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微小飛輪高集成度高精度力矩模式控制方法及實驗研究
 
 

                                                 姜麗婷,韓邦成,劉  剛,王志強
                                (北京航空航天大學儀器科學與光電工程學院,北京100191)
       摘要:為滿足微納衛星對微小飛輪數字控制系統集成化、小體積、低功耗和高精度的要求,建立了微小E輪的數學模型,提出一種基于多開關霍爾的速率反饋干擾力矩補償方法,設計了以FPeA為核心的數字控制系統,在FPGA上實現了PID控制、換相邏輯、PwM、Rs232串口通信、轉速測量以及電流的A,D采樣觸發等時序邏輯功能。實驗結果表明,該力矩模式高集成度數字控制系統硬件實現簡單、體積小、功耗低、可靠性高,并驗證了基于多開關霍爾速率反饋干擾力矩補償方法的有效性,實現了微小飛輪高精度力矩模式控制。
  關鍵詞:微小飛輪;現場可編程門陣列;永磁無刷直流電機;力矩補償

      中圖分類號:TM351;TM36+1    文獻標志碼:A    文章編號:I001—6848(2010)080047—05

0引言

      隨著空間技術的發展,微納衛星技術已成為最活躍、最富于挑戰性的空間技術:微小飛輪是微納衛星高精度姿態穩定控制系統的核心執行機構。微納衛星事業的蓬勃發展,對微小飛輪研究工作的需求也不斷增長{1}。微小飛輪及其控制系統具有集成化、質量輕、結構復雜且尺寸小的特點。
  微小飛輪的控制普遍使用力矩控制或速度控制。力矩控制方式簡單而實用,在測速精度不太高的情況F仍能提供較高的控制精度。國內外的微小飛輪大多選用力矩模式的控制方式{2}。該控制方式多以飛輪電機的電樞電流作為反饋量,因其反饋回路中不包含飛輪動力學部分,因此對飛輪控制特性無改善,特別是對摩擦力矩元補償能力,并且無法抑制擾動力矩,類似于開路控制。難以實現較高的輸出力矩精度。文獻[3]中提出一種基于狀態觀測器的反作用輪低速特性補償方法,但算法過于復雜,計算量大,可靠性低。文獻[4]采用速率補償的方法提高飛輪輸出力矩精度,但它使用增量式光電編碼器作為測速裝置。微小飛輪由于體積和功率限制,使用光電碼盤或旋轉變壓器等體積龐大,系統復雜的測速裝置是不現實的。在微小飛輪數字控制系統的實現方面,目前大多由單片機或DsP實現。單片機在算法實現上速度較慢,無法滿足高速實時控制要求{5-7}。DsP雖然在算法實現上速度快,但外圍電路較復雜,不易滿足微小飛輪電路小型化的要求{8}。并且由于DsP芯片采用中斷工作模式對信號的處理、傳輸都存在一定的滯后,影響了電機控制的精度。而FPGA外圍電路簡單,實時控制速度快,并行結構穩定可靠,適用于微小飛輪。
  為了確保微小飛輪系統的可靠性,滿足小體積、輕質量的要求,本文提出一種基于多開關霍爾的速率反饋干擾力矩補償方法,并設計一種以FPGA為核心的控制系統,提高微小飛輪集成度及輸出力矩精度。

l微小飛輪速率反饋補償控制
l.1微小飛輪動力學模型
    微小飛輪的控制原理是利用無刷直流電機使飛輪加速或減速,產生的反作用力矩作為控制力矩,該力矩可用來改變衛星姿態,亦可用來吸收干擾力矩,保持衛星姿態不變。作用于微小飛輪上的力矩主要有兩個:飛輪電機的電磁力矩Tm以及軸承摩擦力矩Tf。根據牛頓第三定律,微小飛輪的輸出力矩Tc與飛輪轉子所受的合力矩To大小相等,方向相反:

l.2系統控制原理
    微小飛輪由于體積和功率的限制,通常選擇滾珠軸承,從而帶來的軸承摩擦,是飛輪系統的主要干擾源。為了抑制飛輪系統中的干擾,提高微小飛輪系統的控制精度,根據文獻[4]中提到的方法,在電流閉環控制的基礎上,再通過引入速率反饋對干擾力矩進行補償,使得輸出力矩能更好的跟蹤力矩指令。微小飛輪系統結構如圖l所示。

    圖2給出了微小飛輪控制系統的數學模型。使用經典控制理論的PID控制方法完成電流閉環..對力矩指令積分,可得速率的指令值,將其與測速裝置反饋回來的實際速度信號比較后,將差值送人補償用的PD控制器,得到所需的補償力矩TF1。這里Tf1不能直接用來補償,需要將其等效為電機的補償電壓uf1,利用uf1產生的力矩來補償摩擦力矩的影響。

   圖中,R為電機電樞的電阻,L為電機電樞的電感,E為電機轉子旋轉產生的反電勢,Ke為反電勢與轉速的系數關系。墨為補償力矩Tn到補償電壓uf1的轉換環節。虛線框內為直流無刷電機固有特性的建模。
  系統的閉環傳遞函數為

2基于FPGA的數字控制系統設計
      以FPcA(neld Pr。grammahle GateArray)為核心,其特點是數據并行運算,運算速度快,可靠性高,滿足航天級的要求。整個控制系統結構如圖3所示。主要包括以FPGA為核心的控制器、通信模塊、A/D轉換模塊、電流采樣模塊、測速模塊及功率驅動模塊。永磁無刷直流電機定子為三相星形六狀態接法。
  通信模塊負責FPcA與上位機的通信,實現電機控制系統參數的上傳與控制指令的接收。安裝在電機定子上的三路霍爾信號經過濾波電路后,發送到FPGA完成電機轉速和轉動方向的檢測,并通過邏輯組合產生PwMl、PwM2、PwM3、PwM4、PwM5、PwM6換向信號,實現電機的正反轉換相。電機繞組電流由采樣模塊測出后,通過模擬電路放大,ADl674定時對放大后的電流信號進行采樣,將電流的數字信號發送到FPGA,用于電流環的PID運算,并綜合由霍爾信號算得的速率值進行補償,產生PwM4調制信號,控制電機繞組電流的大小,來實現對飛輪輸出力矩的控制。功率驅動模塊驅動三相六狀態橋的六個功率管的開通與關斷,不同的換向邏輯控制六個功率管不同的開關順序,來實現電機的正反轉。

2.1星形三相六狀態逆變器換相的實現
本文研究對象無刷直流電機以三個霍爾信號h1、h2、h3獲得轉子位置信號。霍爾信號的上升沿超前反電動勢正向過零點30個電角度,由此關系設計六個開關管的正反轉換相邏輯,產生PWMl、PWM2、PWM3、PWM4、PWM5、PWM6六路換向信號。通過改變逆變器開關管的邏輯關系,使電樞繞組各相導通順序變化來實現電機的正反轉。


2.2基于FPGA的PID算法實現
   以圖2中的電流環PID算法的實現為例,控制器的模型為:

  這種算法有效的利用了FPGA的存儲特性,可以節省較多的邏輯單元,簡化了程序的計算量。
2.3基于多開關霍爾的轉速測量
    測速裝置的測量噪聲是微小飛輪控制系統中的主要噪聲,提高測速精度可以有效的改善飛輪的輸出力矩精度。這里采用12個開關式霍爾進行測速。高速時使用一路霍爾信號,低速時將12路霍爾信號進行異或后,綜合成一路信號,用于轉速的測量。其原理為:在霍爾的一個脈沖周期r內計取高頻時鐘脈沖的個數n,電機測速公式如下:
        w=2πfc/n

   其中:w為電機轉速,單位為rad/s; fc為FPGA計數器的計數頻率;P為電機的極對數。
  由于進入FPGA的霍爾信號易受到強電的干擾,產生毛刺,當毛刺的高低度沿被誤認為一個霍爾周期,會導致測速的錯誤,因此要對霍爾信號進行濾波處理。在硬件方面,先使用一階低通RC濾波對霍爾信號進行處理,再使用SN74HCl4對濾波后的信號進行斯密特觸發器整形,則可以得到能夠正確反映轉子轉速的霍爾信號。要注意的一點是,濾波電路中的電容會引起霍爾信號的相位滯后,若采用濾波后的信號進行換相,將會引起大的換相滯后,產生繞組電流反相續流和大的繞組電流波動降低電機工作效率。為了處理這一矛盾,采用未經低通濾波處理的霍爾信號來進行邏輯換相,利用二階低通后的霍爾信號來作速度計算。在軟件方面,對霍爾信號進行毛刺判斷,具體方法為:在短時問內對霍爾信號進行觀測,如果有高低沿變化,為毛刺,沒有高低沿變化,才為霍爾信號,可以用于速度計算。

3試驗結果及分析
   實驗用的微小飛輪如圖5所示,左側為微小飛輪實物,右側為微小飛輪的集成化控制電路。

微小飛輪電機為6對極三相永磁無刷直流電機,飛輪電機定子間隔30。電角度放置12個開關式霍爾傳感器用于轉速的測量。該電機相電阻R=0·4Ω,相電感Lm=4.8poH,微小飛輪主要技術指標見表2,工作電壓U=28 v。PWM調制頻率20 kHz。電流環PID為Kp=24,Ki=34,Kd=0.01。速度給定標準:按恒加速力矩+3mNm給定。

    圖6和圖7為僅用電流環控制器時飛輪的運行曲線。先用3 mNm的指令力矩控制飛輪正向電動加速,在飛輪轉速達到6000 r/min時,指令力矩由3 mNm變為一3 mNm,飛輪由正向電動切換到正向制動運行。由圖中可以看出飛輪的輸出力矩精度可達1×10-3Nm。

   圖8和圖9為加入速率反饋補償時飛輪的運行曲線。指令力矩給定方法與上述相同,可以看出輸出力矩精度提高到2×10-4Nm,比僅用電流環控制器時的力矩精度提高了一個量級,系統性能大大提高,滿足_『微小飛輪高精度的要求。
4結論
    本文提出一種基于多開關霍爾速率反饋的干擾力矩補償方法,并設計一種以FPGA為核心的用于微小飛輪電機的控制系統,實現了各種時序邏輯功能和PID控制算法,試驗結果表明該系統硬件實現簡單、體積小、功耗低、可靠性高,速率補償的方法大大提高了飛輪系統的輸出精度,完全滿足微小飛輪的高集成度、小型化、高精度要求。



 





 



 

 
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