本发明涉及航空领域，具体涉及卫星反作用飞轮控制。
背景技术：
1、反作用飞轮是卫星姿态控制系统的核心执行部件，其通过自身角动量的变化产生反作用力矩，实现对卫星姿态的机动与稳定控制，其性能直接影响卫星对地观测精度、通信天线指向稳定性等关键任务指标。
2、在反作用飞轮控制系统中，目前普遍采用的架构是以无刷直流电机作为动力输出单元，并配合光电编码器作为主要速度反馈元件。该组合能够有效提升飞轮的转速控制精度，其中，霍尔传感器除作为速度反馈的备份元件外，还是获取电机换相信息的唯一来源。因此该设计存在单点故障风险，难以满足高可靠卫星的应用需求，一旦霍尔传感器因空间辐射效应、机械振动或电气老化等原因发生故障，将导致飞轮停转，进而引起卫星姿态失控，触发整星进入安全模式，最终可能造成卫星任务失败。
3、针对上述问题，现有的解决方案如下：
4、第一，采用硬件冗余方式，即通过增加备份霍尔传感器以提高系统可靠性，该方法受限于飞轮控制电路板的布局空间与飞轮整机尺寸，同时会导致研制成本显著增加。
5、第二，无霍尔传感器方案即无感控制，该方法目前尚无法满足卫星高精度控制的严格要求。
6、综上所述，现有反作用飞轮控制技术存在霍尔传感器单点故障风险，其主流的硬件冗余解决方案也因成本高昂和空间限制存在明显局限性，难以满足反作用飞轮高可靠性、小型化及低成本的设计要求。
技术实现思路
1、本发明克服现有飞轮系统中“霍尔元件失效即宕机”的技术瓶颈。本发明提供如下方案：
2、方案一、一种反作用飞轮双冗余换相控制方法，其特征在于，
3、若霍尔传感器正常运行，则根据霍尔传感器换相逻辑控制反作用飞轮；
4、若霍尔传感器失效，则进一步判断是否重启反作用飞轮，
5、若不重启，则根据增量式编码器换相逻辑控制反作用飞轮；
6、若重启，则执行以下步骤：
7、执行寻零操作，直到寻零结束，并退出寻零操作，根据增量式编码器换相逻辑控制反作用飞轮。
8、进一步地，在本发明的一个实施例中，所述增量式编码器换相逻辑是指：
9、若q’≤q1，则所述反作用飞轮正转时按对应关系表中q1对应的正转时霍尔状态的导通顺序工作，反转时按照q1对应的反转时霍尔状态的导通顺序工作；
10、若qn-1＜q’≤qn，则所述反作用飞轮正转时按所述对应关系表中qn对应的正转时霍尔状态的导通顺序工作，反转时按照qn对应的反转时霍尔状态的导通顺序工作；
11、若q6＜q’，则所述反作用飞轮正转时按所述对应关系表中q6对应的正转时霍尔状态的导通顺序工作，反转时按照q6对应的反转时霍尔状态的导通顺序工作；
12、q’为当前霍尔状态下的脉冲计数值与相邻脉冲计数值的理论差值m的余数；q1、qn和q6为所述对应关系表中的6个标定脉冲计数值，n取值为2~5。
13、进一步地，在本发明的一个实施例中，所述反作用飞轮冗余换相控制过程中涉及增量式编码器、霍尔传感器和处理器dsp，所述处理器dsp包括捕获模块ecap和正交编码脉冲模块eqep，所述的对应关系表通过以下步骤获得：
14、步骤s1，飞轮轮体每旋转一周，所述增量式编码器输出一个索引脉冲信号qepi，正交编码脉冲模块eqep在所述索引脉冲信号qepi到来时将内置的位置计数器复位；
15、步骤s2，所述捕获模块ecap捕获所述飞轮轮体正转一圈过程中霍尔传感器输出信号的边沿，将当前的霍尔状态和对应的绝对脉冲计数值作为所述反作用飞轮正转时的标定数据；
16、所述霍尔传感器输出信号的边沿包括上升沿和下降沿；
17、步骤s3，基于反作用飞轮正转时标定数据中的绝对脉冲计数值，获得6个标定脉冲计数值，对获得的标定脉冲计数值进行排序为q1<q2<q3<q4<q5<q6，将排序后的所述标定脉冲计数值和对应的霍尔状态作为正转编码器脉冲标记表；
18、所述的6个标定脉冲计数值包括q1、q2、q3、q4、q5、q6；
19、步骤s4，在反作用飞轮反转情况下，重复步骤s2和步骤s3，获取反转编码器脉冲标记表；
20、步骤s5，基于步骤s3和步骤s4获得的正转编码器脉冲标记表和反转编码器脉冲标记表，以标定脉冲计数值作为索引，将两个编码器脉冲标记表中的数据做对应，获得正转和反转的对应关系表。
21、进一步地，在本发明的一个实施例中，步骤s3所述基于反作用飞轮正转时标定数据中的绝对脉冲计数值，获得6个标定脉冲计数值，具体为：
22、设所述飞轮轮体每旋转一圈将输出的脉冲总数为n次，反作用飞轮的极对数为p；则所述飞轮轮体每旋转一圈经历6*p次霍尔状态切换，同一霍尔状态下相邻脉冲计数值的理论差值为m=n/p；同一霍尔状态对应p组所述绝对脉冲计数值和霍尔状态，将同一霍尔状态的所述绝对脉冲计数值对相邻绝对脉冲计数值的所述理论差值m取余数后，再对这些余数求平均值，得到该霍尔状态对应的标定脉冲计数值，其余霍尔状态依同样方法处理，得到六个标定脉冲计数值，排序后从小到大分别记为q1、q2、q3、q4、q5、q6。
23、进一步地，在本发明的一个实施例中，所述的寻零操作为：
24、控制反作用飞轮以极低转速转动，实时捕获编码器输出的索引脉冲信号qepi，若捕获到所述索引脉冲信号qepi，则对正交编码脉冲模块eqep的位置计数器执行复位操作，寻零结束。
25、方案二、一种反作用飞轮系统控制系统，所述反作用飞轮系统控制系统包括处理器dsp、霍尔传感器信号采集单元、增量式编码器信号采集单元、电流采集单元、驱动电路和通讯单元；
26、所述处理器dsp内部嵌入有计算机程序实现的数据处理模块、脉宽调制模块epwm、捕获模块ecap、正交编码器脉冲模块eqep和ad转换模块；
27、霍尔传感器信号采集单元，用于采集霍尔传感器输出的信号，并将其发送给处理器dsp的捕获模块ecap；
28、增量式编码器信号采集单元，用于采集编码器输出的信号，并将其发送给处理器dsp的正交编码脉冲模块eqep；
29、电流采集单元，用于采集飞轮驱动无刷直流电机的母线电流，并将其放大之后发送给处理器dsp的ad转换模块；
30、驱动电路，用于根据接收到的pwm信号产生直流电机驱动信号发送给无刷直流电机；
31、所述计算机程序运行时，执行上述方法任一所述的换相方法。
32、进一步地，在本发明的一个实施例中，所述处理器dsp内部还嵌入有通讯单元，所述通讯单元用于与卫星平台中心机进行数据交互。
33、本发明所述的反作用飞轮双冗余换相控制方法是基于霍尔传感器和增量式编码器实现的，有效克服了现有飞轮系统中“霍尔元件失效即宕机”的技术瓶颈，并且无需增加硬件改动及测试，仅通过软件的标定即可实现霍尔传感器与增量式编码器的双冗余换相控制。具体有益效果包括：
34、1、本发明所述的反作用飞轮换相控制方法，是一种双冗余换相控制方法，使用该控制方法进行反作用飞轮换相与现有技术的控制方法为设计构思完全不同技术方案，主要区别在于，现有技术中，反作用飞轮换相控制仅依赖霍尔传感器存在单点故障风险，而通过增加备份霍尔传感器存在硬件冗余问题，不使用霍尔传感器存在目前尚无法满足卫星高精度控制的问题。为解决上述技术问题，本发明设计了反作用飞轮双冗余换相控制方法，通过基于绝对脉冲计数值所在区间判定绕组导通顺序的逻辑实现换相，作为反作用飞轮的故障应对策略，在检测到霍尔传感器失效时立即启用该换相控制方法，以确保飞轮持续正常工作，同时维持飞轮转速控制精度不受影响。而且该方法可以仅通过软件的标定实现霍尔传感器与增量式编码器的双冗余换相控制。
35、2、本发明所述的增量式编码器换相逻辑，该方法作为反作用飞轮的故障应对策略，在检测到霍尔传感器失效时立即启用，以确保飞轮持续正常工作。反作用飞轮采用无刷直流电机，并以六步换相方式进行控制。电机每旋转60°电角度，霍尔状态即发生一次变化，该变化标志着换相点的到来。鉴于换相点与编码器绝对脉冲计数值之间的对应关系已通过地面标定提前确定，因此在后续霍尔传感器失效的故障模式下，系统可根据当前绝对脉冲计数值所在的区间，判定绕组导通顺序的逻辑，从而实现精确的换相控制。该方法有效保证了飞轮转速的控制精度不受影响。
36、本发明所述的方法适用于对卫星姿控系统核心执行机构反作用飞轮的处理。