基于线性霍尔的微纳卫星反作用飞轮控制方法与流程

本发明涉及反作用飞轮，具体涉及一种基于线性霍尔的微纳卫星反作用飞轮控制方法。

背景技术：

近二十年来，微电子、微机械、计算机、通信和能源等技术取得了突飞猛进的发展，通过采用这些高新技术使相同功能的卫星重量和体积大幅度减小，出现了功能较为全面的微纳卫星甚至皮卫星。微纳卫星具有许多大型卫星不可比拟的优点，例如体积小、重量轻、研制成本和发射成本低、研制周期短。由于采用新设计思路、新技术、新管理模式的制造和生产方式，微纳卫星已成为最活跃、最富挑战性和具有广阔商业前景的空间技术领域，也是21世纪初卫星技术发展的重要趋势。

大卫星采用的喷气姿态机动方式需要专门的冷气或热气喷气系统作为执行机构，增加了卫星的重量、成本和技术复杂性，不适合小卫星“快、好、省”的原则。反作用飞轮不仅可以作为姿态稳定控制执行机构，还可作为姿态机动控制执行机构，是微纳卫星姿态控制首选方案，这样“一物多用”有利于提高微纳卫星的功能密度，所以研制满足微纳卫星姿态控制要求的轻量化、高控制精度的微型反作用飞轮对推进我国航天事业未来在微纳卫星领域的发展具有重要意义。

现有技术中，对飞轮的控制，使用光电编码器和开关霍尔传感器获得飞轮转子位置及速度等信息，这样重量较大、成本较高，不满足微纳卫星对重量、成本的要求。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种基于线性霍尔的微纳卫星反作用飞轮控制方法，成本低，控制效果稳定、驱动效率高。

为了达到上述的目的，本发明提供一种基于线性霍尔的微纳卫星反作用飞轮控制方法，包括：（1）从三个沿同一圆周均匀分布的线性霍尔传感器输出信号中获取反作用飞轮电机转子位置的电气角 及转子角速度；（2）由三个线性霍尔传感器输出信号得到反作用飞轮电机定子三相电流控制指令的参考信号，实现反作用飞轮控制。

上述基于线性霍尔的微纳卫星反作用飞轮控制方法，其中，所述步骤（1）中，对应于电机定子三相电流，三个线性霍尔传感器分别为A相线性霍尔传感器、B相线性霍尔传感器和C相线性霍尔传感器，定义A相线性霍尔传感器、B相线性霍尔传感器和C相线性霍尔传感器的输出信号经模数A/D变换后分别为、、，有：

（1）

式中，为气隙磁场基波霍尔电势幅值；为霍尔传感器的霍尔电势系数；为霍尔传感器的励磁电流；为被敏感气隙磁场的磁感应强度峰值；为转子所在位置的电气角，为转子角速度；

由式（1）有：

（2）

（3）

（4）

（5）

（6）

得到转子位置的电气角以后，计算转子角度增量对角速度采样时间的微分，由式（6）即得到转子角速度：

（7）

式（7）中，为第时刻的转子角速度，单位；为第时刻的转子位置的电气角，单位为；为角速度采样周期，单位为；表示角速度采样时刻。

上述基于线性霍尔的微纳卫星反作用飞轮控制方法，其中，所述步骤（2）中，转子角速度与上位机提供的角速度给定信号相减作为速度控制器的输入，由速度控制器输出转矩电流指令；

由式（3）有：

（8）；

转矩电流指令分别与、、相乘产生A相电流控制指令、B相电流控制指令和C相电流控制指令，、和分别与A相实际电流、B相实际电流和C相实际电流相减后输入电流控制器，通过电流控制器闭环调节后得到反作用飞轮电机定子A相相电流控制指令、B相相电流控制指令和C相相电流控制指令，、和分别经PWM控制器后产生反作用飞轮电机定子A相PWM信号、B相PWM信号和C相PWM信号，A相PWM信号、B相PWM信号和C相PWM信号通过三相逆变器实现对电机定子三相电流的控制。

与现有技术相比，本发明的技术效果是：

本发明的基于线性霍尔的微纳卫星反作用飞轮控制方法，使用线性霍尔传感器代替光电编码器和开关霍尔传感器，可以降低电机成本、减少安装工序以引线数，只要控制器电路板A/D模块精度满足使用要求就可以保证转子位置、角速度反馈信息的高精度；

本发明的基于线性霍尔的微纳卫星反作用飞轮控制方法，采用的基于线性霍尔的直流无刷电机磁场定向控制算法不需要在静止三轴坐标系和同步旋转两轴坐标系之间进行繁琐CLARK-PARK变换和PARK-CALRK逆变换运算的情况下就可直接在静止三轴坐标系中产生各相电流控制指令，实现电机的高效率驱动，减少了对存储和计算资源的要求。

附图说明

本发明的基于线性霍尔的微纳卫星反作用飞轮控制方法由以下的实施例及附图给出。

图1是本发明一较佳实施例中微纳卫星用反作用飞轮的结构示意图。

图2是本发明一较佳实施例中微纳卫星用反作用飞轮电机定子的结构示意图。

图3是本发明一较佳实施例中三个线性霍尔传感器输出电压信号波形示意图。

图4是本发明的基于线性霍尔的微纳卫星反作用飞轮控制方法的示意图。

图5是本发明中在角速度给定信号为50r/min时反作用飞轮实际转速数据。

图6是本发明中在角速度给定信号为200r/min时反作用飞轮实际转速数据。

图7是本发明中在角速度给定信号为600r/min时升速过程反作用飞轮转速数据。

具体实施方式

以下将结合图1～图7对本发明的基于线性霍尔的微纳卫星反作用飞轮控制方法作进一步的详细描述。

本发明使用线性霍尔传感器代替光电编码器和开关霍尔传感器，利用线性霍尔传感器输出信号获得飞轮转子位置及速度等信息。

图1所示为本发明一较佳实施例中微纳卫星用反作用飞轮的结构示意图，图1所示为本发明一较佳实施例中微纳卫星用反作用飞轮电机定子（以下简称定子）的结构示意图。结合图1和图2，本实施例中，微纳卫星用反作用飞轮采用直流无刷电机，该定子为14极、12槽分槽绕组，绕组为三角形连接；对应于电机的A、B、C三相绕组有三个线性霍尔传感器，分别是A相线性霍尔传感器2、B相线性霍尔传感器3和C相线性霍尔传感器4，三个线性霍尔传感器均设置在电机定子上，沿同一圆周均匀分布，即任意相邻两个线性霍尔传感器之间成120°；在电机定子外套设有飞轮本体1，飞轮本体1的内壁上安装有磁钢，磁钢和飞轮本体1构成反作用飞轮电机转子（以下简称转子）；在反作用飞轮电机一侧设有控制器电路板5。

直流无刷电机气隙磁场波形是正弦波，当线形霍尔传感器处于正弦波气隙磁场中时，线性霍尔传感器的输出电压信号与气隙磁场分布的波形相同且幅值固定，如图3所示。定义A相线性霍尔传感器2、B相线性霍尔传感器3和C相线性霍尔传感器4的输出信号经模数A/D变换后分别为、、，有：

（1）

式中，为气隙磁场基波霍尔电势幅值；为霍尔传感器的霍尔电势系数，单位为；为霍尔传感器的励磁电流，单位为；为被敏感气隙磁场的磁感应强度峰值，单位为；为转子所在位置的电气角，为转子角速度，单位为。转子位置的任何变化都会使线形霍尔传感器输出信号改变，因此可以从线形霍尔传感器输出信号中获得转子位置的电气角、转子角速度等信息，具体实现方法如下：

由式（1）有：

（2）

（3）

（4）

（5）

（6）

得到转子位置的电气角以后，计算转子角度增量对角速度采样时间的微分，由式（6）即可得到转子角速度：

（7）

式（7）中，为第时刻的转子角速度，单位；为第时刻的转子位置的电气角，单位为；为角速度采样周期，单位为；表示角速度采样时刻。

如图4所示，通过、、获得的转子位置的电气角输入电机角速度计算器，由电机角速度计算器根据公式（7）计算获得转子角速度，电机角速度计算器计算获得的转子角速度与上位机提供的角速度给定信号相减作为速度控制器的输入，速度控制器根据PID控制输出转矩电流指令。

当线性霍尔传感器处于正弦波气隙磁场中时，其输出电压信号不但与气隙磁场分布的波形相同，而且与反电动势波形的频率相同，相位差为定值。利用这个特点，由式（3）有：

（8）

由式（8）可知当线形霍尔传感器与反电动势安装位置相差30电角度时，可将、、当作反作用飞轮电机定子各相相电流控制命令的参考信号，从而实现基于线形霍尔的反作用飞轮控制方法如图4所示。

转矩电流指令分别与、、相乘产生A相电流控制指令、B相电流控制指令和C相电流控制指令，、和分别与A相实际电流、B相实际电流和C相实际电流相减后输入电流控制器，通过电流控制器闭环调节后得到反作用飞轮电机定子A相相电流控制指令、B相相电流控制指令和C相相电流控制指令，、和分别经PWM控制器后产生反作用飞轮电机定子A相PWM信号、B相PWM信号和C相PWM信号，A相PWM信号、B相PWM信号和C相PWM信号通过三相逆变器实现对定子三相的控制，控制反作用飞轮电机实际相电流与反电动势同相，实现转矩最大化，实现最大效率的输出。

本实施例中，设直流无刷电机的额定电压为12V，最大加速工作电流1A，转矩系数13mNm，额定转速n=6000rpm；线性霍尔传感器型号为霍尼韦尔（honeywell）SS495B；控制器电路板使用意法公司的STM32F103C8T6，运行速度为72MIPS，片上具有16位硬件定时器，12位精度AD最大转换速率为1M；线性霍尔传感器输出信号与STM32F103C8T6片上AD模块连接实现信号反馈输入；速度给定信号由上位机通过串行口提供。如图5、图6所示，分别给出了角速度给定信号为50r/min和 200r/min时反作用飞轮实际转速数据，图7给出了角速度给定信号为600r/min时反作用飞轮升速过程转速变化数据。从图5、图6可以看出在上位机给定速度命令后，转速控制精度在2r/min以内，角动量控制常值偏差满足星上使用要求，由图7可以看出反作用飞轮转速控制系统稳定时间、超调量、稳态误差、上升时间等指标性能上都达到了较好控制效果。

需要说明的是，本发明对微纳卫星反作用飞轮的具体结构不作限制，只要反作用飞轮采用直流无刷电机即可。