基于单片机的温度控制系统的设计

针对单片机温度控制系统采用传统控制方法容易出现响应速度慢、振荡剧烈、控制精度低等问题,对单片机温度控制系统的硬件电路、控制精度、控制算法等方面进行了设计研究。基于以AT89C51单片机为核心运用DS18B20温度传感器的温度控制系统,提出了变论域模糊PID控制算法,将变论域模糊控制和PID控制相结合,结合生猪猪舍温度控制系统对传统PID控制算法以及变论域模糊PID控制进行对比分析。实验结果表明,设计的温度控制系统采用了变论域模糊PID控制算法,提高了控制精度,加快了系统的响应速度,从而增强了温度控制系统的实用性,产生了重要的实际工程意义。     

基于PLC的环境模拟系统温度控制算法的研究与实现

针对环境模拟试验温度控制系统中被控对象存在的非线性、时滞等特点,本文采用区间限幅PID控制算法和模糊PID控制算法对传统控制方法进行了改进。首先为了解决模拟量三通粗调阀调节缓慢的缺点,建立了区间限幅PID控制算法的控制规则表,并将其在PLC中实现。其次提出用模糊PID控制算法来解决电加热器的非线性、大时滞性问题,并结合实际控制经验建立了模糊控制规则表,然后将模糊PID控制算法在PLC中进行实现。最后将限幅PID和模糊PID控制算法应用于某大型环境模拟试验控制系统,实验结果表明利用改进算法对温度控制具有良好的稳定性及精确度。     

一种多回路注塑机流体温度控制

摘 要：针对工业电动注塑机熔体温度控制系统具有大惯性、纯滞后、非线性的动态特性,温度控制误差带宽等缺点,设计了基于嵌入式STM32多回路注塑机的温度控制系统。采用STM32F103ZET6为微控制器,实现片上UCOS-II操作系统和GUI可视化界面,并用描述函数法为基础改进的PID控制策略对温度进行控制。最后以工业电动注塑机温度为被控对象,建立串级控制系统Simulink模型对自适应PID控制进行控制效果仿真,其调节时间大大缩短,稳态误差小,抗扰动能力增强。结果表明采用该控制系统显著改善了系统的自适应能力和鲁棒性。操作系统应用提高了现场人机交互智能化程度,整个系统控制效果好,性能优良。     

小型热真空试验自动流程控制技术研究

由于当前航天器部件级产品的空间环境试验需求日趋增多,对试验流程控制系统的自动化程度及其对不同试验需求的适应性要求更加严。为提高其自动化水平和灵活适应性,以小型热真空试验系统为需求背景,对其试验流程自动控制需求及适应性条件进行了分析,提出并设计了可适应不同需求及条件下的自动控制方法。该方法易于实现,通过试验系统内各类传感器参数作为基准判据对系统的设备和仪器进行流程控制和可靠性保护,采用相对智能的控制策略实现试验系统对不同试验需求的灵活适应。经过测试验证,该控制方法适应于小型热真空试验流程,具备较强的适应性,自动化程度高,能够大幅度提高小型热真空试验流程自动化水平,满足密集型航天器部件级产品空间环境试验需求。     

航天器热电偶检测系统的设计与实现

热电偶测温广泛应用于航天器真空热试验的温度测量中,目前对于航天器总装阶段的热电偶实施没有一种快速有效的方法进行正确性验证。传统依靠人手触摸测点观察热电偶阻值变化方法的存在一定的局限性,为了提高热电偶检测的准确性和有效性,设计了一种便携式的热电偶检测系统,实现了对热电偶短路、开路和粘贴位置正确性的检测。基于MAX31855的温度采集模块可以快速采集和显示热电偶温度,加热模块的出风口温度控制和加热温度限制能够保证检测过程中航天器的安全性。实际测试表明,该系统具备在现场灵活对航天器表面热电偶进行检测的能力,测试效率高,具有很高的实用性。     

基于反向传播神经网络PID的高功率微波炉温度控制

针对现有10 kW高功率工业微波炉,采用继电器作为控制执行器,在使用传统控制方法加热时,温度存在较大超调和明显振荡,系统温度稳定性较低,为解决上述问题将反向传播神经网络PID(BPNNPID)控制引入到该装置微波加热温度控制中,并以自来水为加热对象进行仿真对比与实验验证。首先,利用现有输入输出实验数据,建立工业微波炉温度控制模型;其次,运用MATLAB/SIMULINK搭建高功率工业微波炉温度控制系统并进行仿真对比实验;最后,实验验证BPNNPID控制方法在加热5 kg自来水时工业微波炉的温度控制性能,实验结果表明,较常规PID、模糊PID控制,该方法在微波加热过程中对媒质温度控制超调更小且未发生明显温度振荡,有效改善了高功率工业微波炉工作时的系统温度稳定性,有助于提高产品质量和安全性能。     

面向红外气体检测的半导体器件温控系统及应用

研制了一种针对半导体器件的温度控制系统,不仅可用于对内置热电制冷器的半导体器件的温度控制,同时实现了在宽环境温度范围内对无热电制冷器及热敏电阻的半导体器件的温度控制.系统硬件主要由两部分组成,第一部分包括主控制器模块、温度采集模块和热电制冷器电流控制模块,实现对内置热电制冷器的半导体器件的温度控制;第二部分包括辅控制器模块、温度采集模块、金属氧化物场效应管开关电路模块及附加四级热电制冷器,实现对无热电制冷器的半导体器件的温度控制.软件部分,主辅控制器分别实时采集半导体器件的工作温度,采用积分限幅式数字比例-积分-微分算法,调整热电制冷器驱动器的电流实现恒定的温度控制.利用本文研制的温度控制系统对内置热电制冷器的半导体激光器的温度控制准确度为±0.01℃,温度稳定性为0.004 8℃;在无热电制冷器的半导体光源的温度控制实验中,-18℃、室温、40℃环境下的温控准确度分别为±0.05℃、±0.01℃、±0.02℃.利用研制的温控系统连续5h测试了1.563μm激光器的输出光谱,峰值输出波长稳定;采用1.653μm激光器,分别利用研制的温控系统和商用系统开展了甲烷气体检测实验,与商用控制器相比,本文研制的温控仪获得的系统检测下限更低.该系统具有体积小、成本低、便于集成、工作稳定可靠的优点,在气体检测中有良好的应用前景.     

基于积分分离SNPID的果蔬膨化温度控制系统设计

在果蔬膨化温度闭环控制系统中,一般PID调节器参数难以根据环境变化实时自整定,无法实现对被控制对象的精确有效控制;此外,传统数字PID控制器在系统启动、停止或因加工不同果蔬原料而大幅增减温度设定值时,会因为PID控制器积分积累的影响,引起膨化温度控制系统超调增大,从而导致果蔬膨化温度控制系统相对稳定性降低。针对上述问题,提出了以SCL语言开发基于积分分离算法的单神经元PID控制器。将该积分分离SNPID控制器应用于果蔬膨化温度控制系统中,既能避免控制系统产生较大超调,又可通过调整权系数以增强控制系统的自适应能力,从而实现对果蔬膨化温度的精确有效控制。     

基于模糊PID控制的InGaAs光电探测器的温控系统

InGaAs光电探测器性能的好坏与环境温度的变化密切相关,为了使探测器能有良好的工作特性,其工作环境温度必须具有高稳定度。温度控制系统以MSP430F149为控制核心,使用参数自整定的模糊PID控制算法,以脉宽调制的方式驱动半导体制冷器工作,实现对光电探测器的高精度温度控制。并对模糊PID控制的控制效果进行了SIMULINK仿真,最后在InGaAs光电探测器上进行了温度控制的实验。实验结果表明设计的温度控制系统可以达到±0.02℃的高精度控制,完全符合实际应用需要。     

锅炉主蒸汽温度控制系统二次优化控制研究

锅炉主蒸汽温度关系到电厂的安全性和经济性,而主蒸汽温度控制具有大滞后、大惯性、扰动因素多的特点,常用的串级控制很难保证控制精度和稳定性。针对这类被控对象,进行了常规控制系统的分析,提出运用二次优化原理进行控制系统设计,并在控制系统中引入预估模型实现二次优化控制,最后增加非线性均方根放大器环节对优化控制系统再优化。以电厂锅炉主蒸汽温度控制系统为例,对二次优化控制进行了仿真研究,并与传统PID控制进行比较。结果表明,该方法显著提高了控制系统的动态特性、稳态精度及鲁棒性,实现了无超调量、无稳态误差的控制精度。     

航天相机主动热控测试系统设计

为了检测航天相机主动热控系统的功能、性能及可靠性,设计了主动热控仿真测试系统。依据传热学基本定律、航天器轨道理论和热控策略,给出了计算航天相机温度场的热网络数学模型,使主动热控系统能在模拟的空间热环境中连续工作,实现了对主动热控系统的闭环仿真测试。采用两个数字电位器相串联的方法模拟温度传感器的走势,得到的最大阻值为100 kΩ,精度达到10Ω,符合设计中对总电阻和电阻变化率的需求,实现了对主动热控系统的功能、性能以及可靠性的仿真测试。     

低轨道低能量空间光学遥感器热设计

为了保证空间光学遥感器所需温度条件,以被动热控为主、主动热控为辅的原则对其进行了热设计.分析了其轨道环境特点,计算了遥感器轨道寿命内原子氧通量,选择了一种玻纤增强聚四氟乙烯复合膜(β布)作为多层隔热组件面膜.根据其工作模式和外热流特点,确定了三个极端工况,以对日低温工况热设计为主要对象.热试验结果表明:热设计满足遥感器...     

Determination of spacecraft orientation by the temperature field analysis of its outer surface

It was demonstrated that by analysing temperature field of the outer surface of the spacecraft it is possible to determine its orientation — directions to the principal heat sources within the Solar system, including the Sun and the nearest planets. For the spacecraft with the simplest configuration, this problem can be solved analytically. In the real spacecraft there shall be simple heat-sensitive elements with weak thermal bond with the spacecraft and high sensitivity to the changing outer thermal conditions. The experiment has proved that the accuracy of orientation determination with the use of such temperature measurement reaches 5 ang. min at the rotation velocity of the spacecraft up to 30 ang. deg/min.     

航天相机主动热控测试系统设计

为了检测航天相机主动热控系统的功能、性能及可靠性,设计了主动热控仿真测试系统。依据传热学基本定律、航天器轨道理论和热控策略,给出了计算航天相机温度场的热网络数学模型,使主动热控系统能在模拟的空间热环境中连续工作,实现了对主动热控系统的闭环仿真测试。采用两个数字电位器相串联的方法模拟温度传感器的走势,得到的最大阻值为100 kΩ,精度达到10Ω,符合设计中对总电阻和电阻变化率的需求,实现了对主动热控系统的功能、性能以及可靠性的仿真测试。     

Ka频段飞行器测控与通信系统设计

传统基于S频段的统一载波测控系统受工作频率低、频带窄的特点限制,无法满足各类飞行器测控与通信系统对高速数传、宽带扩频、克服“黑障”、抗干扰等方面日益增长的需求,给系统设计带来了新的挑战。本文提出一种基于Ka频段直接序列扩频通信体制的实现遥测、外测、遥控等功能的飞行器测控与通信系统,给出了系统架构及主要设备组成,同时对地面测试方案进行了介绍。该系统具备体积小、频带宽、扩展性好等特点,可用于未来空间飞行器特别是小型化、大容量飞行器设计。     

大型航天器热管理系统分析技术研究

大型航天器热管理的一个重要内容就是从总体角度实现系统级的分析。本文以假想的空间实验室为例,数值模拟了该航天器热管理系统的温度分布。在此基础上,使用最速下降法,通过分析计算给出了冷凝干燥换热器温度控制在一定范围内,热管理系统的内外回路最小流量要求及低温内回路三个支路流量分配。后者寻找设计参数的分析过程和分析方法同样可以应用于敏感性分析、优化设计、实验参数修正等系统分析。总之,本文初步实现了热管理系统分析。     

多层隔热材料飞行试验研究综述

考虑在低地球轨道中热控材料的性能变化直接影响航天器的温度,本文从3个方面研究了多层隔热组件的在轨性能变化。首先,介绍了地面模拟空间环境对热控材料的破坏试验;然后,重点对比分析了哈勃望远镜、长期暴露装置和国际空间站上多层隔热组件样本的试验数据,得到了相关的材料性能结果;最后,详细描述了哈勃望远镜维修用多层隔热组件面膜的地面筛选试验。通过对比在轨飞行数据和地面试验数据发现,影响近地轨道卫星多层隔热组件面膜寿命的首要因素是原子氧和温度循环的共同作用,紫外照射和带电粒子的影响相对较弱。该结论为地面加速试验的规划与修正和长寿命航天器的热设计提供了参考依据。     

红外热像仪SiTF的测试研究

信号传递函数(SiTF)是评价红外热像仪性能的最基本且最关键的技术指标之一，它是响应度函数的线性部分，从响应度函数测试曲线中可得到待测系统增益、线性度、动态范围和饱和度的信息。采用高精度的双黑体反射靶标评估系统对CEDIT IIA型热像仪的SiTF进行了测试分析。该系统保证了背景辐射的均匀稳定，且受环境温度变化的影响极小，从而大大提高了测量的准确性和可靠性。最后给出了测试SiTF时出现波动的多种可能原因。     

Methods for creating the self-regulating mechanisms of passive systems for ensuring thermal regime of devices for space application

The passive systems for ensuring the thermal regime of space objects, which are in current use, can preserve the temperature at the same level only under a certain orientation of spacecraft and at a constant heat release of the equipment. At a variable orientation of the space object, its temperature may vary due to a possible illumination of the radiator-emitter of the system for ensuring the thermal regime by the solar or planet radiation. At a variable heat release the object temperature changes due to an off-design regime of the radiator operation. To compensate for the given effects the active elements are used — the heaters and coolers. This reduces the reliability of thermal regulation system and, consequently, the reliability of the entire spacecraft. The solutions are proposed, which create in the absence of active elements in the thermal regulation system the internal mechanisms enabling a compensation of the variability of heat fluxes both at a reorientation of the spacecraft and at a variation of the internal heat release.