一种飞行器热控系统流体回路故障检测等效简化仿真方法

1.本发明涉及一种飞行器热控系统流体回路故障检测等效简化仿真方法。


背景技术：

2.由于飞行器热控系统在轨试验数据中，出现工况异常的情况相较于正常数据比例比较小，为了针对飞行器热控系统故障数据进行研究，需要生成更多的有效数据，所以本发明针对飞行器的热控系统进行了系统模型仿真建模，根据对热控流体回路和电加热系统进行简化模型仿真，仿真的颗粒度到单机层次，为非实时仿真，输入为初始参数和故障参数设置，输出为热控系统的地面仿真实验运行数据。通过比较地面仿真实验数据，其中包括多种正常工况数据和异常工况数据，利用真实在轨数据和地面仿真结果数据的差异，使得最终的地面仿真模型逼近实际真实热控系统模型，获得准确的热控系统仿真模型。


技术实现要素：

3.本发明解决的技术问题是：相较于实验过程，本发明更加关注实验数据本身，针对飞行器的热控系统进行了系统模型仿真建模，根据对热控流体回路和电加热系统进行简化模型仿真，仿真的颗粒度到达单机层次。
4.热控系统仿真过程不仅是实验过程，同时也是系统地收集和积累信息的过程，尤其是针对随机故障等问题。本发明相较于实验过程更加关注实验数据本身，所以在分析热控系统各要素性质及其相互关系的基础上，建立能描述热控系统构成和运行过程的、且具有一定逻辑关系的简化仿真模型，其中主要模型有：热源与辐射器散热平衡模型，回路流速与阻力平衡模型。
5.本发明中的飞行器热控系统流体回路故障检测等效简化仿真方法通过对热控系统的每个组成设备分别建立独立的数字模型，对热控系统级的正常和故障功能行为进行仿真，仿真的颗粒度到单机层次，为非实时仿真，输入为初始参数和故障参数设置，输出为热控系统的地面仿真实验运行数据。利用真实在轨数据和地面仿真结果数据的差异，使得最终的地面仿真模型逼近实际真实热控系统模型。
附图说明
6.图1显示了根据本发明的飞行器热控系统简化等效模型。
具体实施方式
7.如图1所示，根据本发明的飞行器热控系统简化等效模型包括：泵组件(101)，外流体回路管路(102、107)，电加热(103)，温控阀(104)，辐射器(105)和热源(106)上述部件均通过虚拟仿真实现，通过对热控系统每个部件分别建立数学模型。其中，可利用simulink完成模型搭建。
8.根据本发明的飞行器热控系统简化等效模型的运行为：由泵(101)驱动单相流体
双回路，内回路中的工质通过热源(106)吸收热量，温度升高，然后在泵(101)的驱动下流向内回路的冷端，经过电加热(103)模型，通过空间辐射器(105)将热量排向空间。其中辐射器(105)的混合出口温度采用旁路(108)控制的方法，通过热控控制单元控制温控阀(104)的开度来实现：在最大热负荷，使外回路工质流量或大部分流量通过辐射器(105)主路，而在最小热负荷时，使外回路工质全流量或大部分流量通过旁路(108)，实现辐射器(105)混合出口温度的控制。simulink是集成于matlab的一种可视化仿真工具，能在simulink中将matlab算法融入模型，还能将仿真结果导出至matlab做进一步的分析。本发明中的多个模型均是通过simulink仿真的，这样利于模型之间相互关联，便于开发和应用。
9.热源(106)与辐射器(105)散热平衡模型：
10.设热源qs(j)，散热速率qr(j/s)，系统总热量hs(j)，热容cs(j/k)，总质量ms(kg)，当前时间为t(s)，出口温度为t0(k)，进口温度为tc(k)，有：
11.hs＝∫(q
s-qr)
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(1)
12.hs＝cs×ms
×
tcꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(2)
[0013][0014]
设回路流速为sc(m/s)，温控阀门开度为q
tv
，辐射器散热速率qr(j/s)与阀门开度、入口温度和流速成函数关系，有：
[0015]
qr＝f(sc)
×
f(q
tv
)
×
f(tc)
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(4)
[0016]
其中热容cs，总质量为ms可调系数，t0为控制目标参数可调，qi预设可调热量(j)。
[0017]
流体回路流速与阻力平衡模型：
[0018]
泵(101)的最终转速与泵内阻和流体回路流阻产生的阻力之和成正比。泵为电机驱动，输入电压为恒压，限定最大功率p(w)，则转速模型为电机模型，转速与扭矩成函数关系，扭矩可转化为阻力。简化设阻力r
rs
为三部分：流体阻力即流体驱动力rq，电机轴承内阻rz和故障阻力rf，设扭矩为t，电机功率为p，转速为w(rpm)，则有：
[0019]
(rq+rz+rf)＝r
rs
＝t＝9550
×
p
÷wꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(5)
[0020]
流体回路流速sc与泵速w可简化为简单函数关系。
[0021]
电加热(103)模型：
[0022]
电加热模型为简单的单机热平衡模型，类似热源与辐射器散热模型，假设设备自产热的热源为q
sf
(j/s)，舱体传导给设备的热源功率为q
sc
(j/s)，电加热功率为q
se
(j/s)，冷板加热功率为q
sb
(j/s)，对外辐射散热功率为qr(j/s)。温度平衡如下公式所示：
[0023]
qr＝q
sf
+q
sc
+q
se
+q
sb
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(4)
[0024]
公式中，冷板加热功率为q
sb
是流体回路流速，工质温度和冷板传导系数的函数，辐射散热功率与设备当前温度呈线性关系。舱体传导给设备的热源功率q
sc
与舱体温度和设备当前温度的温差成正比。
[0025]
根据本发明的飞行器热控系统流体回路故障检测等效简化的优点和有益效果包括：
[0026]
(1)本发明针对航天器的热控系统进行了系统模型仿真建模，根据对热控流体回路和电加热系统进行简化模型仿真，仿真的颗粒度到单机层次，为非实时仿真，输入为初始参数和故障参数设置，输出为热控系统的地面仿真实验运行数据。通过比较地面仿真实验
数据，其中包括多种正常工况数据和异常工况数据，利用真实在轨数据和地面仿真结果数据的差异，使得最终的地面仿真模型逼近实际真实热控系统模型，获得准确的热控系统仿真模型；
[0027]
(2)本发明通过对热控系统的每个组成设备分别建立独立的数字模型，对热控系统级的正常和故障功能行为进行仿真，可根据结果数据调整模型和相关参数，缩小数字模型与物理系统输出数据的误差，提升模型可信度。

技术特征：
1.一种飞行器热控系统流体回路故障检测等效简化仿真方法，其特征在于基于一种飞行器热控系统简化等效模型，该飞行器热控系统简化等效模型包括通过虚拟仿真实现的：泵(101)，外流体回路管路(102、107)，电加热部分(103)，温控阀(104)，辐射器(105)和热源(106)其中：由泵(101)驱动单相流体双回路，内回路中的工质通过热源(106)吸收热量，温度升高，然后在泵(101)的驱动下流向内回路的冷端，经过电加热(103)模型，通过空间辐射器(105)将热量排向空间，辐射器(105)的混合出口温度采用旁路(108)控制，通过热控控制单元控制温控阀(104)的开度来实现：在最大热负荷，使外回路工质流量或大部分流量通过辐射器(105)主路，而在最小热负荷时，使外回路工质全流量或大部分流量通过旁路(108)，实现辐射器(105)混合出口温度的控制，其中：在热源(106)与辐射器(105)散热平衡模型中：设热源q
s
(j)，散热速率q
r
(j/s)，系统总热量h
s
(j)，热容c
s
(j/k)，总质量m
s
(kg)，当前时间为t(s)，出口温度z为t0(k)，进口温度为t
c
(k)，有：h
s
＝∫(q
s-q
r
)
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(1)h
s
＝c
s
×
m
s
×
t
c
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(2)设回路流速为s
c
(m/s)，温控阀门开度为q
tv
，辐射器散热速率q
r
(j/s)与阀门开度、入口温度和流速成函数关系，有：q
r
＝f(s
c
)
×
f(q
tv
)
×
f(t
c
)
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(4)其中热容c
s
，总质量为m
s
可调系数，t0为控制目标参数可调，q
i
预设可调热量(j)，在流体回路流速与阻力平衡模型中：泵(101)的最终转速与泵内阻和流体回路流阻产生的阻力之和成正比。泵为电机驱动，输入电压为恒压，限定最大功率p(w)，则转速模型为电机模型，转速与扭矩成函数关系，扭矩可转化为阻力，简化设阻力r
rs
为三部分：流体阻力即流体驱动力r
q
，电机轴承内阻r
z
和故障阻力r
f
，设扭矩为t，电机功率为p，转速为w(rpm)，则有：(r
q
+r
z
+r
f
)＝r
rs
＝t＝9550
×
p
÷
w
ꢀꢀꢀꢀ
(5)流体回路流速s
c
与泵速w可简化为简单函数关系，在电加热(103)模型中：电加热模型为简单的单机热平衡模型，类似热源与辐射器散热模型，假设设备自产热的热源为q
sf
(j/s)，舱体传导给设备的热源功率为q
sc
(j/s)，电加热功率为q
se
(j/s)，冷板加热功率为q
sb
(j/s)，对外辐射散热功率为q
r
(j/s)，温度平衡如下公式所示：q
r
＝q
sf
+q
sc
+q
se
+q
sb
ꢀꢀꢀꢀ
(4)
公式中，冷板加热功率为q
sb
是流体回路流速，工质温度和冷板传导系数的函数，辐射散热功率与设备当前温度呈线性关系，舱体传导给设备的热源功率q
sc
与舱体温度和设备当前温度的温差成正比。2.根据权利要求1所述的飞行器热控系统流体回路故障检测等效简化仿真方法，其特征在于：在simulink中将matlab算法融入飞行器热控系统简化等效模型。3.根据权利要求2所述的飞行器热控系统流体回路故障检测等效简化仿真方法，其特征在于：将仿真结果导出至matlab做进一步的分析。

技术总结
本发明涉及一种飞行器热控系统流体回路故障检测等效简化仿真方法。包括：泵组件(101)，外流体回路管路(102、107)，电加热(103)，温控阀(104)，辐射器(105)和热源(106)等。其主要模型有热源(106)与辐射器(105)散热平衡模型；回路流速与阻力平衡模型以及电加热(103)模型；本发明针对飞行器的热控系统进行了系统模型仿真建模，根据对热控流体回路和电加热系统进行简化模型仿真，仿真的颗粒度到单机层次，为非实时仿真，输入为初始参数和故障参数设置，输出为热控系统的地面仿真实验运行数据。数据。数据。


技术研发人员：李可 陈晓丹 胡振宁 李鹏蛟 武昊鹏 阚艳 庞丽萍 杨顺昆
受保护的技术使用者：北京航空航天大学
技术研发日：2023.06.09
技术公布日：2023/9/9