【技术实现步骤摘要】
一种适用卫星S轴的结构与控制双备份反作用飞轮系统及控制方法
[0001]本专利技术涉及一种适用卫星S轴的结构与控制双备份反作用飞轮系统及控制方法,属于空间执行机构
技术介绍
[0002]卫星及相关技术正应用于通信、导航、遥感、空间科学实验等领域,但是太空中因为太空射线辐射等原因会对卫星部件造成永久性损伤,导致卫星的使用寿命较短,提升可靠性的同时降低成本,是卫星技术获得更广泛应用的前提。反作用飞轮(以下简称“飞轮”)是卫星上不可或缺的姿态控制机构,其可靠性决定了卫星的姿态的可控性。现有飞轮几乎均采用单电路控制系统与单轮体结构,在三个正交轴进行飞轮排布,这种模式可靠性欠佳,因为一旦太空辐照等外部因素对飞轮控制的电学器件造成损伤或因轴承失效导致结构失效则整套飞轮控制系统会陷入停摆状态,进而失去了对卫星姿态的调控能力,例如对光学成像卫星而言,失去卫星的姿态控制能力则意味着对卫星的光学相机载荷指向方向失去控制,导致无法获取目标成像。
[0003]为了提高反作用飞轮姿态调控系统的可靠性,使卫星在轨服役时间更长,通常采取的措施是选用更高的抗辐照度器件,这样虽可以达到一定程度上使用寿命的延长,但是宇航级器件的成本呈指数级增加。
[0004]国内外许多研究者开展了反作用飞轮系统的可靠性设计研究。房晓伟,陈茂胜,孔令波,孙金傲.基于FPGA的高可靠反作用飞轮控制算法研究[J].测试技术学报,2020,第34卷(1):83
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88,92提出了基于现场可编程门阵列(FPGA)研究了高可靠反作用飞轮 ...
【技术保护点】
【技术特征摘要】 【专利技术属性】
1.一种适用卫星S轴的结构与控制双备份反作用飞轮系统,其特征在于,包括六个数字霍尔传感器、两个飞轮轮体、两个直流无刷电机和一个具有冷备份功能的控制系统板;其中,两个飞轮轮体分别位于卫星的S轴的上下两端,平行排列,并均与具有冷备份功能的控制系统板相连;每三个数字霍尔传感器彼此互为空间120
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对称地安装在一个飞轮轮体的定子上,飞轮轮体固定在直流无刷电机的转子上,直流无刷电机与具有冷备份功能的控制系统板均固定在飞轮系统外壳上。2.根据权利要求1所述的一种适用卫星S轴的结构与控制双备份反作用飞轮系统,其特征在于,所述具有冷备份功能的控制系统板包括三个核心处理器STM32、四组集成驱动、四个电流传感器和两个MOSFET开关阵列,三个核心处理器STM32包括STM32
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X、STM32
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Y、STM32
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Z,四组集成驱动包括第一集成驱动、第二集成驱动、第三集成驱动、第四集成驱动,四个电流传感器包括第一电流传感器、第二电流传感器、第三电流传感器、第四电流传感器,两个MOSFET开关阵列包括MOSFET开关阵列A和MOSFET开关阵列B,均集成在一张PCB电路板上,PCB电路板接口与直流无刷电机、数字霍尔传感器之间使用导线连接;STM32
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X与STM32
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Y型号相同,STM32
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X与STM32
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Y中每个核心处理器至少集成有两组独立ADC、一个UART、十八个GPIO信号接口和产生十二路PWM波的功能模块;两组独立ADC包括ADCX、ADCY,ADCX与第一电流传感器的信号输出接口相连,ADCY与第二电流传感器的信号输出接口相连,在十八个GPIO信号接口中,六路GPIO信号接口与第一集成驱动的控制信号输入接口相连,六路GPIO信号接口与第二集成驱动的控制信号输入接口相连,三路GPIO信号接口与MOSFET开关阵列A的霍尔隔离阵列x相连,分别通过霍尔隔离阵列x接收被安装在电机x下方的三个数字霍尔传感器的电压信息,另外三路GPIO信号接口与MOSFET开关阵列A的霍尔隔离阵列y相连,分别通过霍尔隔离阵列y接收被安装在电机y下方的三个数字霍尔传感器的电压信息;两个直流无刷电机包括电机x和电机y;STM32
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Z至少集成有一个CAN模块、两个UART、四个GPIO信号接口,CAN模块与飞轮星上接口相连,用于与姿态控制下位机通信,两个UART包括第一UART和第二UART,第一UART与STM32
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X的UART相连,用于STM32
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X与STM32
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Z的通信,第二UART与STM32
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Y的UART相连,用于STM32
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Y与STM32
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Z的通信,四个GPIO信号接口中,两路GPIO信号接口分别连接MOSFET开关阵列A的控制栅极x与控制栅极y,对MOSFET开关阵列A实现控制与供电,另外两路GPIO信号接口分别连接MOSFET开关阵列B的控制栅极x与控制栅极y,对MOSFET开关阵列B实现控制与供电。3.根据权利要求2所述的一种适用卫星S轴的结构与控制双备份反作用飞轮系统,其特征在于,每组独立的ADC,用于采集电流模拟信号,进而解算出采样电流数字信号;每组集成驱动,用于响应核心处理器STM32输出的PWM控制电压,从而实现对飞轮的转速和力矩电流的实时控制;每个电流传感器,用于串联在其所对应的集成驱动和飞轮轮体间的主回路中,从而获得采样电流模拟信号,采样电流模拟信号经运放放大后输出给对应的一组ADC。4.根据权利要求2所述的一种适用卫星S轴的结构与控制双备份反作用飞轮系统,其特征在于,主控制系统包括STM32
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X、第一集成驱动、第二集成驱动、第一电流传感器、第二电流传感器;其中,第一集成驱动与第一电流传感器为电机x及飞轮轮体x的电路控制部分,第二集成驱动与第二电流传感器为电机y及飞轮轮体y7的电路控制部分;两个飞轮轮体包括飞轮轮体x和飞轮轮体y7;
冷备份控制系统包括STM32
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Y、第三集成驱动、第四集成驱动、第三电流传感器、第四电流传感器;两个MOSFET开关阵列用于执行主控制系统与冷备份控制系统之间的隔离任务;MOSFET开关阵列A包括驱动隔离阵列x、霍尔隔离阵列x、驱动隔离阵列y、霍尔隔离阵列y、控制栅极x、控制栅极y;其中,驱动隔离阵列x与霍尔隔离阵列x分别包括三个MOSFET晶体管,这六个MOSFET晶体管的栅极互连形成控制栅极x,驱动隔离阵列x的三个MOSFET晶体管的源极分别与第一集成驱动的U、V、W三个驱动输出接口相连,驱动隔离阵列x的三个MOSFET晶体管的漏极分别与电机x的U、V、W三个驱动输入接口相连,霍尔隔离阵列x的三个MOSFET晶体管的源极分别与STM32
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X的三路GPIO信号接口相连,霍尔隔离阵列x的三个MOSFET晶体管的漏极分别与电机x下方安装的三个数字霍尔传感器的三个信号输出接口相连,在控制栅极x处施加的电压高低控制驱动隔离阵列x与霍尔隔离阵列x中MOSFET晶体管的源极与漏极之间的导通与关断,实现对飞轮轮体x的主控制系统的导通与关断;驱动隔离阵列y与霍尔隔离阵列y分别包括三个MOSFET晶体管,这六个MOSFET晶体管的栅极互连形成控制栅极y,驱动隔离阵列y的三个MOSFET晶体管的源极分别与第二集成驱动的U、V、W三个驱动输出接口相连,驱动隔离阵列y的三个MOSFET晶体管的漏极分别与电机y的U、V、W三个驱动输入接口相连,霍尔隔离阵列y的三个MOSFET晶体管的源极分别与STM32
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X的三路GPIO信号接口相连,三个MOSFET晶体管的漏极分别与电机y下方安装的三个数字霍尔传感器的三个信号输出接口相连,在控制栅极y处施加的电压高低控制驱动隔离阵列y与霍尔隔离阵列y中MOSFET晶体管的源极与漏极之间的导通与关断,实现对飞轮轮体y7的主控制系统的导通与关断。5.根据权利要求2所述的一种适用卫星S轴的结构与控制双备份反作用飞轮系统,其特征在于,STM32
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X接收STM32
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Z下达的指令信息,与当前转速信息对比后,转化为具体的PWM电压控制信号,同时,STM32
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X通过自检信息判断主控制系统功能与飞轮轮体是否正常,若不正常,则通过UART通信上报STM32
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Z,通过STM32
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Z控制MOSFET开关阵列A和MOSFET开关阵列B,将出现问题的电机与飞轮轮体的控制驱动系统切换为STM32
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Y对应的冷备份控制系统;STM32
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Z用于接受星载中心计算机下发到姿态控制下位机,发送至飞轮驱动系统的指令信息,并上报转速、加速度,是否启用备份系统等信息,同时接收STM32
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X与STM32
技术研发人员:杨林,张智腾,王岩松,丁鑫然,仪明洋,姚怡康,
申请(专利权)人:山东大学,
类型:发明
国别省市:
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