卫星功率控温方法.pdf

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1、(19)中华人民共和国国家知识产权局 (12)发明专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请号 202010125481.4 (22)申请日 2020.02.27 (71)申请人 北京空间飞行器总体设计部 地址 100094 北京市海淀区友谊路104号 (72)发明人 卢威陈忠贵郑晋军庞波 李露铭范含林张葆森杨聪伟 (74)专利代理机构 北京理工大学专利中心 11120 代理人 梁倩廖辉 (51)Int.Cl. G05D 23/32(2006.01) (54)发明名称 一种卫星功率控温方法 (57)摘要 本发明公开了一种通过地面发送指令使能 功率控温功能， 卫星自主进行周期。

2、性的功率控温 管理， 星上计算机首先设置功率控温目标值， 然 后统计所有纳入管理对象的主动热控制机构在 tx时刻的开启或关闭状态， 并获得所有加电开启 的热控制机构的功率、 控温阈值上下限及控温点 温度， 令在tx时刻第i路开启的热控制机构的功 率为Qi， 统计在tx时刻处于开启状态的m路热控 制机构的热控功率总和后， 将与功 率控温目标值进行对比； 根据对比结果开启或关 闭主动热控制机构， 使得热控功率总和与功率控 温目标值尽可能相等； 因此， 本发明解决了卫星 热控总功率长期大范围波动的问题， 且能够降低 卫星热控制系统整体能源消耗， 以满足低能耗热 控技术发展需求。 权利要求书2页 说明。

3、书10页 附图2页 CN 111338404 A 2020.06.26 CN 111338404 A 1.一种卫星功率控温方法， 通过地面发送指令使能功率控温功能， 卫星自主进行周期 性的功率控温管理， 其特征在于， 具体步骤如下： 令管理周期顺序为： 第一个周期为t1周期， 第二周期为t2周期， 以此类推， 第x个周期为 tx周期， x1， 2； 步骤1， 设置功率控温目标值； 步骤2， 星上计算机统计所有纳入管理对象的主动热控制机构在tx时刻的开启或关闭状 态， 并获得所有加电开启的热控制机构的功率、 控温阈值上下限及控温点温度， 令在tx时刻 第i路开启的热控制机构的功率为Qi， 统计在。

4、tx时刻处于开启状态的m路热控制机构的热控 功率总和后， 将与功率控温目标值进行对比： 若则不进行顶层功率控温管理， 即不对纳入管理对象的热控制机构进行开启 或关闭的操作， 当前周期的功率控温管理结束； 若则逐一关闭当前开启的热控制机构中控温点温度距离控温阈值上限最小 的热控制机构， 直至余下处于开启状态的热控制机构的热控功率总和小于或等于功率控温 目标值； 同时在保证热控功率总和不大于功率控温目标值的前提下， 逐一开启当前处 于关闭状态的热控制机构中控温点温度距离控温阈值下限最小的热控制机构， 当热控功率 总和与功率控温目标值的差值为最小时， 当前周期的功率控温管理结束； 若在保证热控功率总。

5、和不大于功率控温目标值的前提下， 逐一开启当前处 于关闭状态的热控制机构中控温点温度距离控温阈值下限最小的热控制机构， 当热控功率 总和与功率控温目标值的差值为最小时， 当前周期的功率控温管理结束； 步骤3， 对所有纳入管理对象的热控制机构进行基于温度的闭环控制， 在所有热控制机 构正常控温执行完成之后， 进行下一个管理周期的功率控温， 下一个管理周期为重复步骤1 和步骤2。 2.如权利要求1所述的一种卫星功率控温方法， 其特征在于， 设置功率控温目标值的 具体步骤如下： 若有地面发送指令设置功率控温目标值， 则优先采用该功率控温目标值作为； 若无地面发送指令设置功率控温目标值， 但根据卫星热。

6、控设计情况以及在轨飞行任务 剖面在保证温度安全的前提下预设有功率控温目标值则采用该功率控温目标值作为； 若既无地面发送指令设置功率控温目标值， 也无预设功率控温目标值， 则根据卫星上 预先装订的参数自主生成并根据卫星工作模式自主调节得到功率控温目标值， 即从tx时 刻起判断卫星星内单机的工作模式是否已经发生变化； 若无变化， 则功率控温目标值上一周期设置的功率控温目标值； 当x1时， t1周期 的功率控温目标值与功率控温初始目标值0相等； 当x2时， t2周期的功率控温目标值 与t1周期设置的功率控温目标值相等； 以此类推， tx周期的功率控温目标值与tx-1周 期的功率控温目标值相等； 若有。

7、变化， 则功率控温目标值上一周期设置的功率控温目标值+整星功率减小值 权利要求书 1/2 页 2 CN 111338404 A 2 当x1时， t1周期的功率控温目标值功率控温初始目标值当x2时， t2周期的功 率控温目标值t1周期设置的功率控温目标值以此类推， tx周期的功率控温目标值 tx-1周期的功率控温目标值所述整星功率减小值 根据预先装订的整星模式功率 参数识别得到。 3.如权利要求2所述的一种卫星功率控温方法， 其特征在于， 所述功率控温初始目标值 0的设置过程如下： 第一步， 星上计算机根据各个热控制机构的额定功率值及各个热控制机构的运行状 态， 实时统计出当前的热控总功率， 作。

8、为功率控温当前值； 第二步， 令卫星的整星加电时刻为起始时刻， 根据功率控温当前值通过积分计算从起 始时刻到t0时刻的所有纳入管理对象的热控制机构的热控平均功率值并设置功率控温 初始目标值0， 功率控温初始目标值 4.如权利要求2所述的一种卫星功率控温方法， 其特征在于， 所述整星功率减小值 根 据预先装订的整星模式功率参数识别得到的方法为： 将卫星各单机的实测功率值及整星各 工作模式下的星上有源单机的开、 关机状态预先装订到星上计算机中， 进而星上计算机计 算得到各工作模式下对应的整星功率值， 当工作模式发生改变时， 星上计算机即可计算得 到整星功率减小值其中， 当整星功率减小时， 为正值；。

9、 当整星功率增大时， 为负值。 5.如权利要求1所述的一种卫星功率控温方法， 其特征在于， 纳入功率控温管理对象的 热控制机构为卫星上所有主动热控制机构， 纳入功率控温管理对象的热控制机构通过地面 指令进行剔除和新增， 且故障的热控制机构不纳入管理对象， 即若某热控制机构出现故障 后， 卫星通过星上故障诊断系统自动将其从管理对象中剔除， 待故障消除且恢复正常后， 由 地面发送指令将其重新纳入管理对象。 6.如权利要求1所述的一种卫星功率控温方法， 其特征在于， 星上计算机计算在tx时刻 处于开启状态的热控制机构的热控功率总和的方法为： 预先将卫星每个热控制机构的额定 功率值装订到星上计算机中，。

10、 在tx时刻时， 星上计算机统计当前所有开启的热控制机构， 并 将所有开启的热控制机构的功率值求和即得到热控功率总和。 权利要求书 2/2 页 3 CN 111338404 A 3 一种卫星功率控温方法 技术领域 0001 本发明属于卫星总体设计、 热控制及电源技术领域， 具体涉及一种对卫星进行功 率控温的方法。 背景技术 0002 卫星热控技术是通过控制热量交换的方式来达到控制温度的目的。 主动热控制技 术是一个闭环控制技术， 其在控制过程中， 被控制对象的温度可反馈到热控制机构上。 在此 类热控制系统中通常具有温度敏感器、 控制器和执行器。 无论是以可控热管、 电加热器还是 热开关作为热控。

11、制机构， 在一个常见的热控制系统控制过程中， 它们均以温度为控制目标， 以满足不同的温度要求。 随着航天技术的发展， 先进低能耗热控技术被广泛需求。 基于此背 景， 以往仅仅以满足不同对象温度要求的控制方法不能适应新的发展需求。 0003 随着卫星任务越来越复杂， 星上设备对温度的要求越来越高， 随之带来主动控温 的能源消耗越来越多。 例如， 世界各国卫星的规模越来越大， 常用于卫星的主动电加热器控 温回路的总路数在不断增加， 电加热功率也在增加。 由于现有卫星上的各路热控制机构均 以被控对象的温度为唯一参数进行独立控制， 而没有在更高层面对所有热控制机构进行统 筹管理， 因此易导致在某时刻发。

12、生多路热控制机构同时开启或同时关闭的现象， 最终导致 卫星热控实时功率消耗在时间上呈现 “杂乱无章” 、 功率曲线形成明显 “波峰-波谷” 、 造成卫 星总功率出现较大波动。 多年卫星研制及运行经验表明， 卫星总功率波动主要是由于热控 制机构控温 “不协调” 的控制引起， 其中电加热器占据了很大比例。 卫星电源系统设计时， 需 要考虑整星的最大功率情况， 热控功率的波动可能造成电源系统过设计或欠设计等误差较 大情况发生。 此外， 热控功率的不稳定也不利于供配电设备的稳定运行。 0004 卫星载荷功率比是衡量卫星平台设计能力的技术指标之一， 在提高整星供电能力 的同时， 需要尽量降低卫星平台功率。

13、消耗， 提高卫星平台的承载能力。 在上述背景下， 先进 低能耗热控技术对于提升卫星平台能力具有重要意义。 发明内容 0005 有鉴于此， 本发明提供了一种卫星功率控温方法， 在主动热控制方法基础上由温 度一元参数控温改为以 “热控总功率” 和 “被控对象温度” 为二元目标参数控温， 解决了卫星 热控总功率长期大范围波动的问题， 且能够降低卫星热控制系统整体能源消耗， 以满足低 能耗热控技术发展需求。 0006 本发明是通过下述技术方案实现的： 0007 一种卫星功率控温方法， 通过地面发送指令使能功率控温功能， 卫星自主进行周 期性的功率控温管理， 具体步骤如下： 0008 令管理周期顺序为：。

14、 第一个周期为t1周期， 第二周期为t2周期， 以此类推， 第x个周 期为tx周期， x1,2； 0009 步骤1， 设置功率控温目标值； 说明书 1/10 页 4 CN 111338404 A 4 0010 步骤2， 星上计算机统计所有纳入管理对象的主动热控制机构在tx时刻的开启或 关闭状态， 并获得所有加电开启的热控制机构的功率、 控温阈值上下限及控温点温度， 令在 tx时刻第i路开启的热控制机构的功率为Qi， 统计在tx时刻处于开启状态的m路热控制机构 的热控功率总和后， 将与功率控温目标值进行对比： 0011若则不进行顶层功率控温管理， 即不对纳入管理对象的热控制机构进 行开启或关闭的。

15、操作， 当前周期的功率控温管理结束； 0012若则逐一关闭当前开启的热控制机构中控温点温度距离控温阈值上限 最小的热控制机构， 直至余下处于开启状态的热控制机构的热控功率总和小于或等于功率 控温目标值； 同时在保证热控功率总和不大于功率控温目标值的前提下， 逐一开启当 前处于关闭状态的热控制机构中控温点温度距离控温阈值下限最小的热控制机构， 当热控 功率总和与功率控温目标值的差值为最小时， 当前周期的功率控温管理结束； 0013若在保证热控功率总和不大于功率控温目标值的前提下， 逐一开启 当前处于关闭状态的热控制机构中控温点温度距离控温阈值下限最小的热控制机构， 当热 控功率总和与功率控温目标。

16、值的差值为最小时， 当前周期的功率控温管理结束； 0014 步骤3， 对所有纳入管理对象的热控制机构进行基于温度的闭环控制， 在所有热控 制机构正常控温执行完成之后， 进行下一个管理周期的功率控温， 下一个管理周期为重复 步骤1和步骤2。 0015 进一步的， 设置功率控温目标值的具体步骤如下： 0016 若有地面发送指令设置功率控温目标值， 则优先采用该功率控温目标值作为； 0017 若无地面发送指令设置功率控温目标值， 但根据卫星热控设计情况以及在轨飞行 任务剖面在保证温度安全的前提下预设有功率控温目标值则采用该功率控温目标值作为 ； 0018 若既无地面发送指令设置功率控温目标值， 也无。

17、预设功率控温目标值， 则根据卫 星上预先装订的参数自主生成并根据卫星工作模式自主调节得到功率控温目标值， 即从 tx时刻起判断卫星星内单机的工作模式是否已经发生变化； 0019 若无变化， 则功率控温目标值上一周期设置的功率控温目标值； 当x1时， t1 周期的功率控温目标值与功率控温初始目标值0相等； 当x2时， t2周期的功率控温目 标值与t1周期设置的功率控温目标值相等； 以此类推， tx周期的功率控温目标值与 tx-1周期的功率控温目标值相等； 0020 若有变化， 则功率控温目标值上一周期设置的功率控温目标值+整星功率减 小值当x1时， t1周期的功率控温目标值功率控温初始目标值当x。

18、2时， t2 周期的功率控温目标值t1周期设置的功率控温目标值以此类推， tx周期的功率 控温目标值tx-1周期的功率控温目标值所述整星功率减小值 根据预先装订的整 星模式功率参数识别得到。 说明书 2/10 页 5 CN 111338404 A 5 0021 进一步的， 所述功率控温初始目标值0的设置过程如下： 0022 第一步， 星上计算机根据各个热控制机构的额定功率值及各个热控制机构的运行 状态， 实时统计出当前的热控总功率， 作为功率控温当前值； 0023 第二步， 令卫星的整星加电时刻为起始时刻， 根据功率控温当前值通过积分计算 从起始时刻到t0时刻的所有纳入管理对象的热控制机构的热。

19、控平均功率值并设置功率 控温初始目标值0， 功率控温初始目标值0热控平均功率值 0024进一步的， 所述整星功率减小值 根据预先装订的整星模式功率参数识别得到的 方法为： 将卫星各单机的实测功率值及整星各工作模式下的星上有源单机的开、 关机状态 预先装订到星上计算机中， 进而星上计算机计算得到各工作模式下对应的整星功率值， 当 工作模式发生改变时， 星上计算机即可计算得到整星功率减小值其中， 当整星功率减小 时， 为正值； 当整星功率增大时， 为负值。 0025 进一步的， 纳入功率控温管理对象的热控制机构为卫星上所有主动热控制机构， 纳入功率控温管理对象的热控制机构通过地面指令进行剔除和新增。

20、， 且故障的热控制机构 不纳入管理对象， 即若某热控制机构出现故障后， 卫星通过星上故障诊断系统自动将其从 管理对象中剔除， 待故障消除且恢复正常后， 由地面发送指令将其重新纳入管理对象。 0026 进一步的， 星上计算机计算在tx时刻处于开启状态的热控制机构的热控功率总和 的方法为： 预先将卫星每个热控制机构的额定功率值装订到星上计算机中， 在tx时刻时， 星 上计算机统计当前所有开启的热控制机构， 并将所有开启的热控制机构的功率值求和即得 到热控功率总和。 0027 有益效果： (1)本发明是一种低能耗热控技术， 通过对卫星上的多路主动热控制机 构进行顶层化、 实时性、 稳定化和整体低能耗。

21、的功率控温管理， 减小了卫星热控能源消耗， 减小卫星总功率波动， 降低卫星供配电设备运行压力， 提高卫星长期稳定运行时间， 最终提 升卫星的研制能力。 0028 (2)本发明从卫星顶层角度提出对所有主动热控制机构的控制规律进行系统化参 数设计与控制， 从而避免以前由于各个主动热控制机构基于温度一元参数控温以及各自独 立的、 无关联性、 不协调的开启或关闭导致卫星热控实时功率消耗出现随机性、 无序化波 动， 最终导致热控总功率出现较大波动。 0029 (3)本发明能够降低卫星热控峰值功率消耗和需求， 提高卫星平台承载能力。 0030 (4)本发明能够减小卫星热控总功率在轨波动， 从而促进整个卫星。

22、功率稳定。 0031 (5)本发明能够减小卫星热控总功率波动对星上供配电设备造成的压力， 构建卫 星供配电设备稳定运行条件， 降低供配电设备的复杂程度。 0032 (6)本发明能够减小卫星在轨飞行功率与设计功率的差异， 提升卫星总体设计能 力与水平。 附图说明 0033 图1为本发明的流程图； 0034 图2为实施例中卫星的热控总功率波动图； 0035 图3为图2的局部放大图。 说明书 3/10 页 6 CN 111338404 A 6 具体实施方式 0036 下面结合附图并举实施例， 对本发明进行详细描述。 0037 本实施例提供了一种卫星功率控温方法， 所述功率控温的管理对象为卫星上所有 。

23、主动的热控制机构， 如电加热器、 风扇、 泵等； 纳入功率控温管理对象的热控制机构可通过 地面指令进行剔除和新增， 且故障的热控制机构不纳入管理对象， 即若某热控制机构出现 故障后， 卫星通过星上故障诊断系统可自动将其从管理对象中剔除， 待故障消除且恢复正 常后， 可由地面发送指令将其重新纳入管理对象， 即被控对象； 0038 参见附图1， 所述功率控温方法的具体步骤如下： 0039 初始时， 功率控温的功能为禁止状态， 卫星上所有热控制机构按各自独立设计的 控制规律进行闭环控制(即以被控对象的温度为一元目标参数进行自动控制)； 0040 第一步， 星上计算机根据装订在固定存储区中的各个热控制。

24、机构的额定功率值及 各个热控制机构的运行状态(如加电/断电、 接通/断开等)， 实时统计出当前的热控总功率， 作为功率控温当前值； 0041 第二步， 根据功率控温当前值通过积分计算从起始时刻(起始时刻为整星加电的 时刻)到t0时刻的所有纳入管理对象的热控制机构的热控平均功率值并设置功率控温初 始目标值0， 功率控温初始目标值0热控平均功率值 0042 第三步， 通过地面发送指令使能功率控温功能(只能通过地面发送指令使能或禁 止功率控温功能)， 卫星自主进行热控功率管理和自动控温(即功率控温)； 卫星上所有纳入 管理对象的热控制机构的控制规律受到卫星顶层功率控温策略干预后， 以 “热控总功率”。

25、 和 “被控对象温度” 为二元目标参数， 按照如下方法进行周期性的功率控温管理： 0043 令管理周期顺序为： 第一个周期为t1周期， 第二周期为t2周期， 以此类推， 第x个周 期为tx周期， x1,2； 0044 步骤1， 设置功率控温目标值， 设置方法如下： 0045 若有地面发送指令设置功率控温目标值， 则优先采用该功率控温目标值作为； 0046 若无地面发送指令设置功率控温目标值， 但根据卫星热控设计情况以及在轨飞行 任务剖面在保证温度安全的前提下预设有功率控温目标值则采用该功率控温目标值作为 ； 0047 若既无地面发送指令设置功率控温目标值， 也无预设功率控温目标值， 则根据卫 。

26、星上预先装订的参数自主生成并根据卫星工作模式自主调节得到功率控温目标值， 即从 tx时刻起判断卫星星内单机的工作模式是否已经发生变化(如星内大热耗载荷关机等)； 0048 若无变化， 则功率控温目标值上一周期设置的功率控温目标值； 当x1时， t1 周期的功率控温目标值与功率控温初始目标值0相等； 当x2时， t2周期的功率控温目 标值与t1周期设置的功率控温目标值相等； 以此类推， tx周期的功率控温目标值与 tx-1周期的功率控温目标值相等； 0049 若有变化， 则功率控温目标值上一周期设置的功率控温目标值+整星功率减 小值当x1时， t1周期的功率控温目标值功率控温初始目标值当x2时，。

27、 t2 周期的功率控温目标值t1周期设置的功率控温目标值以此类推， tx周期的功率 控温目标值tx-1周期的功率控温目标值 说明书 4/10 页 7 CN 111338404 A 7 0050其中， 所述整星功率减小值 根据预先装订的整星模式功率参数识别得到， 具体方 法为： 将卫星各单机的实测功率值及整星各工作模式下的星上有源单机的开、 关机状态预 先装订到星上计算机中， 进而星上计算机计算得到各工作模式下对应的整星功率值， 当工 作模式发生改变时， 星上计算机即可计算得到整星功率减小值其中， 当整星功率减小时， 为正值； 当整星功率增大时， 为负值； 0051 步骤2， 令纳入管理对象的热。

28、控制机构总数为w路， 星上计算机统计w路热控制机构 在tx时刻的开启/关闭状态， 并获得所有加电开启的热控制机构的功率、 控温阈值上下限及 控温点温度； 假设在tx时刻开启的热控制机构共有m路(mw)， 令在tx时刻第i路开启的热控 制机构的功率为Qi， 控温阈值为控温点温度为其中， i1,2,， m； 星上计算机 计算得到在tx时刻处于开启状态的m路热控制机构的热控功率总和后(星上计算机计 算在tx时刻处于开启状态的热控制机构的热控功率总和的方法为： 预先将卫星每个热控制 机构的额定功率值装订到星上计算机中， 在tx时刻时， 星上计算机统计当前所有开启的热 控制机构， 并将所有开启的热控制机。

29、构的功率值求和即得到热控功率总和)， 将与功 率控温目标值进行对比： 0052(1)若则不进行顶层功率控温管理， 即不对w路热控制机构进行开启或 关闭的操作， 当前周期的功率控温管理结束； 0053(2)若则关闭当前开启的热控制机构中控温点温度距离控温阈值上限 最小的热控制机构(假定标号为1)， 即找到的热控制机构， 若恰好有两路以上 热控制机构的差值相同(即相同)， 则取其中功率Qi最大者作为关闭对象； 然后 统计余下处于开启状态的热控制机构的热控功率总和并将与功率控温目标值 进行对比； 若仍然则继续关闭当前开启的热控制机构中(此处开启热控制机 构不包含前面关闭的标号为1的热控制机构)控温点。

30、温度距离控温阈值上限最小的热控制 机构(假定标号为2)， 若恰好有两路以上热控制机构的差值相同， 则取其中的功率Qi最大者 作为关闭对象； 然后统计余下处于开启状态的热控制机构的热控功率总和再次将 与功率控温目标值进行对比； 若仍然则按照上述规律和逻辑再次关闭 下一路热控制机构； 依此类推， 直至关闭到标号为n(n1,2,3m)的热控制机构， 余下处于 开启状态的热控制机构的热控功率总和Qi功率控温目标值后， 不再关闭热控制 说明书 5/10 页 8 CN 111338404 A 8 机构； 0054若则当前周期的功率控温管理结束； 0055若则在所有纳入管理对象的w-m+n路处于关闭状态的热。

31、控制机构中， 找 到控温点温度距离控温阈值下限最小的热控制机构(假定标号为a)， 即找到 的热控制机构， 若恰好有两路以上热控制机构差值相同， 则取其中的功率Qi最小者； 逻辑上 先判断， 若开启标号为a的热控制机构， 处于开启状态的热控制机构的热控功率总和 则果断 开 启热 控 制机 构a ， 且当 前 周期的 功率 控温 管理 结 束 ； 若 则不做任何处理， 即不开启热控制机构a， 且当前周期功率控温管理结束； 若 则开启热控制机构a， 并找到w-m+n-1路关闭的热控制机构中控温点温度距 离控温阈值下限最小的热控制机构(假定标号为b)， 即找到的热控制机 构， 若恰好有两路以上热控制机。

32、构差值相同， 则取其中功率Qi最小者； 逻辑上先判断， 若开 启标号为b的热控制机构， 处于开启状态的热控制机构的热控功率总和 则果断 开 启热控 制机构b ， 且当前 周期的 功率控温管理结束 ； 若热控功率 总和 则不做任何处理， 即不开启热控制机构b， 当前周期的功率控温管理结 束； 若热控功率总和则开启热控制机构b， 继续判断余下处于关闭状态 的热控制机构， 依此类推， 直至判断开启标号为j的热控制机构， 处于开启状态的热控制机 构的热控功率总和(若恰好相等， 则开启热控制机构j； 若大于， 则不开 启热控制机构j)， 则当前周期的功率控温管理结束； 0056(3)若与(2)中的情况的。

33、规律相同； 即在所有纳入管理对象的 w-m路处于关闭状态的热控制机构中， 找到控温点温度距离控温阈值下限最小的热控制机 构(假定标号为c)， 即找到的热控制机构， 若恰好有两路以上热控制机构差值 相同， 则取其中功率Qi最小者； 逻辑上先判断， 若开启标号为c的热控制机构， 处于开启状态 的热控制机构的热控功率总和则果断开启热控制机构c， 且当前周期的功 率控温管理结束； 若则不做任何处理， 即不开启热控制机构c， 当前周期的 说明书 6/10 页 9 CN 111338404 A 9 功率控温管理结束； 若则开启标号为c的热控制机构， 继续判断余下关闭 的热控制机构， 依此类推， 直至判断开。

34、启标号为j的热控制机构， 处于开启状态的热控制机 构的热控功率总和(若恰好相等， 则开启热控制机构j； 若大于， 则不开 启热控制机构j)， 则当前周期的功率控温管理结束； 0057 步骤3， 对所有纳入管理对象的热控制机构进行基于温度的闭环控制， 在所有热控 制机构正常控温执行完成之后， 进行下一个管理周期(即tx+1周期)的功率控温， 下一个管理 周期为重复步骤1和步骤2； 0058 因此， 以 “热控总功率” 和 “被控对象温度” 为二元目标参数进行周期性的功率控温 管理的过程中， 先对所有纳入管理对象的热控制机构进行基于温度的闭环控制， 在所有热 控制机构正常控温执行完成之后再进行周期。

35、性的功率控温管理。 0059 以某卫星为例， 卫星上主动的热控机构全部为电加热器， 共有256路电加热器， 所 有256路电加热器均被纳入功率控温管理对象， 即被控对象； 进行功率控温前， 对被控对象 进行温度控制， 并将256路电加热器的额定功率值预先装订到星上计算机内； 0060 星上计算机根据256路电加热器的通断状态以及其对应的额定功率值， 实时统计 出当前的热控总功率， 作为功率控温当前值； 0061 卫星在轨飞行时， 功率控温功能未使能， 即从5点至12点40分， 卫星的工作模式为 全部载荷未开机， 卫星的热控总功率在1600W2500W间波动， 热控用电峰值功率为2500W， 功。

36、率波动范围约900W， 如附图2所示； 0062 星上计算机通过积分计算出这段时间(即从5点至12点40分)的热控平均功率值为 2060W， 即 0063 在12点40分， 卫星上的行波管放大器开机， 整星的工作模式发生改变， 整星功率增 加了360W， 即 0064 在14点， 通过地面向卫星发送指令设置功率控温目标值为1700W， 即1700W， 并 发送指令将卫星的功率控温功能使能； 0065 卫星的功率控温开始， 14点作为t1时刻， 星上计算机统计所有256路电加热器中处 于开启状态的电加热器为32路， 热控功率总和为1732W， 该值大于功率控温目标值1700W， 因 此， 进行如。

37、下操作： 0066 (1)星上计算机将256路电加热器中处于开启状态的32路电加热器按照控温点温 度与控温阈值上限的差值从小到大顺序排列， 并将余下224路处于关闭状态的电加热器按 照控温点温度与控温阈值下限的差值从小到大顺序排列， 形成表1； 参见表1， 关闭回路1时, 热控功率总和由1732W变为1712W， 不满足低于1700W， 需继续关闭回路2或回路3； 回路2和回 路3控温点与控温阈值上限差值均为0.5， 选择关闭功率较大的回路2， 则热控功率总和变 为1612W， 低于1700W； 0067 (2)找到在t1时刻224路处于关闭状态的回路中控温点温度距离控温阈值下限最 小的4个回。

38、路， 进行逻辑上的判断， 若开启回路33、 34、 35后， 热控功率总和变为1695W； 若开 启回路36， 则热控功率总和超过1700W； 0068 (3)通过上述判断方法可知， 关闭回路1、 回路2， 同时开启回路33、 34、 35后， 热控功 说明书 7/10 页 10 CN 111338404 A 10 率总和为1695W； 0069 因此， 从t1时刻(即14点10分)开始进行功率控温， 至t2时刻(即15点10分)所有电加 热器执行完毕(执行内容为关闭回路1、 回路2， 同时开启回路33、 34、 35)， t1至t2之间的时间 段视为一个管理周期； 0070 从附图3可知， 。

39、在14点10分至15点10分之间的1小时的时间内， 卫星热控总功率基 本稳定在1700W， 卫星热控总功率在1600W1800W间波动， 热控用电峰值功率不到1800W， 功 率波动范围约200W； 同时， 通过卫星温度遥测， 各被控对象的温度均在控制的范围内。 0071 表1 t1时刻电加热器状态 0072 说明书 8/10 页 11 CN 111338404 A 11 0073 0074 在15点10分， 卫星上激光载荷开机， 整星的工作模式改变， 整星功率增加700W； 卫 星自主调整功率控温目标值为1000W， 即1700W， 并以此为功率控制目标进行功率控温； 0075 在t2时刻(。

40、即15点10分)再次统计256路电加热器中处于开启状态的电加热器和处 于关闭状态的电加热器， 并统计处于开启状态的电加热器的热控功率总和， 并按照控温点 温度与控温阈值上、 下限的差值大小对回路进行排序； 之后按照上述步骤进行第二个管理 周期进行功率控温； 0076 因此， 从t2时刻(即15点10分)开始进行功率控温， 至t3时刻(即16点10分)所有电加 热器执行完毕， t1至t2之间的时间段视为第二个管理周期； 0077 从附图3可知， 在15点10分至16点10分之间的1小时的时间内， 卫星热控总功率基 本稳定在1000W， 卫星热控总功率在950W1100W间波动， 热控用电峰值功率。

41、不到1100W， 功 率波动范围约150W； 同时， 通过卫星温度遥测， 各被控对象的温度均在控制的范围内。 0078 从上述应用实例可以看出， 本发明可以明显降低热控总功率水平和波动范围， 卫 星热控峰值功率降低约340W， 热控功率波动范围由900W降低至200W， 卫星热控在轨能源消 说明书 9/10 页 12 CN 111338404 A 12 耗初步实现小而稳， 热控技术向低能耗和高稳定度方向迈进。 0079 综上所述， 以上仅为本发明的较佳实施例而已， 并非用于限定本发明的保护范围。 凡在本发明的精神和原则之内， 所作的任何修改、 等同替换、 改进等， 均应包含在本发明的 保护范围之内。 说明书 10/10 页 13 CN 111338404 A 13 图1 说明书附图 1/2 页 14 CN 111338404 A 14 图2 图3 说明书附图 2/2 页 15 CN 111338404 A 15 。