陳少華，杜卓林，王 洋

（1.北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部 空間熱控技術(shù)北京市重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100094；2.北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所，北京 100094）

0 引言

星載原子鐘作為導(dǎo)航信號(hào)生成和系統(tǒng)測(cè)距的星上時(shí)間基準(zhǔn)，為導(dǎo)航系統(tǒng)提供精確穩(wěn)定的頻率源，是衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)有效載荷的核心部件，其性能直接決定用戶的導(dǎo)航定位精度。溫度穩(wěn)定性是影響原子鐘輸出頻率穩(wěn)定性的主要因素之一。NASA 資助的氫原子微波激射時(shí)鐘項(xiàng)目要求時(shí)鐘1 天內(nèi)的頻率穩(wěn)定度要優(yōu)于10-15，這就需要對(duì)時(shí)鐘進(jìn)行非常精確的溫度控制，時(shí)鐘內(nèi)部核心部件溫度穩(wěn)定性控制指標(biāo)須達(dá)到0.1 mK/d。我國(guó)已投入使用的導(dǎo)航衛(wèi)星一期工程采用了銣鐘作為時(shí)間和頻率基準(zhǔn)，其 頻率穩(wěn)定性對(duì)溫度的敏感度≤±5×10-14/℃，為了達(dá)到極高的頻率穩(wěn)定性，需對(duì)銣鐘的溫度穩(wěn)定性進(jìn)行嚴(yán)格控制。除銣鐘內(nèi)部采用多級(jí)高精度溫度控制以外，我國(guó)導(dǎo)航衛(wèi)星銣鐘設(shè)備對(duì)其工作環(huán)境溫度穩(wěn)定性提出了±1 ℃/軌道周期的要求。

導(dǎo)航衛(wèi)星在軌飛行時(shí)，軌道外熱流波動(dòng)、衛(wèi)星內(nèi)熱源的變化都會(huì)引起整星溫度水平的波動(dòng)。導(dǎo)航衛(wèi)星吸收的軌道外熱流會(huì)隨其表面熱物理性質(zhì)以及衛(wèi)星在軌位置、姿態(tài)的變化而變化[1]。對(duì)于單個(gè)星內(nèi)設(shè)備，它的溫度不僅受自身熱耗的變化影響，且與整星溫度場(chǎng)密切相關(guān)。因此要實(shí)現(xiàn)對(duì)銣鐘工作環(huán)境的高精度控溫，需要將銣鐘與外部熱擾動(dòng)隔離，并采用適當(dāng)?shù)碾娂訜嶂鲃?dòng)控溫技術(shù)[2]。本文詳細(xì)介紹了我國(guó)導(dǎo)航衛(wèi)星一期工程銣鐘工作環(huán)境溫度的控制與其在軌飛行數(shù)據(jù)分析。

1 銣鐘環(huán)境溫度控制方案設(shè)計(jì)

銣鐘對(duì)其工作環(huán)境的溫度范圍要求為-5～10 ℃，穩(wěn)定性要求為±1 ℃/軌道周期。銣鐘安裝在載荷艙內(nèi)，載荷艙的長(zhǎng)期運(yùn)行溫度水平為10～40 ℃；同時(shí)，受空間外熱流以及設(shè)備熱耗變化影響，載荷艙每天的溫度波動(dòng)水平為5～10 ℃。從隔離外部熱擾動(dòng)對(duì)銣鐘環(huán)境溫度控制穩(wěn)定性影響角度考慮，獨(dú)立的控溫小艙方案有利于熱設(shè)計(jì)目標(biāo)的實(shí)現(xiàn)。具體設(shè)計(jì)方案如下：

1）如圖1所示，設(shè)置1 塊銣鐘熱輻射器，收集并排散銣鐘工作時(shí)產(chǎn)生的廢熱；

2）輻射器與載荷艙板間采用隔熱安裝，并包覆多層隔熱組件，隔離載荷艙板溫度波動(dòng)對(duì)輻射器的擾動(dòng)影響，防止輻射器與載荷艙板間縫隙產(chǎn)生黑洞效應(yīng)；

3）艙內(nèi)部分安裝多層隔熱罩，隔離載荷艙內(nèi)儀器設(shè)備對(duì)銣鐘的熱輻射影響；

4）在銣鐘輻射器上設(shè)計(jì)控溫加熱器，精確控制小艙溫度。

圖1 銣鐘小艙熱設(shè)計(jì)示意圖Fig.1 Thermal design of small cabin for rubidium atomic clock

上述銣鐘環(huán)境溫度控制方案的思路是，通過與衛(wèi)星本體熱隔離的小艙，盡量減少載荷艙溫度環(huán)境對(duì)銣鐘工作環(huán)境的影響，由獨(dú)立的熱輻射器完成銣鐘設(shè)備的散熱；同時(shí)考慮到銣鐘輻射器上散熱面外熱流隨季節(jié)變化較大（銣鐘為內(nèi)部精密控溫設(shè)備，其熱耗是動(dòng)態(tài)變化的），以及小艙漏熱擾動(dòng)因素影響，采用補(bǔ)償加熱器來精確控制銣鐘輻射器的溫度，保證銣鐘工作環(huán)境溫度的穩(wěn)定。

2 銣鐘環(huán)境溫度控制特性

銣鐘小艙的熱平衡方程為

式中：c1、m1、T1為銣鐘輻射器的比熱容、質(zhì)量和溫度；c2、m2、T2為非工作銣鐘的比熱容、質(zhì)量和溫度；c3、m3、T3為工作銣鐘的比熱容、質(zhì)量和溫度；A、α、ε為銣鐘輻射器散熱面的散熱面積、涂層吸收率和發(fā)射率；q為散熱面的外熱流密度；σ為斯忒藩-玻耳茲曼常量；P(t)為補(bǔ)償加熱器功率；Q1(t)為工作銣鐘熱耗；Q2(t)為小艙漏熱；Q3(t)為太陽電池陣對(duì)銣鐘輻射器的輻射加熱。

由式(1)可以看出，銣鐘環(huán)境溫度控制具有以下特點(diǎn)：

1）受銣鐘輻射器與太陽相對(duì)位置關(guān)系、太陽常數(shù)及季節(jié)的變化影響，散熱面吸收的外熱流存在周期性波動(dòng)，同時(shí)隨著涂層性能的退化，散熱面吸收熱流的峰值也將升高；

2）銣鐘的工作熱耗隨其工作模式、環(huán)境溫度的變化，呈動(dòng)態(tài)變化特性，且隨銣鐘生產(chǎn)廠家的不同而不同；

3）小艙漏熱量受載荷艙溫度水平波動(dòng)影響；

4）銣鐘輻射器受到太陽電池陣的反照加熱和紅外輻射加熱，且隨銣鐘輻射器、太陽電池陣和太陽三者位置關(guān)系變化、季節(jié)變化以及太陽電池陣的溫度變化而變化復(fù)雜；

5）銣鐘小艙通過導(dǎo)熱和輻射方式進(jìn)行熱量的傳遞，溫度控制具有明顯的非線性特征。

因此，銣鐘環(huán)境溫度控制存在著變化復(fù)雜、頻繁且不可精確預(yù)估的內(nèi)、外部擾動(dòng)。補(bǔ)償加熱系統(tǒng)需要具備一定的自適應(yīng)調(diào)節(jié)能力，才能實(shí)現(xiàn)對(duì)銣鐘環(huán)境溫度穩(wěn)定性控制的目標(biāo)。

3 主動(dòng)溫度控制設(shè)計(jì)

維持銣鐘工作環(huán)境在一個(gè)較小的溫度波動(dòng)范圍內(nèi)，核心是控制銣鐘輻射器的溫度波動(dòng)范圍。準(zhǔn)確監(jiān)測(cè)和采用合理的溫度控制方式是實(shí)現(xiàn)高精度溫度控制的有效途徑[3]。精密控溫的典型控制方式有PID 控制和模糊控制2 種[4]。PID 控制方法具有原理簡(jiǎn)單、使用方便、適應(yīng)性和魯棒性強(qiáng)等特點(diǎn)[5]，在航天器高精度溫度控制系統(tǒng)中應(yīng)用廣泛。采用PID 控制方法可以動(dòng)態(tài)調(diào)節(jié)被控對(duì)象的補(bǔ)償加熱量，消除溫度控制靜差，提高控制精度、調(diào)節(jié)速度和控制穩(wěn)定性。但PID 控制系統(tǒng)的控制器本身相對(duì)復(fù)雜，可靠性相對(duì)于開關(guān)控制方式較低。從銣鐘設(shè)備對(duì)其工作環(huán)境溫度穩(wěn)定性提出±1 ℃/軌道周期的需求來看，只需將工作環(huán)境溫度控制在一個(gè)較窄范圍內(nèi)，并不需要將其溫度控制在某一個(gè)精確的溫度點(diǎn)上。因此，采用一種多加熱回路組合的“分時(shí)+比例”控制方法實(shí)現(xiàn)對(duì)銣鐘小艙補(bǔ)償加熱的自適應(yīng)動(dòng)態(tài)調(diào)節(jié)，達(dá)到溫度穩(wěn)定性控制目標(biāo)。具體方法如下：

1）GEO 衛(wèi)星銣鐘輻射器均勻布置6 路加熱器，IGSO/MEO 衛(wèi)星銣鐘輻射器均勻布置4 路加熱器；

2）每一路加熱器的控制周期約為30 s，控制起始，根據(jù)實(shí)時(shí)采集的銣鐘輻射器溫度，通過比例控制方法，按公式(2)計(jì)算在該周期內(nèi)的加熱器工作時(shí)間t，接通加熱器，工作時(shí)間到后斷開加熱器，直至下一個(gè)控制周期開始重復(fù)上述計(jì)算和控制，

式中：Tup為控溫溫度閾值上限；Tc為銣鐘輻射器實(shí)測(cè)溫度；Kp為比例系數(shù)；

3）為每一路加熱器之間設(shè)定一個(gè)固定的控制時(shí)間間隔，順序進(jìn)行方法2）中的工作，即第一路加熱器執(zhí)行完控制計(jì)算后，間隔一個(gè)固定時(shí)間，開始執(zhí)行第二路加熱器的控制計(jì)算，直至最后一路加熱器完成控制計(jì)算，如此循環(huán)。

通過上述方法形成的加熱器控制邏輯關(guān)系如圖2所示。其中，“0”和“1”分別代表加熱器斷開和接通狀態(tài)。比例控制方法的應(yīng)用具有過程簡(jiǎn)單、快速的優(yōu)點(diǎn)。分時(shí)控制可以有效抑制加熱延遲效應(yīng)對(duì)溫度控制的影響。控制器本身簡(jiǎn)單、可靠。通過該方法，加熱補(bǔ)償功率可以根據(jù)實(shí)時(shí)測(cè)量的銣鐘輻射器溫度，實(shí)現(xiàn)從0 功率到最大加熱功率的自適應(yīng)動(dòng)態(tài)階梯調(diào)節(jié)。在銣鐘小艙內(nèi)熱耗、外熱流、漏熱量變化的條件下，實(shí)現(xiàn)補(bǔ)償加熱量的動(dòng)態(tài)調(diào)整，保持銣鐘小艙整體熱量平衡，有效控制銣鐘小艙的溫度波動(dòng)范圍。

圖2 “分時(shí)+比例”控制方法控制邏輯關(guān)系示意圖Fig.2 Schematic diagram of “time sharing and proportional” control logic

主動(dòng)控溫方法的關(guān)鍵在于加熱器功率和路數(shù)、加熱器控制時(shí)間間隔、控溫比例系數(shù)等參數(shù)的設(shè)計(jì)。通過銣鐘小艙熱平衡試驗(yàn)驗(yàn)證，對(duì)銣鐘采取的隔熱和自動(dòng)控溫方案是合理可行的，能夠滿足銣鐘的指標(biāo)要求，同時(shí)采用比例控制方式能夠滿足銣鐘溫度穩(wěn)定度的要求，不需要增加積分控制方式[6]。

4 飛行數(shù)據(jù)分析

目前，我國(guó)導(dǎo)航衛(wèi)星一期工程已經(jīng)完成1 顆飛行試驗(yàn)衛(wèi)星、6 顆GEO 衛(wèi)星、5 顆IGSO 衛(wèi)星、 4 顆MEO 衛(wèi)星的組網(wǎng)發(fā)射任務(wù)。在軌積累了大量的飛行數(shù)據(jù)。圖3～圖8為GEO 衛(wèi)星和IGSO 衛(wèi)星1年運(yùn)行周期中高溫工況、低溫工況及最長(zhǎng)地影 3 種條件下，銣鐘輻射器典型的1 天內(nèi)運(yùn)行溫度變化曲線。MEO 衛(wèi)星銣鐘小艙熱控設(shè)計(jì)與IGSO 衛(wèi)星一致，本文以IGSO 衛(wèi)星作為代表進(jìn)行分析。

GEO衛(wèi)星銣鐘輻射器溫度控制目標(biāo)點(diǎn)為2 ℃，溫度波動(dòng)控制目標(biāo)為±1 ℃。高溫工況下銣鐘輻射器溫度在2.1～2.2 ℃之間波動(dòng)，波動(dòng)幅度為0.1 ℃。低溫工況下銣鐘輻射器溫度在1.9～2.1 ℃之間波動(dòng)，波動(dòng)幅度為0.2 ℃。最長(zhǎng)地影期間，受衛(wèi)星供電電壓變化影響，補(bǔ)償加熱功率下降，銣鐘輻射器溫度在1.3～2.1 ℃之間波動(dòng)，波動(dòng)幅度為0.8 ℃。

IGSO 衛(wèi)星銣鐘輻射器溫度控制目標(biāo)點(diǎn)為1 ℃，溫度波動(dòng)控制目標(biāo)為±1 ℃。高溫工況下銣鐘輻射器溫度在1.0～1.1 ℃之間波動(dòng)，波動(dòng)幅度為0.1 ℃。低溫工況下銣鐘輻射器溫度在0.9～1.1 ℃之間波動(dòng)，波動(dòng)幅度為0.2 ℃。最長(zhǎng)地影期間，受衛(wèi)星供電電壓變化影響，補(bǔ)償加熱功率下降，銣鐘輻射器溫度在0.8～1.1 ℃之間波動(dòng)，波動(dòng)幅度為0.3 ℃。

圖3 GEO 衛(wèi)星銣鐘輻射器溫度曲線（高溫工況）Fig.3 Temperature curve of radiator for rubidium atomic clock on GEO satellite(the worst hot case)

圖4 GEO 衛(wèi)星銣鐘輻射器溫度曲線（低溫工況）Fig.4 Temperature curve of radiator for rubidium atomic clock on GEO satellite(the worst cold case)

圖5 GEO 衛(wèi)星銣鐘輻射器溫度曲線（最長(zhǎng)地影）Fig.5 Temperature curve of radiator for rubidium atomic clock on GEO satellite(the eclipse case)

圖6 IGSO 衛(wèi)星銣鐘輻射器溫度曲線（高溫工況）Fig.6 Temperature curve of radiator for rubidium atomic clock on IGSO satellite(the worst hot case)

圖7 IGSO 衛(wèi)星銣鐘輻射器溫度曲線（低溫工況）Fig.7 Temperature curve of radiator for rubidium atomic clock on IGSO satellite(the worst cold case)

圖8 IGSO 衛(wèi)星銣鐘輻射器溫度曲線（最長(zhǎng)地影）Fig.8 Temperature curve of radiator for rubidium atomic clock on IGSO satellite(the eclipse case)

從飛行數(shù)據(jù)可以看出，衛(wèi)星運(yùn)行在高溫工況、低溫工況和地影期間，文中所設(shè)計(jì)的主動(dòng)溫度控制方法均能實(shí)現(xiàn)對(duì)銣鐘環(huán)境溫度的精確控制，且溫度調(diào)節(jié)具有較好的穩(wěn)定性和快速性。

5 結(jié)束語

銣鐘工作環(huán)境的熱控方案設(shè)計(jì)和主動(dòng)控溫方式是合理可行的。多加熱回路組合的“分時(shí)+比例”控制方法，對(duì)銣鐘小艙的溫度波動(dòng)范圍控制有效。該方法的應(yīng)用簡(jiǎn)化了加熱器控制設(shè)備的硬件電路設(shè)計(jì)，提高了設(shè)備的可靠性。在軌飛行數(shù)據(jù)表明，導(dǎo)航衛(wèi)星銣鐘工作環(huán)境溫度滿足-5～10 ℃的范圍要求，穩(wěn)定性控制滿足±1 ℃/軌道周期的要求。

多加熱回路組合的“分時(shí)+比例”控制方法適用于對(duì)溫度波動(dòng)敏感、有較高溫度控制精度需求、熱容較大以及系統(tǒng)可靠性要求高的航天器儀器設(shè)備的自主控溫。

（References）

[1]侯增祺, 胡金剛.航天器熱控制技術(shù) 原理及其應(yīng)用[M].北京∶中國(guó)科學(xué)技術(shù)出版社, 2007∶113-116

[2]李國(guó)強(qiáng), 耿利寅, 童葉龍.航天器銣鐘的一種精密控溫系統(tǒng)[J].航天器工程, 2011, 20(4)∶93-98 Li Guoqiang, Geng Liyin, Tong Yelong.A precise temperature control system for spacecraft rubidiumatomic clock[J].Spacecraft Engineering, 2011, 20(4)∶93-98

[3]李曉帆, 姚根和.高精度溫度控制技術(shù)[J].懷化學(xué)院學(xué)報(bào), 2007, 26(5)∶47-51 Li Xiaofan, Yao Genhe.A control technology of temperature for severe precision[J].Journal of Huaihua University, 2007, 26(5)∶47-51

[4]李小亭, 韓冰, 李正坤.關(guān)于精密控溫方法的比較研究[J].河北大學(xué)學(xué)報(bào)∶自然科學(xué)版, 2004, 24(1)∶107-111 Li Xiaoting, Han Bing, Li Zhengkun.Study on precise controlling-temperature mode[J].Journal of Hebei University∶Natural Science Edition, 2004, 24(1)∶107-111

[5]金以慧.過程控制[M].北京∶清華大學(xué)出版社, 2007∶31-62

[6]周佐新, 孫達(dá), 杜卓林, 等.GEO 衛(wèi)星銣鐘熱控方案與試驗(yàn)驗(yàn)證[C]//第七屆空間熱物理會(huì)議論文集.成都∶中國(guó)宇航學(xué)會(huì)飛行器總體專業(yè)委員會(huì), 2005∶156-161