[发明专利]自适应热控技术系统级热性能表征方法

说明书

技术领域

本发明涉及航天器热控制领域的热分析方法，特别涉及一种自适应热控技术系统级热性能表征方法。

背景技术

自适应热控技术是通过自整定方式调节热控特性的主动热控技术，基于自适应热控技术构建的高适应热控系统可满足任务机动、深空探测、空间攻防等复杂任务航天器的高适应热控需求，具有广泛的工程应用背景。

由于航天器热控系统采用分析驱动设计的研制模式、基于热控技术构建热控方案管理航天器的能量流，因此热性能仿真分析过程中需要对自适应热控技术进行系统级热性能表征，以支持高适应热控系统设计。

传统被动热控为主、主动热控为辅的热控体系中，被动热控技术热控特性固定，仅通过简单的热性能参数即可表征产品的系统级热性能；而主动热控技术仅作为热控系统裕度设计或冗余设计手段，只关注其基本功能，与整星进行热耦合设计时，通常采用功能等效的近似处理方法进行系统级热性能表征。高适应热控体系中，自适应热控技术作为热控系统的主要技术手段，需要关注详细的热控性能，一方面，无法通过简单的热性能参数表征产品的系统级热性能；另一方面，功能等效的近似处理方法无法进行精细化热设计。

发明内容

为了支持高适应热控系统设计，本发明提供一种自适应热控技术系统级热性能表征方法，该方法将自适应热控过程数学描述为航天器热网络模型温度求解条件参数的动态更新过程，通过在热分析流程温度求解条件参数计算环节设置温度-参数的动态反馈机制实现航天器热分析流程与自适应热控过程的耦合，进而通过动态热分析方法对自适应热控过程进行详细描述，实现自适应热控技术的系统级热性能表征。

为达到上述目的，本发明所采用的技术方案如下：

一种自适应热控技术系统级热性能表征方法，包括以下步骤：

步骤1：热网络模型创建

根据卫星热数学模型建模规范创建热分析模型；设置自适应热控技术热控特性与温度的逻辑关系；

步骤2：设置初始条件、边界条件

初始条件为卫星的初始温度状态，边界条件为卫星运行所处的冷黑空间；

步骤3：设置求解时间

对于稳态问题，通常设置求解时间为轨道周期的整数倍，以保证卫星达到热平衡状态；对于瞬态问题，则设置求解时间为所关注的时间段，以研究卫星的瞬态热性能；

步骤4：确定数值型温度求解条件参数当前值

根据自适应热控技术热控特性与温度的逻辑关系，基于上一时间节点温度状态，确定数值型温度求解条件参数当前值，即辐射类自适应热控技术的当前热控特性；

步骤5：确定函数型温度求解条件参数当前值

根据自适应热控技术热控特性与温度的逻辑关系，基于上一时间节点温度状态，确定函数型温度求解条件参数当前值，即对流和导热类自适应热控技术的当前热控特性；

步骤6：当前时间节点温度计算

上一时间节点温度状态与温度求解条件参数已确定，根据时间步长求解当前时间节点温度状态；

步骤7：保存当前时间节点温度计算结果

保存当前时间节点温度状态，用于下一时间节点温度求解；

步骤8：判定求解时间是否完成

若求解时间未完成，则重复步骤4～步骤7，通过温度求解条件参数动态更新的方式对自适应热控技术进行动态热分析；若求解时间已完成，则执行步骤9；

步骤9：结果分析

分析自适应热控技术的系统级热性能，或当前热控方案的整星热性能。

上述步骤1中，所采用的仿真分析软件要求具备参数化热分析能力以进行温度求解条件参数的动态更新，要求具备可编程式的逻辑控制能力以定义温度求解条件参数的更新频率，要求前处理与求解器之间为动态连接关系以实现数值型温度求解条件参数的动态更新。

自适应热控技术热控特性与温度的逻辑关系可表示为理论解析式(如温控阀开度的控制算法)、试验数据表(如发射率随温度的变化规律)等形式表征的函数关系。

上述步骤4中，确定数值型温度求解条件参数当前值的过程是前处理与求解器之间的不断迭代计算过程，该过程将耗费大量求解时间，为了避免每个计算时间节点(秒级)模型更改很小情况下就对数值型温度求解条件参数进行不必要的频繁更新，通过对求解过程添加控制逻辑的方式指定模型变化到达一定阀值才进行参数更新，以最小化数值型温度求解条件参数总更新次数。

所设定的模型更新阀值可以是所关注对象温度变化大于某温度值，或温度计算时间大于某时间长度等，具体参数设置量级由不同模型规模及工程计算时间与精度要求决定。