区域，三级热控模块的测温单元检测载荷的温度，热控总处理器采用pid算法根据载荷的温度，控制补偿模块进行调温，以使载荷在工作时各处温度保持均匀，实现了“太极一号”卫星载荷分系统的指标要求，设计了有效的热控方案，通过三级控温的手段，实现了温度稳定性指标±0.005k的高精控指标，为后续的高精度高稳定度热控技术提供了参考。

附图说明

图1是本发明一实施例中近地轨道引力波探测卫星热控方法示意图；

图2是本发明一实施例中用于近地轨道引力波探测验证卫星的热控系统的载荷舱示意图；

图3是本发明一实施例中用于近地轨道引力波探测验证卫星的热控系统的自动控温单元示意图；

图4是本发明一实施例中“恒温笼”热控产品结构设计示意图；

图5是本发明一实施例中在轨稳定性温度指标示意图；

图中所示：10-载荷舱；20-加热丝；30-测温元件；40-强化换热涂层(载荷舱)；41-强化换热涂层(载荷)；50-舱板；60-隔热组件(载荷舱)；61-隔热组件(载荷)；62-隔热垫片；63-加热器。

具体实施方式

以下结合附图和具体实施例对本发明提出的用于近地轨道引力波探测验证卫星的热控系统及方法作进一步详细说明。根据下面说明和权利要求书，本发明的优点和特征将更清楚。需说明的是，附图均采用非常简化的形式且均使用非精准的比例，仅用以方便、明晰地辅助说明本发明实施例的目的。

本发明的核心思想在于提供一种用于近地轨道引力波探测验证卫星的热控系统及方法，以实现引力波探测卫星需要的高精度高稳定性的热控系统。

为实现上述思想，本发明提供了一种用于近地轨道引力波探测验证卫星的热控系统及方法，所述引力波探测卫星包括载荷和平台，所述载荷与所述热控系统位于所述平台内部；所述热控系统包括一级热控模块、二级热控模块、三级热控模块及热控总处理器，其中：所述一级热控模块包括多块舱板，所述舱板被配置为将所述载荷包围在中心并封闭，形成载荷舱；在所述载荷舱的内部和/或外部布置隔热垫片和/或多层隔热组件，使所述载荷与其他热源隔绝；所述二级热控模块包括自动控温单元，所述自动控温单元被配置为检测所述载荷舱的温度，并将所述载荷舱的温度发送至所述热控总处理器；所述热控总处理器被配置为采用pid算法根据所述载荷舱的温度，控制所述自动控温单元进行调温，以使所述载荷舱在载荷工作时形成恒温笼式加热区域；所述三级热控模块包括固定于所述载荷上的补偿模块、包裹所述载荷及所述补偿模块的隔热组件、以及测温单元，所述测温单元被配置为检测所述载荷的温度，并将所述载荷的温度发送至所述热控总处理器；所述热控总处理器被配置为采用pid算法根据所述载荷的温度，控制所述补偿模块进行调温，以使所述载荷在工作时各处温度保持均匀。

<实施例一>

本实施例提供一种用于近地轨道引力波探测验证卫星的热控系统，如图1所示，所述引力波探测卫星包括载荷和平台，所述载荷与所述热控系统位于所述平台内部；所述热控系统包括一级热控模块、二级热控模块、三级热控模块及热控总处理器，其中：如图2所示，所述一级热控模块包括多块舱板50，所述舱板50被配置为将所述载荷包围在中心并封闭，形成载荷舱10；如图4所示，在所述载荷舱10的内部和/或外部布置隔热垫片和/或多层隔热组件60，使所述载荷与其他热源隔绝；所述二级热控模块包括自动控温单元，所述自动控温单元被配置为检测所述载荷舱10的温度，并将所述载荷舱10的温度发送至所述热控总处理器；所述热控总处理器被配置为采用pid算法根据所述载荷舱10的温度，控制所述自动控温单元进行调温，以使所述载荷舱10在载荷工作时形成恒温笼式加热区域；所述三级热控模块包括固定于所述载荷上的补偿模块、包裹所述载荷及所述补偿模块的隔热组件60、以及测温单元，所述测温单元被配置为检测所述载荷的温度，并将所述载荷的温度发送至所述热控总处理器；所述热控总处理器被配置为采用pid算法根据所述载荷的温度，控制所述补偿模块进行调温，以使所述载荷在工作时各处温度保持均匀。

具体的，在所述的用于近地轨道引力波探测验证卫星的热控系统中，所述载荷舱10在载荷工作时温度要求稳定度度优于0.1k/1000秒，实际获得在轨载荷工作时温度稳定度优于5mk/1000秒。所述载荷舱10的舱板50的材料采用复合了强化换热涂层的蜂窝结构板。所述隔热垫片的材料为玻璃钢，所述隔热垫片为边长为15mm且厚度为3mm的正方形薄片，所述隔热垫片的导热系数为0.40w/(m·k)；所述隔热组件包括10层复合材料，每层复合材料由涤纶网巾及镀铝薄膜叠加，并在其上下表面叠加聚酰亚胺薄膜形成，所述隔热组件的厚度小于5mm，所述隔热组件的当量导热系数0.001。所述舱板50的数量为6个，所述舱板50形成六面体；所述隔热垫片粘贴于所述载荷舱10的边界耦合面，所述多层隔热组件60包覆于所述载荷舱10的外表面。

如图3所示，在所述的用于近地轨道引力波探测验证卫星的热控系统中，所述自动控温单元包括加热丝20及测温元件30，其中：所述加热丝20固定于所述载荷舱10的内表面且被强化换热涂层40(例如黑漆)覆盖，每个舱板50上的多个加热丝20平行分布，各个加热丝20之间的距离为2厘米；所述测温元件30固定于所述加热丝20之间的空隙处且被所述强化换热涂层40覆盖，所述测温元件30均匀布置于各个舱板50上；所述加热丝20被配置为使所述载荷舱10在载荷工作时形成恒温笼式加热区域，所述测温元件30被配置为检测所述载荷舱10的温度。所述自动控温单元还包括测温信号处理电路，所述测温元件30为测温电阻，所述测温信号处理电路包括四根引出线，其中两根引出线在所述测温电阻两端提供恒定电压，另外两根引出线将流经所述测温电阻的电流提供至所述测温信号处理电路；四根引出线两两形成双绞线，并采用屏蔽层覆盖所述双绞线；所述自动控温单元还包括主动加热回路，所述主动加热回路采用四线制，所述主动加热回路包括保险丝回路。

另外，在所述的用于近地轨道引力波探测验证卫星的热控系统中，所述热控总处理器包括数据采集单元，所述数据采集单元的采集位数为32位；所述测温信号处理电路将所述测温电阻的电流提供至所述数据采集单元，所述数据采集单元根据所述测温电阻的电流，形成温度测量值发送至所述热控总处理器。所述测温信号处理电路由电连接器进行供电，所述电连接器从所述卫星平台上取电，采用铜箔包覆所述电连接器。

综上，上述实施例对用于近地轨道引力波探测验证卫星的热控系统的不同构型进行了详细说明，当然，本发明包括但不局限于上述实施中所列举的构型，任何在上述实施例提供的构型基础上进行变换的内容，均属于本发明所保护的范围。本领域技术人员可以根据上述实施例的内容举一反三。

<实施例二>

本实施例提供一种用于近地轨道引力波探测验证卫星的热控方法，其中将引力波探测卫星的载荷与所述热控系统安装于所述平台内部；一级热控模块的多块舱板50将所述载荷包围在中心并封闭，形成载荷舱10；在所述载荷舱10的内部和/或外部布置隔热垫片和/或多层隔热组件60，使所述载荷与其他热源隔绝；二级热控模块的自动控温单元检测所述载荷舱10的温度，并将所述载荷舱10的温度发送至热控总处理器；所述热控总处理器采用pid算法根据所述载荷舱10的温度，控制所述自动控温单元进行调温，以使所述载荷舱10在载荷工作时形成恒温笼式加热区域；将三级热控模块的补偿模块固定于所述载荷上，采用三级热控模块的多层隔热组件60包裹所述载荷及所述补偿模块，三级热控模块的测温单元检测所述载荷的温度，并将所述载荷的温度发送至所述热控总处理器；所述热控总处理器被配置为采用pid算法根据所述载荷的温度，控制所述补偿模块进行调温，以使所述载荷在工作时各处温度保持均匀。

在本发明提供的用于近地轨道引力波探测验证卫星的热控系统及方法中，通过一级热控模块的舱板50将载荷(即载荷体)包围在中心并封闭，形成载荷舱10，在载荷舱10的内部和/或外部布置隔热垫片和/或多层隔热组件60，使载荷与其他热源隔绝，二级热控模块的自动控温单元检测载荷舱10的温度，热控总处理器采用pid算法根据载荷舱10的温度，控制自动控温单元进行调温，以使载荷舱10在载荷工作时形成恒温笼式加热区域，三级热控模块的测温单元检测载荷的温度，热控总处理器采用pid算法根据载荷的温度，控制补偿模块进行调温，以使载荷在工作时各处温度保持均匀，实现了“太极一号”卫星载荷分系统的指标要求，设计了有效的热控方案，通过三级控温的手段，实现了温度稳定性指标±0.005k的高精控指标，为后续的高精度高稳定度热控技术提供了参考。

针对于载荷的高指标要求，热控以“恒温笼”设计理念为设计依托，采用了三级控温方法，将载荷温度控制在mk级的高稳定性指标范围内。

由于载荷的热容较大，温度指标较高，因此热控采用的是多级控温方法，如图1所示，一隔，二补，三控的“三级控温”方法。考虑到载荷为卫星任务目标完成的核心单机，因此热控采用的“一级控温”方法是在卫星布局初期将载荷单机布置于卫星的内部，用6块舱板50将载荷单机封闭起来，并通过有效的隔热(多层隔热组件60)手段将外部的热干扰降低到最低。为了确保载荷工作在某一个t温度值，热控采用了“二级控温”主动加热补偿控温。

在轨运行期间将6块舱板50进行主动pid闭环控温，如图2所示，将封闭舱在载荷工作的时候形成一个“恒温笼”式加热区域，以实现载荷单机的空间环境控制在0.1k的环境内；最后是“三级控温”，即载荷自身本体的被动兼自主控温，热控一方面将载荷本体进行主动加热补偿设计，一方面进行多层隔热组件60包覆，以降低外界环境对载荷本体的影响，通过两个控温手段确保将载荷的工作温度的稳定性保证在0.1k以内。如图1为热控方案的三级控温的技术导向图。

在本发明的方案设计中，控温对象为三级控温最后一级控温，如图4所示为控温对象在卫星布局中的设计在轨工作状态的剖面图。核心载荷的接触边界为隔热垫片61，载荷体(即载荷)为围在核心载荷外围的小隔间，核心载荷与载荷体的可见界面为热辐射，载荷体的内表面为强化换热涂层41，外表面为多层隔热组件61，载荷体之间采用的是隔热垫片62，与卫星其他部分的热交换为热辐射。

根据核心载荷的热模型状态，建立稳态能量守恒平衡方程如下所示。

q0＝cmδt(1)

q0＝q1+q2+q3(2)

式(1)中，q0表示核心载荷的能量变化；c表示被控对象的比热容，本项目中载荷材料的热属性在工作温度区间内的变化基本可以忽略不计，考虑为常数；m表示被控对象的质量，为材料的固有属性，与热容的温度特性一致，可以忽略不计，考虑为常数；δt表示温度变化。因此温度的变化取决于核心载荷本体吸收的能量变化。

式(2)中，q1表示核心载荷的内热源；q2表示核心载荷与载荷体的导热交换；q3表示核心载荷与载荷体的辐射交换。由等式可知，如果要求q0变化最小，只要求q1、q2和q3的变化之和最小即可。

在本发明的引力波探测卫星热控方法中q1为0，q2为可调整设计项，q3为可变项。为了使q2的变化最小，本发明采用的是低导热率的隔热垫片，以减少由于“导热”引起的漏热影响。q3是核心载荷受到的最大热流波动项，其波动源为主动加热器在控温时产生的负载波动，其以红外辐射的形式影响着核心载荷的热波动。为减弱该部分的波动，热控采用的手段是一方面将加热器63的负载波动布置于载荷体外表面，再通过纵向热阻的二级传递，从而保证了载荷体在一定温度下的小波动，另一方面载荷体内部被强化换热涂层41(黑漆或高发射涂层)覆盖，以达到载荷体内温度场的均匀化，从而达到核心载荷整体受红外辐射波动的最小化。

通过分析可知，当载荷体内部的温度场越均匀，核心载荷的温度稳定性越好，当载荷体的温度波动性越小，核心载荷的温度稳定性越好，因此控制好以上两个稳定性，即可达到高精度温控。

为实现高精度、高稳定的温度指标，本发明对热控方案进行了原理性及技术水平的评估，在方案实现的过程中，一方面对热控产品的选取进行严格的筛选与应用，另一方面对热控产品的热实施进行严格的约束，同时采用控温仪进行热控产品的温度数据采集与温度控制。下面对三个关键(测温、多级温控方案的热实施、控温)技术进行介绍。

首先是测温技术，测温电阻是作为核心的测温元件30，它表征了温度指标的准确性与稳定性。在该项目中，热控采用的是pt1000，该产品的温度精度可达千分之一度，在使用该产品之前，进行严格的二次筛查标定，保证装星产品的高精度高稳定指标。装配该产品时采用四线制，通过屏蔽双绞线降低外部电磁干扰，进行模拟量信号的传输。装配过程中电连接器处采用铜箔屏蔽处理，增加抗电磁干扰的能力；数据采集系统的采集位数为32位，以实现高分辨率指标。

其次，三级温控方案是高精度控温实现的关键技术之一。热控的控制策略为三级控温，其中一级控温的对象为“载荷舱10”，该部分的控制方式为被动手段与主动手段相结合，首先通过隔热垫片和多层隔热组件60产品将星体的热波动阻隔在多层之外，然后通过主动加热将载荷舱10板控制在t±0.1k内波动；二级控温的对象亦为“载荷舱10”，该部分的控制方式为采用纯被动的方式，一方面将载荷舱10与核心载荷隔热，另一方面黑漆高强化换热，使载荷舱10内的温度均匀化，从而达到核心载荷获得的热流均匀化，稳定化；三级控温的对象为核心载荷，采用的是被动手段与主动手段相结合的方法，通过多层隔热组件61进行热隔离，使载荷体产生的微小红外热流波动进一步弱化，到达核心载荷本体的热流变化最小化，并采用主动pid热控制，使温控稳定性指标优于±0.1k。

最后，实现精密热控的另一项技术是采用控温仪单机进行热控产品采集与控制。控温仪单机的使用主要为了解决整星的负载波动对热控采集及控制的影响。控温仪单机的产品研制控制中对采集精度(0.001k)，系统稳定性指标(±0.1k)，控温频率(2s/60路)。控温仪单机的测温电路采用四线制恒流源式采温，此方法较常规两线制更稳，更精准。由于pid控制方法简单易行、稳定性好、可靠性高，只要控制参数选择恰当，可以消除静态偏差且超调少，能够实现高精度、高稳定度的温度控制，因此本项目中加热器的控制方式采用pid控制，控制算法采用的是位置式，效果较增量式的控制算法更为稳定，趋于目标值。

“太极一号”卫星于2019年8月31日发射升空，载荷陆续开机，整星的温度场逐步进入稳定的状态，根据实验任务的规划，热控模式陆续进入精控模式，在精控模式的过程中，热控进行了温度场控制。表1为在轨控温稳定性指标结果。

表1在轨控温稳定性指标结果

根据表1中统计获得的结果可以看出：

1)由于各方向上的温度场受卫星内部热源波动的影响较大，对于无热源且热流稳定的y向(朝阳方向和背阳方向)稳定性指标在主动温控的条件下可以达到±0.05k。

2)当载荷体的稳定性指标优于0.3k时，即可满足核心载荷的高精控0.1k的指标要求。

3)在轨试验过程中，通过对载荷仅进行被动辐射与隔热手段控温，发现可以达到±0.005k的高稳定性指标。如图5所示为在轨获得的高稳定控温结果。

虽然目前“太极一号”高精度温控技术可以达到±0.005k的稳定性指标，但是距离“太极二号”的uk级指标仍然有很大的提升空间。本发明根据研制过程中热控产品的指标复核以及控温仪单机性能的研究发现，对于更高指标的精控要求的攻关，应当从以下几个方面出发：发掘稳定性优良的测温电阻；提高控温仪单机的分辨率、降低噪声对元器件的影响；测温电路的优化，可考虑采用更好的电桥电路采集；提高仿真计算模拟技术，精确化识别pid参数。

本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的系统而言，由于与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。

上述描述仅是对本发明较佳实施例的描述，并非对本发明范围的任何限定，本发明领域的普通技术人员根据上述揭示内容做的任何变更、修饰，均属于权利要求书的保护范围。