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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