航天光學遙感器溫度控制電路仿真系統及仿真測試方法
【專利摘要】航天光學遙感器溫度控制電路仿真系統及仿真測試方法，涉及工業自動化領域，解決現有溫度控制電路的測試方法復雜等問題，電壓調理電路對溫度控制電路發出的加熱控制信號的電壓進行調整后傳送至模數轉換及信息采集電路，模數轉換及信息采集電路將接收的實際加熱控制信號進行實時記錄并傳送至微型計算機中，微型計算機根據接收的實際加熱控制信號計算出反饋給溫度控制電路的溫度信號，并根據溫度控制電路內熱敏電阻特性將所述溫度信號轉換為電阻信號，將電阻信號通過PCI總線驅動電路傳送至信息控制系統與數字電位器綜合轉換處理電路，通過數字電位器綜合轉換處理電路將多路不同的電阻信號并行實時地反饋給溫度控制電路。
【專利說明】
航天光學遙感器溫度控制電路仿真系統及仿真測試方法
技術領域
[0001] 本發明涉及工業自動化領域，具體涉及對光學遙感器主動熱控制系統的仿真測試 方法。
【背景技術】
[0002] 航天光學遙感器是航天飛行器有效載荷系統的核心設備，根據地面遙控指揮中心 向航天光學遙感器發布命令和參數，控制光學成像系統完成對地面景物的攝像任務。光學 成像系統質量的好壞直接影響光學遙感器獲取圖像的效果。由于航天光學遙感器工作在太 空環境，晝夜間、有陽光的陽面和無陽光的陰面溫差非常大，再加上航天光學遙感器電子器 件的工作時產生的熱量影響，若不進行有效地溫度控制，由于溫度的大幅度急劇變化，會造 成光學遙感器結構發生不同程度的畸變，影響光學成像系統的質量。
[0003] 溫度控制系統是航天光學遙感器不可缺少的重要組成部分，溫度控制系統采集分 布在光學遙感器各個單元的熱傳感器溫度值，根據溫差控制的要求，經過綜合處理、邏輯分 析和計算，分別對光學遙感器的相關單元進行加熱或不加熱控制;然后再采集分布在光學 遙感器的熱傳感器溫度值，進行新一輪的熱控處理，進而形成航天光學遙感器的系統溫度 閉環控制方法。
[0004] 航天光學遙感器的系統溫度控制電路的檢測，通常應用示波器和高檔萬用表等檢 測儀器分時間、分階段完成。但隨著航天領域的不斷發展，開發周期不斷縮短，對檢測儀器 在功能上和時效性上的要求不斷提高。以前那些繁瑣的測試方法已不能滿足要求。開發操 作簡單、功能強大、測試速度快、具有長時間檢測、監測和事后分析能力的專用航天測試儀 器已成為必然的趨勢。

【發明內容】

[0005] 本發明為解決現有航天光學遙感器的系統溫度控制電路的測試方法復雜且由于 溫度的大幅度急劇變化，造成光學遙感器結構發生不同程度的畸變，進而影響光學成像系 統的質量等問題，提供一種航天光學遙感器溫度控制電路仿真系統及仿真測試方法。
[0006] 航天光學遙感器溫度控制電路仿真系統，該測試系統由模數轉換及信息采集電 路、電壓調理電路、PCI總線驅動電路、信息控制系統與數字電位器綜合轉換處理電路和微 型計算機構成，所述電壓調理電路對溫度控制電路發出的加熱控制信號的電壓進行調整后 傳送至模數轉換及信息采集電路，所述模數轉換及信息采集電路將接收的實際加熱控制信 號進行實時記錄并傳送至微型計算機中，所述微型計算機根據理論加熱控制信號與接收的 實際加熱控制?目號進行判斷、存儲并顯不偏差值；
[0007] 微型計算機根據接收的實際加熱控制信號計算出反饋給溫度控制電路的溫度信 號，并根據溫度控制電路內熱敏電阻特性將所述溫度信號轉換為電阻信號，將所述電阻信 號通過PCI總線驅動電路傳送至信息控制系統與數字電位器綜合轉換處理電路，通過數字 電位器綜合轉換處理電路將多路不同的電阻信號并行實時地反饋給溫度控制電路。
[0008] 航天光學遙感器溫度控制電路仿真測方式方法，該方法由以下步驟實現：
[0009] 步驟一、建立航天光學遙感器熱網絡仿真數學模型，確定所述熱網絡仿真數學模 型相關參數；
[0010] 步驟二、通過電壓調理電路對溫度控制電路的加熱控制信號進行電壓調理，將電 壓按固定比例調整到模數轉換及信息采集電路接收的電壓范圍；
[0011]步驟三、所述微型計算機連續采集模數轉換及信息采集電路輸出的加熱控制信 號，并根據接收的實際加熱控制信號計算出反饋給溫度控制電路的溫度信號，并對溫度控 制電路中的加熱電壓、加熱電流以及加熱時間進行實時地采集和記錄；
[0012] 步驟四、根據步驟一中建立的熱網絡仿真數學模型和步驟三中反饋給溫度控制電 路的溫度信號，結合航天遙感器溫控目標值，計算所述溫度控制電路理論上應輸出的加熱 電壓、加熱電流和加熱時間，并對步驟三中實際采集的加熱電壓、加熱電流、加熱時間進行 綜合邏輯分析和檢測，判斷與理論計算的加熱電壓、加熱電流和加熱時間是否一致，并將判 斷結果存儲并在微型計算機上顯示;所述微型計算機對每次判斷的結果進行逐次迭代，最 終逼近航天遙感器溫控目標；
[0013] 步驟五、所述微型計算機根據熱敏電阻R-T關系模型方程式，將反饋給溫度控制電 路的溫度信號轉換為電阻阻值，通過PCI總線驅動電路傳送給信息控制系統與數字電位器 綜合轉換處理電路，通過數字電位器綜合轉換處理電路將多路不同的電阻阻值并行實時地 反饋給溫度控制電路，形成閉環仿真測試。
[0014] 本發明的有益效果：
[0015] -、本發明提出的航天光學遙感器溫度控制電路的仿真測試系統，能夠在地面上 長時間實時監視、記錄和檢測航天光學遙感器主動溫度控制電路的仿真測試方法，以適應 多功能、多路、長時間和快速檢測的需要。
[0016] 二、本發明針對航天光學遙感器溫度控制電路的監測問題，利用了計算機速度快 的特性，實時監控航天光學遙感器的系統溫度控制電路，充分考慮了航天光學遙感器在各 種實際環境中可能出現的不同狀態，從而解決了航天光學遙感器的系統溫度控制電路的仿 真和檢測技術問題，而且還避免了由于地面其它檢測方式和試驗所帶來的不直觀等現象。
[0017] 三、本發明充分利用了計算機的計算速度、計算精度、大量數據處理、實時顯示和 實時記錄的能力，在仿真測試的過程中，可實時檢測加熱電壓、電流的變化和控制策略的正 確性，為驗證航天光學遙感器的系統溫度控制電路的穩定性和可靠性，提供了重要的手段 及檢測設備。
【附圖說明】
[0018] 圖1為本發明所述的航天光學遙感器溫度控制電路的基本原理示意圖；
[0019] 圖2為本發明所述的航天光學遙感器溫度控制電路的仿真測試方法原理示意圖。
【具體實施方式】
[0020]
【具體實施方式】一、結合圖1和圖2說明本實施方式，航天光學遙感器溫度控制電路 仿真測試系統，包括模數轉換及信息采集電路2、電壓調理電路3、PCI總線驅動電路4、信息 控制系統5與數字電位器綜合轉換處理電路6和微型計算機1構建了光學遙感器的閉環及非 閉環系統溫度控制的仿真測試系統，該系統連接在被測的光學遙感器的溫度控制電路上， 實現對控制電路中的電壓輸出系統、溫度采集系統和控制電路的可靠性有效檢測。
[0021] 所述電壓調理電路3對溫度控制電路7發出的加熱控制信號的電壓進行調整后傳 送至模數轉換及信息采集電路2,所述模數轉換及信息采集電路2將接收的實際加熱控制信 號進行實時記錄并傳送至微型計算機1中，所述微型計算機1根據理論加熱控制信號與接收 的實際加熱控制信號進行判斷、存儲并顯示偏差值；
[0022] 所述微型計算機1根據接收的實際加熱控制信號計算出反饋給溫度控制電路7的 溫度信號，并根據溫度控制電路7內部熱敏電阻特性，將所述溫度信號轉換為電阻信號，將 所述電阻信號通過PCI總線驅動電路4傳送至信息控制系統5與數字電位器綜合轉換處理電 路6,通過數字電位器綜合轉換處理電路6將多路不同的電阻信號并行實時地反饋給溫度控 制電路。
[0023] 結合圖1說明本實施方式，航天光學遙感主控制器包括加熱控制電路，所述加熱控 制電路包括DSP (Di g i ta 1 s i gna 1 Pr〇ce s s ing)多路加熱控制系統、CPLD (Comp 1 eX Programmable Logic Device)信號控制系統、0C門電路和分布在航天光學遙感器主體上不 同區域的多路加熱器；（2)溫度采集及處理系統，包括DSP多路溫度采集處理系統、模數轉換 及采集電路、分布在航天光學遙感器主體上不同部位的多路熱敏電阻。
[0024]航天光學遙感器有效載荷控制系統，根據衛星導航系統實時給出的當前軌道的方 位、高度、速度和傾斜角度等信息，實時向光學遙感器控制系統發布拍攝命令，光學遙感器 溫度控制電路立即通過溫度采集及處理系統，采集光學遙感器主體上的溫度，依據光學遙 感器主體上各個部位的溫度，確定加熱控制電路系統對相關的區域網格節點加熱時間或不 加熱，完成一次溫度調整控制周期任務，形成閉環控制方法。
【具體實施方式】 [0025] 二、本實施方式為一所述的航天光學遙感器系統溫度 控制電路仿真測試系統的仿真測試方法，該測試方法由以下步驟實現：
[0026] a、根據航天光學遙感器結構材料的特性、控制電路的布局、工作時間周期和各個 單元熱網格節點的特點，如幾何尺寸、材料密度、膨脹系數、比熱、導熱率、發熱量、表面紅外 發射率、吸收率、視角系數，以及航天光學遙感器飛行軌道參數、姿態、工作模式、各種狀態 下的內熱源發熱量，計算軌道周期的外熱流，確定反饋給航天光學遙感器的主控制器熱網 絡仿真數學模型中的相關參數；
[0027] b、通過電壓調理電路3對溫度控制電路的加熱控制信號進行電壓調理，將電壓按 固定比例調整到模數轉換及信息采集電路2可接受的電壓范圍；
[0028] c、利用微型計算機1通過模數及信息采集轉換電路2,以連續采集的方法，對系統 溫度控制電路中的各路加熱電壓、電流以及加熱工作時間進行實時地采集和記錄；
[0029] d、根據構建的熱網絡仿真數學模型，結合上次反饋溫度值、加熱時間和各單元的 熱網格節點相關性，對采集到的新的加熱電壓、電流信息進行綜合邏輯分析和檢測，判定各 路的電壓、電流和加熱時間等信息是否符合控制要求，并把所有合理的、偏差的、錯誤的信 息和判定結果實時存儲在微型計算機的存儲介質中，同時顯示在微型計算機的屏幕上；
[0030] e、針對航天光學遙感器各單元在成像過程中給定的溫度目標值，依據建立的熱網 絡仿真數學模型，通過采集的加熱電壓大小與采集周期，結合上次反饋給主控制器各單元 的溫度信息，進行綜合計算，確定下次需要反饋的新溫度值，同時將這些信息存儲在微型計 算機中，并在微型計算機的屏幕上實時顯示。通過逐次地迭代，最終逼近目標溫度；
[0031] f、根據熱敏電阻R-T關系模型方程式，即通過被仿真的熱敏電阻溫度與阻值的相 關性，把要反饋的溫度信息轉換為電阻阻值，通過計算機PCI總線驅動電路4傳送給由現場 可編程門陣列(FPGA)構成的信息控制系統5與數字電位器綜合轉換處理電路6中；在綜合轉 換處理電路軟件系統的控制下，通過以數字電位器為核心器件的輸出電路，把多路不同的 電阻阻值并行實時地反饋給航天光學遙感器的系統溫度控制電路接收系統，形成閉環仿真 測試。
[0032] 結合圖2說明本實施方式，系統溫度控制電路7是被測試對象，它含有DSP系統(包 括軟件）、CPLD系統(包括軟件）、0C門電路和A/D等電路，控制對象的最終執行器件是加熱器 和熱敏電阻；
[0033] 本實施方式中所述的模數轉換及信息采集電路2為12位A/D電路PCI總線電路板， 具體采用的是研華的PCI-1713A/D卡，直接插在微型計算機主板的PCI插槽中；所述的電壓 調理電路3,按固定比例進行電壓調理，調理后的信號降到10V以內，并插在計算機的總線槽 中；PCI總線驅動電路4采用PCI9054芯片；信息控制系統5包括FPGA(Field-programmable gate array)的電路和軟件系統，FPGA采用Xilinx公司的SPARTANΠ ;數字電位器綜合轉換 處理電路6包括由10位1024抽頭的X9111數字電位器、步進式100抽頭的X9C102數字電位器； 微型計算機系統1是配備PCI和ISA兩種總線的微型計算機及軟件系統；圖2中，8是PCI總線， 9是經電壓調整后的信號；10是未經電壓調整的電壓信號，可能會超過10V電壓。
[0034]【具體實施方式】三、本實施方式為【具體實施方式】二所述的航天光學遙感器系統溫度 控制電路仿真測試方法的實施例:微型計算機系統啟動模數轉換及信息采集電路2和PCI總 線驅動電路4,以一定的頻率對電壓信號進行轉換和采集，同時對加熱控制機制和采集電路 的正確性進行邏輯分析，判定其正確性;若正確，再通過PCI9054電路向各個部位發送調整 后的溫度信息，形成閉環測試。其測試過程為：
[0035] A.根據航天光學遙感器結構材料的特性、控制電路的布局、工作時間周期和各個 單元的特點，對航天光學遙感器各單元進行熱網格劃分。根據每個熱網格節點的特性，如幾 何尺寸、材料密度、膨脹系數、比熱、導熱率、表面紅外發射率、吸收率、視角系數，以及遙感 器軌道參數、姿態、工作模式、各工作狀態下內熱源發熱量，計算航天光學遙感器飛行軌道 周期的外熱流，最終確定的系統熱網絡方程(見公式2)的相關參數；
[0036] B.確定計算時間步長，在整個軌道周期內求解的系統溫度方程，得到每一個計算 時間步長內遙感器所有熱網格節點的溫度-時間分布；
[0037] C.將光學遙感器各單元在成像過程的溫度控制目標值，分解到對應的熱網格節點 的溫度控制目標值；
[0038] D.根據每個熱網格節點在整個軌道周期內的溫度-時間分布和溫度控制目標值， 利用熱網絡方程(公式3)和相應的控制器算法，計算得到熱網格節點（i)需啟動加熱的時刻 (ti)、需要的加熱量(Qi)和加熱時間（Δ ti)。
[0039] E.將加熱量(Qi)轉換成電信號(Uili)，g卩加熱電壓(Ui)，加熱電流(Ii)。
[0040] F.將計算得到的每個熱網格節點的數值(1^、1^、]^、八1^)寫入數據存儲單元。
[0041] G.通過電壓調理電路3對的系統溫度控制電路的控制信號進行電壓調理，將電壓 按4:1的比例調整到模數轉換電路通常可接受的10V以內電壓范圍，并插在微型計算機的 ISA總線插槽中；
[0042] Η.微型計算機通過模數轉換電路2，以連續采集的方法，對的系統溫度控制電路中 的各路加熱電壓、電流等信號和工作時間進行實時采集和記錄；
[0043] I.將數據存儲單元中各個熱網格節點的數值(ti、Ui、Ii和Δ ti)與采集和記錄到的 各路的系統溫度控制電路的啟動時間、加熱電壓、加熱電流和工作時間信號進行對比，進行 綜合邏輯分析和檢測，判定各路的電壓、電流和加熱時間等信息是否符合控制要求，并把所 有信息和判定結果(合理的、偏差的和錯誤的信息)實時存儲在微型計算機的存儲單元中， 同時顯示在微型計算機的屏幕上；
[0044] J.針對光學遙感器各單元在成像過程中給定的溫度目標值，依據建立的熱網絡仿 真數學模型，通過采集的加熱電壓大小與采集周期，結合上次反饋給主控制器各單元的溫 度信息，進行綜合計算，確定下次需要反饋的新溫度值，同時將這些信息存儲在微型計算機 中，并在微型計算機的屏幕上實時顯示。通過逐次地迭代，最終逼近目標溫度；
[0045] K.熱敏電阻R-T關系模型采用Steinhart-Hart方程式（1)，即通過被仿真的熱敏電 阻溫度與阻值的相關性，把要反饋的溫度信息轉換為電阻阻值，通過計算機PCI總線驅動電 路傳4送給FPGA構成的信息控制系統5與數字電位器組成的綜合轉換處理電路6中；在綜合 轉換處理電路軟件系統的控制下，通過以數字電位器為核心器件的輸出電路6,把多路不同 的電阻阻值并行實時地反饋給航天光學遙感器熱平衡控制電路接收系統，形成閉環仿真測 試。
[0046]本實施方式中，檢測的系統溫度控制電路的閉環反饋測試未變換的基本數學模型 如下：
[0047] a)熱敏電阻R-T關系模型采用Ste inhart-Hart方程式：
[0048] R = exp(Bo+BiXT-1+B2XT-2+B3XT- 3) (1)
[0049] 式（1)中：T:絕對溫度;R:熱敏電阻阻值;BtKBi、B2、B3:熱敏電阻參數。
[0050] b)熱網絡仿真數學模型的方程：
[0052] Q(t)X At = CMX(T〇-T) (3)
[0053] 其中：C:比熱，J/(kg.K)，取決于材料屬性和材料溫度;Μ:質量，kg，取決于材料屬 性和網格尺寸;E:輻射傳遞系數，由遙感器的姿態和軌道位置決定;D:導熱率，W/(m.K)，由 材料屬性和材料溫度共同決定;q in:內熱源散熱量，W，由內熱源自身特性及工作模式共同決 定；q〇ut :外熱流，W，具體計算方法見公式4~15 ; σ :斯蒂芬-玻耳茲曼常數，5.67 X 10、/ (m2. Κ4); ε :表面紅外發射率，由材料屬性和材料溫度共同決定;Th:熱沉溫度，Κ，一般取冷黑 空間等效輻射溫度4K; To:熱控目標溫度，K; T:網格節點溫度，K; Q:加熱量，W; Δ t:加熱時 間，s;
[0054] 熱網絡方程用微分方程的數值解法求解，傳導系數分為接觸傳導系數和一般傳導 系數，由導熱率，面元之間的距離，橫截面積確定。其中外熱流：
[0055] q〇ut = Qi+Q2+Q3 (4)
[0056] 式⑷中：Qi :太陽輻射外熱流;Q2:地球反照外熱流;Q3:地球紅外輻射外熱流;Q2 ? Q3 X cosd，d為日地連線與地星連線的夾角。
[0057] Qi = asXSXFjXAj (5)
[0058] 式(5)中：as :地球對陽光的平均反照率，取〇. 35; S:太陽常數，取1353w/m2;Fj:太陽 輻射角系數;太陽輻射角系數可由相機本體坐標系中，相機各面元外法線方向余弦(cosaj， cosPj，cos γ j)表不。
[0059] Fj = cosaj X cosθ X cosie-cosPj X sinB X cosie+cos γ j X sinie (6)
[0060] ①地影內，F」= 0;②h<0時，表明太陽光照不到面元，故h = 0;③由于航天器遮 擋，太陽光照不到相機表面面元的6 = 0;
[0061] Cosd = sinie X cosB (7)
[0062] 式(7)中：ie:太陽光對衛星軌道面的入射角；Θ:會日點與衛星的角距；
[0064] 式(8)中：i :軌道傾角（= 90° );⑴：太陽的赤煒；Δ a(t):太陽的赤經;to:降交點 地方時；
[0066]式(9)中：ε:黃赤交角23.5°)，會日點與升交點地心角距ΘΩ:
[0068]過會日點時刻：
[0070]式（11)中：
[0071] τΩ:升交點地方;τ〇:軌道周期；τ。為經過會日點時刻，會日點與衛星角距Θ:
[0073]進出地影的角度：
[0075] 式（13)中r = RE+h;面元垂直于當地地平面時，
[0077] 式（14)中：:面元表面的發射率;Ei。:地球表面的平均紅外輻射密度，Re :地球平 均半徑;h:面元離地球表面的高度;ke代表地球半徑與面元到地心距離的比值，面元平行于 當地地平面時，
[0078] :(1.5:)。：
【主權項】
1. 航天光學遙感器溫度控制電路的仿真測試系統，該測試系統由模數轉換及信息采集 電路(2)、電壓調理電路(3)、PCI總線驅動電路(4)、信息控制系統(5)與數字電位器綜合轉 換處理電路(6)和微型計算機(1)構成，其特征是； 所述電壓調理電路(3)對溫度控制電路(7)發出的加熱控制信號的電壓進行調整后傳 送至模數轉換及信息采集電路(2)，所述模數轉換及信息采集電路(2)將接收的實際加熱控 制信號進行實時記錄并傳送至微型計算機(1)中，所述微型計算機(1)根據理論加熱控制信 號與接收的實際加熱控制信號進行判斷、存儲并顯示偏差值； 微型計算機（1)根據接收的實際加熱控制信號計算出反饋給溫度控制電路(7)的溫度 信號，并根據溫度控制電路(7)內熱敏電阻特性將所述溫度信號轉換為電阻信號，將所述電 阻信號通過PCI總線驅動電路(4)傳送至信息控制系統(5)與數字電位器綜合轉換處理電路 (6) ，通過數字電位器綜合轉換處理電路(6)將多路不同的電阻信號并行實時地反饋給溫度 控制電路。2. 根據權利要求1所述的航天光學遙感器溫度控制電路的仿真測試系統的測試方法， 其特征是，該方法由以下步驟實現： 步驟一、建立航天光學遙感器熱網絡仿真數學模型，確定所述熱網絡仿真數學模型相 關參數； 步驟二、通過電壓調理電路（3)對溫度控制電路(7)的加熱控制信號進行電壓調理，將 電壓按固定比例調整到模數轉換及信息采集電路(2)接收的電壓范圍； 步驟三、所述微型計算機(1)連續采集模數轉換及信息采集電路(2)輸出的加熱控制信 號，并根據接收的實際加熱控制信號計算出反饋給溫度控制電路(7)的溫度信號，并對溫度 控制電路(7)中的加熱電壓、加熱電流以及加熱時間進行實時地采集和記錄； 步驟四、根據步驟一中建立的熱網絡仿真數學模型和步驟三中反饋給溫度控制電路 (7) 的溫度信號，結合航天遙感器溫控目標值，計算所述溫度控制電路(7)理論上應輸出的 加熱電壓、加熱電流和加熱時間，并對步驟三中實際采集的加熱電壓、加熱電流、加熱時間 進行綜合邏輯分析和檢測，判斷與理論計算的加熱電壓、加熱電流和加熱時間是否一致，并 將判斷結果存儲并在微型計算機(1)上顯示;所述微型計算機(1)對每次判斷的結果進行逐 次迭代，最終逼近航天遙感器溫控目標； 步驟五、所述微型計算機（1)根據熱敏電阻R-T關系模型方程式，將反饋給溫度控制電 路(7)的溫度信號轉換為電阻阻值，通過PCI總線驅動電路(4)傳送給信息控制系統(5)與數 字電位器綜合轉換處理電路(6)，通過數字電位器綜合轉換處理電路(6)將多路不同的電阻 阻值并行實時地反饋給溫度控制電路(7)，形成閉環仿真測試。3. 根據權利要求2所述的測試方法，其特征在于，步驟一中，所述熱網絡仿真數學模型 的相關參數具體指:航天光學遙感器結構材料的特性、控制電路的布局、工作時間周期和溫 度控制電路中熱網格節點的幾何尺寸、材料密度、膨脹系數、比熱、導熱率、發熱量、表面紅 外發射率、吸收率、視角系數，以及航天光學遙感器飛行軌道參數、姿態、工作模式、內熱源 散熱功耗。
【文檔編號】G05B17/02GK105867170SQ201610293439
【公開日】2016年8月17日
【申請日】2016年5月6日
【發明人】 田 浩, 王棟, 胡長虹, 曹小濤, 吳偉平
【申請人】中國科學院長春光學精密機械與物理研究所