基于專家系統(tǒng)理念的航天器特殊控溫策略推理測(cè)試驗(yàn)證

韓愛玲，寧獻(xiàn)文，張?zhí)锾?，?達(dá)，高芫赫，曹 宇，周曉伶，吳鴻仁

（北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京 100094）

0 引言

綜合測(cè)試是保證航天器可靠性的必要手段，通過測(cè)試試驗(yàn)可以對(duì)航天器的設(shè)計(jì)方案進(jìn)行驗(yàn)證，并給出是否需要修改的結(jié)論。隨著航天任務(wù)不斷拓展，其面臨的任務(wù)背景、空間環(huán)境越來(lái)越復(fù)雜，對(duì)熱控要求也越來(lái)越高。以加熱器主動(dòng)控溫為例，新任務(wù)經(jīng)常會(huì)衍生出一些特殊的自主控溫策略。有別于傳統(tǒng)的開關(guān)式加熱器控制模式，新型自主控溫策略不僅控制邏輯相對(duì)更煩瑣，且與空間環(huán)境以及被控對(duì)象的自身參數(shù)關(guān)聯(lián)度大，很難通過簡(jiǎn)單的地面測(cè)試來(lái)分析驗(yàn)證控制策略的正確性、合理性與有效性；而如果在熱平衡試驗(yàn)甚至在軌飛行時(shí)才予以驗(yàn)證，則會(huì)給型號(hào)研制帶來(lái)一定的技術(shù)與進(jìn)度風(fēng)險(xiǎn)。

針對(duì)這些特殊自主控溫策略，需要借鑒新的設(shè)計(jì)理念，構(gòu)建新的綜合測(cè)試驗(yàn)證方法，提前予以驗(yàn)證，以規(guī)避其在熱平衡試驗(yàn)以及在軌飛行中的風(fēng)險(xiǎn)。專家系統(tǒng)是一種在特定領(lǐng)域內(nèi)具有專家解決問題能力的程序系統(tǒng)，它能夠有效運(yùn)用專家多年積累的有效經(jīng)驗(yàn)和專門知識(shí)，采用專家知識(shí)庫(kù)和思維過程對(duì)特殊自主控溫策略進(jìn)行推理求解。

本文針對(duì) “嫦娥五號(hào)”月球探測(cè)器推進(jìn)貯箱的特殊控溫策略設(shè)計(jì)過程，提出一種基于專家系統(tǒng)理念的推理測(cè)試驗(yàn)證方法，提前驗(yàn)證控溫策略設(shè)計(jì)的正確性與嚴(yán)謹(jǐn)性，規(guī)避后續(xù)型號(hào)研制風(fēng)險(xiǎn)。

1 推進(jìn)貯箱溫度要求及特殊控溫策略設(shè)計(jì)

對(duì)于航天器上廣泛使用的雙組元推進(jìn)系統(tǒng)，除產(chǎn)品本身特性外，溫度也是影響其工作性能的重要因素。比如對(duì)于推進(jìn)貯箱，在軌熱控設(shè)計(jì)時(shí)需要同時(shí)滿足溫度范圍要求和不同貯箱之間的溫差要求。

對(duì)于常規(guī)的環(huán)繞軌道航天器，一般采用“隔熱+控溫”的熱控設(shè)計(jì)理念，通過傳統(tǒng)的加熱器開關(guān)式控制就可以同時(shí)解決貯箱的溫度與溫差要求。而對(duì)于某些特殊任務(wù)航天器，面臨的空間環(huán)境條件多變，傳統(tǒng)控溫方式很難同時(shí)滿足溫度與溫差要求。比如“嫦娥五號(hào)”月球探測(cè)器雙組元推進(jìn)系統(tǒng)（圖1），其包括2 個(gè)氧化劑貯箱和2 個(gè)燃燒劑貯箱，貯箱工作溫度指標(biāo)為0～40 ℃，各貯箱之間溫差不能大于5 ℃。該任務(wù)某次窗口著陸于月球北緯40°附近，需在月晝正午完成約48 h 的月面工作，任務(wù)期間月面太陽(yáng)高度角大于45°，太陽(yáng)方位角以正午為中心自東向西變化不大，這種空間環(huán)境條件下向陽(yáng)面的貯箱1、2 的平衡溫度會(huì)在50 ℃以上，背陰面的貯箱3、4 的平衡溫度在40 ℃上下，4 個(gè)貯箱不僅工作溫度超標(biāo)，而且溫差大于5 ℃。

圖1 推進(jìn)貯箱月面工作段空間環(huán)境、相對(duì)位置示意Fig. 1 Schematic diagram of space environment and relative position of the propulsion tank in working section on lunar surface

對(duì)于這類航天器推進(jìn)貯箱的熱控設(shè)計(jì)，需要采用新的設(shè)計(jì)思路。結(jié)合該航天器月面任務(wù)不超過48 h 的瞬態(tài)特征，仍可采用貯箱自身“隔熱+控溫”的設(shè)計(jì)，即：

1）奔月、環(huán)月階段，由于貯箱平衡溫度遠(yuǎn)低于工作溫度上限40 ℃，仍采用貯箱本體粘貼加熱器控溫來(lái)解決工作溫區(qū)與溫差要求（加熱回路及控溫閾值設(shè)計(jì)見表1）。

表1 推進(jìn)貯箱加熱回路設(shè)計(jì)信息表Table 1 Design information table of heating circuit for the propulsion tank

2）月面工作段，由于工作時(shí)間不超過48 h，可以充分利用貯箱內(nèi)充滿推進(jìn)劑的大熱容來(lái)抑制溫升。根據(jù)分析結(jié)果向陽(yáng)面貯箱溫度不會(huì)超過35 ℃，能解決工作溫區(qū)問題，但是設(shè)計(jì)余量不大。

3）整個(gè)月面工作任務(wù)期間太陽(yáng)方位角自東向西變化很小且基本對(duì)稱（月面工作初始及結(jié)束時(shí)刻對(duì)應(yīng)太陽(yáng)位置分別見圖1 的位置1 和位置2），向陽(yáng)面2 個(gè)高溫貯箱間的溫差不超過5 ℃。但受月面強(qiáng)紅外的影響，如果不加干預(yù)，向陽(yáng)面與背陰面貯箱在48 h 內(nèi)溫差會(huì)超過10 ℃，不能滿足推進(jìn)系統(tǒng)使用溫差要求。

由于貯箱升溫是動(dòng)態(tài)過程，且與航天器落月位置、姿態(tài)、光照條件都有關(guān)聯(lián)，即使按照標(biāo)稱空間環(huán)境條件通過熱分析得到預(yù)示溫升結(jié)果，并按照預(yù)示結(jié)果設(shè)定控溫閾值，也會(huì)面臨一定的不確定性。此外，一旦外部空間條件發(fā)生變化，則設(shè)定的控溫閾值將不再適用，系統(tǒng)的靈活性與魯棒性差。對(duì)于這種向陽(yáng)面與背陰面貯箱間溫差過大問題，很難繼續(xù)采用傳統(tǒng)控溫閾值的方式來(lái)解決。熱控設(shè)計(jì)師采用一種優(yōu)化的跟蹤控溫策略。從熱控角度出發(fā)，新策略需要滿足以下2 個(gè)優(yōu)化準(zhǔn)則：

1）引入能量最小原則

跟蹤控溫策略最終目的為消除4 個(gè)貯箱間溫差的同時(shí)不抬升高溫貯箱的溫度水平。即利用低溫貯箱去跟蹤高溫貯箱來(lái)消除溫差，跟蹤控溫過程中不應(yīng)出現(xiàn)低溫貯箱升溫過快使其溫度超過高溫貯箱并導(dǎo)致高溫貯箱啟動(dòng)控溫加熱，引入額外能量到系統(tǒng)中使向陽(yáng)面高溫貯箱溫度進(jìn)一步升高的情況。

2）控制智能化原則

整個(gè)控制過程應(yīng)具備智能化特征，能夠?qū)崿F(xiàn)自主管理。

在以上2 個(gè)原則基礎(chǔ)上，設(shè)計(jì)出了第1 版控溫策略，具體為：

1）以推進(jìn)貯箱控溫?zé)崦綦娮瑁═MR050、TMR052、TMR054、TMR056）為目標(biāo)熱敏集合；

2）若集合中任意2 個(gè)熱敏之間溫差絕對(duì)值超過3 ℃，則開啟目標(biāo)熱敏集合中最低溫?zé)崦羲鶎?duì)應(yīng)貯箱的“主份”加熱回路；

3）若集合中任意2 個(gè)熱敏之間溫差絕對(duì)值超過4 ℃，則開啟目標(biāo)熱敏集合中最低溫?zé)崦羲鶎?duì)應(yīng)貯箱的“主份+備份”加熱回路；

4）若集合中任意2 個(gè)熱敏之間溫差絕對(duì)值均小于2 ℃，則斷開所有貯箱加熱回路；

5）其余情況，保持加熱回路當(dāng)前工作狀態(tài)。

對(duì)于這種復(fù)雜控溫策略，應(yīng)用之前需要經(jīng)過充分的測(cè)試驗(yàn)證，以確保不會(huì)產(chǎn)生非預(yù)期結(jié)果，從而實(shí)現(xiàn)“控溫策略設(shè)計(jì)—綜合測(cè)試驗(yàn)證—迭代完善改進(jìn)”的閉環(huán)設(shè)計(jì)驗(yàn)證模式。

2 推理評(píng)測(cè)設(shè)計(jì)及驗(yàn)證

2.1 推理評(píng)測(cè)

針對(duì)前文設(shè)計(jì)的第1 版貯箱跟蹤控溫策略，綜合測(cè)試人員與熱控設(shè)計(jì)師一起，結(jié)合推進(jìn)貯箱控溫回路實(shí)際在軌工作情況及空間環(huán)境影響，借鑒人工智能中專家系統(tǒng)設(shè)計(jì)理念，構(gòu)建出基于在軌空間溫度預(yù)示的推理評(píng)測(cè)方法，同時(shí)優(yōu)化綜合測(cè)試用例設(shè)計(jì)，提前驗(yàn)證第1 版控溫策略控制邏輯的適用性及嚴(yán)謹(jǐn)性。根據(jù)落月點(diǎn)空間環(huán)境特征以及落月初始溫度，在熱控預(yù)示基礎(chǔ)上，綜合測(cè)試與熱控設(shè)計(jì)師一起推理出2 種評(píng)測(cè)過程（圖2、圖3）用于先期分析驗(yàn)證跟蹤控溫策略的正確性。

圖2 基于在軌空間溫度預(yù)示的推理評(píng)測(cè)過程（TD＞4 ℃）Fig. 2 Reasoning evaluation process based on space temperature prediction in orbit (TD＞4 ℃)

圖3 基于在軌空間溫度預(yù)示的推理評(píng)測(cè)過程（3 ℃＜TD＜4 ℃）Fig. 3 Reasoning evaluation process based on space temperature prediction in orbit (3 ℃＜TD＜4 ℃)

具體推理步驟如下：

1）探測(cè)器安全著陸于月球表面，此時(shí)太陽(yáng)位于東側(cè)（圖1 中位置1）。

2）落月初始溫度分析：推進(jìn)貯箱加熱回路默認(rèn)為常規(guī)控溫策略，受空間環(huán)境影響不同，推進(jìn)貯箱落月初始溫度均高于相應(yīng)加熱回路閾值上限，所有推進(jìn)貯箱加熱回路均為斷開狀態(tài)。

3）推進(jìn)貯箱加熱回路控制策略設(shè)置為“跟蹤控溫策略”，以推進(jìn)貯箱控溫?zé)崦綦娮瑁═MR050、TMR052、TMR054、TMR056）為目標(biāo)熱敏集合開始控溫策略分析：

① 根據(jù)空間環(huán)境條件，位于向陽(yáng)面東側(cè)的貯箱（F2）熱敏電阻TMR052 溫度最高，位于背陰面西側(cè)的貯箱（O3）熱敏電阻TMR054 溫度最低。

② 某時(shí)刻后，受探測(cè)器落月時(shí)刻和空間環(huán)境影響的不同，目標(biāo)熱敏集合中最大溫差

T

會(huì)出現(xiàn)2 種情況，即

T

＞4 ℃和3 ℃＜

T

＜4 ℃，對(duì)應(yīng)加熱器開啟情況分別見圖2、圖3。

4）貯箱（O1）和貯箱（F2）在空間環(huán)境影響下、貯箱（O3）在加熱器作用下，溫度均會(huì)有不同幅度的上升，當(dāng)貯箱（O3）溫度高于貯箱（F4）溫度時(shí)，目標(biāo)熱敏集合中最高溫為TMR052，最低溫為TMR056，當(dāng)溫差介于3 ℃與4 ℃之間時(shí)，貯箱（F4）的主份加熱回路HT07 開啟，其余推進(jìn)貯箱加熱回路狀態(tài)保持。

5）貯箱（O1）和貯箱（F2）在空間環(huán)境的影響下、貯箱（O3）和貯箱（F4）在加熱器的作用下，溫度會(huì)繼續(xù)有不同幅度的上升；結(jié)合加熱器功率與貯箱自身參數(shù)匹配情況，溫升會(huì)出現(xiàn)如下2 種情況：

① 不斷提高背陰面貯箱溫度以縮小溫差的同時(shí)又始終低于向陽(yáng)面貯箱（O1）溫度，當(dāng)4 個(gè)貯箱間溫差均小于2 ℃時(shí)，斷開所有推進(jìn)貯箱加熱回路；

② 在提高背陰面貯箱溫度過程中，出現(xiàn)背陰面貯箱（O3）或貯箱（F4）溫度高于向陽(yáng)面貯箱（O1）溫度的情況，此時(shí)目標(biāo)熱敏集合中最高溫為TMR052，最低溫為TMR050，當(dāng)其溫差介于3 ℃與4 ℃之間時(shí)，貯箱（O1）的主份加熱回路HT01 開啟，其余推進(jìn)貯箱加熱回路狀態(tài)保持。

6）在加熱器跟蹤控溫策略和空間環(huán)境共同作用下，4 個(gè)貯箱之間的溫差會(huì)逐步減小，直至任意2 個(gè)貯箱間溫差均小于2 ℃，斷開所有推進(jìn)貯箱加熱回路。

測(cè)試將“目標(biāo)熱敏集合中最低溫度熱敏所對(duì)應(yīng)貯箱的主份加熱回路開啟”直至“集合中任意2 個(gè)熱敏之間溫差絕對(duì)值均小于2 ℃時(shí)，斷開所有貯箱加熱回路”的過程定義為推進(jìn)貯箱的1 個(gè)跟蹤控溫循環(huán)。當(dāng)1 個(gè)跟蹤控溫循環(huán)結(jié)束后，在光照及月面紅外影響下向陽(yáng)面貯箱與背陰面貯箱間的溫差會(huì)再次拉大，需重復(fù)步驟3）～6），再次開啟跟蹤控溫循環(huán)。

2.2 測(cè)試驗(yàn)證

根據(jù)推理評(píng)測(cè)過程，設(shè)計(jì)具體測(cè)試用例并以提取特征狀態(tài)的方式來(lái)驗(yàn)證跟蹤控溫策略。該測(cè)試用例共計(jì)3 個(gè)跟蹤控溫循環(huán)，以落月初始時(shí)刻為控溫循環(huán)起點(diǎn)，此時(shí)太陽(yáng)位于探測(cè)器東側(cè)，表2 給出了跟蹤控溫過程中各貯箱溫度及加熱回路狀態(tài)，圖4為各貯箱的跟蹤控溫瞬態(tài)溫度變化曲線。

圖4 推進(jìn)貯箱跟蹤控溫過程溫度瞬態(tài)變化曲線Fig. 4 Temperature of the propulsion tank during the tracking temperature control process

表2 控溫策略測(cè)試用例數(shù)據(jù)Table 2 Data for testing the temperature control strategy

根據(jù)測(cè)試結(jié)果，對(duì)于第1 版跟蹤控溫策略，可以得出如下結(jié)論：

1）該版策略可及時(shí)啟動(dòng)跟蹤控溫功能，將各貯箱間溫差控制到2 ℃以內(nèi)，滿足推進(jìn)系統(tǒng)對(duì)于各貯箱間的溫差要求；

2）該版策略對(duì)具體任務(wù)背景適應(yīng)性不足——落月初始時(shí)太陽(yáng)在探測(cè)器東側(cè)，如果加熱器功率與貯箱自身參數(shù)匹配不恰當(dāng)，則會(huì)啟動(dòng)向陽(yáng)面西側(cè)貯箱加熱回路；當(dāng)太陽(yáng)轉(zhuǎn)移到探測(cè)器西側(cè)時(shí)，則會(huì)相應(yīng)地啟動(dòng)向陽(yáng)面東側(cè)貯箱加熱回路，該設(shè)計(jì)不符合引入能量最小原則。

針對(duì)具體任務(wù)背景，為規(guī)避向陽(yáng)面貯箱加熱回路開啟從而減小溫度設(shè)計(jì)余量的風(fēng)險(xiǎn)，對(duì)第1 版跟蹤控溫策略進(jìn)行完善改進(jìn)——強(qiáng)制設(shè)定向陽(yáng)面貯箱不再參與跟蹤控溫，其自主控溫為“禁止”狀態(tài)。

更改后的控制策略的改進(jìn)效果如下：

1）當(dāng)向陽(yáng)面西側(cè)貯箱（O1）溫度低于東側(cè)貯箱（F2）溫度3 ℃以上時(shí)，因其自主控溫狀態(tài)為禁止，所以其相應(yīng)的加熱回路不會(huì)開啟；

2）向陽(yáng)面2 個(gè)貯箱之間的溫差靠空間外熱流自適應(yīng)解決——該任務(wù)太陽(yáng)方位角以正午為中心基本對(duì)稱，因此當(dāng)太陽(yáng)由東側(cè)移至西側(cè)時(shí)會(huì)提升西側(cè)貯箱（O1）的溫度，使東、西2 個(gè)貯箱間溫差回到2 ℃以內(nèi)，與落月初期2 個(gè)貯箱間的溫差一致。

綜上，該改進(jìn)策略能夠同時(shí)滿足溫差要求和引入能量最小原則。

3 結(jié)束語(yǔ)

針對(duì)熱控設(shè)計(jì)中某些特殊自主控溫策略與任務(wù)背景、空間環(huán)境以及被控對(duì)象參數(shù)之間耦合性強(qiáng)，難以通過傳統(tǒng)地面綜合測(cè)試方法予以提前驗(yàn)證其正確性與合理性的問題。本文提出一種基于專家系統(tǒng)理念的新型綜合測(cè)試方法，并已成功應(yīng)用到“嫦娥五號(hào)”月球探測(cè)器測(cè)試驗(yàn)證之中，針對(duì)設(shè)計(jì)出的第1 版控溫策略進(jìn)行測(cè)試發(fā)現(xiàn)：該策略可及時(shí)將各貯箱間溫差控制到2 ℃以內(nèi)，能夠?qū)崿F(xiàn)減小各貯箱之間溫差的預(yù)期目標(biāo)；但其對(duì)具體任務(wù)背景考慮不夠全面，當(dāng)加熱器功率與貯箱自身參數(shù)匹配不恰當(dāng)時(shí)，會(huì)觸發(fā)向陽(yáng)面貯箱加熱器開啟，不符合引入能量最小原則。

于是根據(jù)具體任務(wù)背景提出向陽(yáng)面貯箱不再參與跟蹤控溫的改進(jìn)措施，改進(jìn)后的控溫策略能夠同時(shí)滿足溫差要求和引入能量最小原則。

本方法以專家系統(tǒng)推理方法作為指導(dǎo)，利用綜合測(cè)試人員與熱控設(shè)計(jì)師的先驗(yàn)知識(shí)，分析具體任務(wù)背景、空間環(huán)境與被控對(duì)象的關(guān)聯(lián)度，并結(jié)合熱控預(yù)示結(jié)果，先構(gòu)建出控制策略的推理評(píng)測(cè)過程，然后以具體測(cè)試用例進(jìn)一步驗(yàn)證推理評(píng)測(cè)方法的正確性，從而完成整個(gè)特殊自主控溫策略的綜合測(cè)試驗(yàn)證，最后對(duì)控溫策略的正確性與合理性做出評(píng)價(jià)，實(shí)現(xiàn)一種“初始設(shè)計(jì)—測(cè)試驗(yàn)證—完善改進(jìn)”的優(yōu)化閉環(huán)研制模式。該方法具有良好的使用效果，可推廣應(yīng)用至其他航天器復(fù)雜設(shè)計(jì)的綜合測(cè)試驗(yàn)證中。