CN103780167A - 一种用于临近空间飞行器系统的电机驱动控制器及其装置 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种用于临近空间飞行器系统的电机驱动控制器及其装置，满足了系统特殊工作环境下，对环境的技术指标要求，针对适用于高压直流电源的大功率无刷电机面临的一些技术问题，解决了电机起动、正/反转和堵转时的电流冲击问题，特别是控制器设计、控制器可靠性、电机参数与控制参数匹配等一系列难题，增强了系统可靠性，其装置具有高效率、高功率密度、高可靠性、调速方便、电机和控制器结构简单等优点。
Description
技术领域
本发明涉及电机驱动控制器技术领域，具体涉及一种用于临近空间飞行器系统的电机驱动控制器及其装置。
背景技术
临近空间是未来空天一体化作战的重要战略领域，但目前仍是空天军事系统的薄弱地带，世界各主要军事强国正在加紧进行各项研究工作，以争取尽早占据这一战略制高点。
临近空间因其显著的特点：空气相对稀薄、环境温度变化复杂、环境压力低、臭氧和太阳辐射能力强等，因此，临近空间环境的复杂性和临近空间飞行器相关研制技术的高难度是临近空间至今尚未开发的根本原因。
为了满足临近空间飞行器电推进系统驱动控制器的技术指标（包括性能指标、功能指标以及环境指标三个方面），使控制器在技术指标要求的工作范围内均可以正常工作，本发明采用的临近空间飞行器系统电机驱动控制器的设计方法，确保了控制器在高空低温低压的环境下，仍可以正常通讯，可靠运行，满足临近空间飞行器电推进系统高效高可靠性的技术要求。
临近空间飞行器采用太阳能电池供电的方式，比较适合提供高压直流电源（300VDC），但是适用于高压直流电源的大功率无刷电机面临一些技术问题需要解决，特别是控制器设计、控制器可靠性、电机参数与控制参数匹配等问题都是研究重点。
发明内容
要解决的技术问题
为了避免现有技术的不足之处，本发明提出一种用于临近空间飞行器系统的电机驱动控制器及其装置。
技术方案
一种用于临近空间飞行器系统的电机驱动控制器，包括控制电路、功率电路、电源电路，电源电路通过DC／DC转换模块生成控制电路所需要的供电电压；控制电路采用主控芯片DSP和CPLD生成PWM波来控制功率电路中功率开关管的通断，实现电机正常换相；功率电路采用专用集成IPM智能功率模块驱动电机的运转；其特征在于控制电路包括Hall电路、DSP系统、Current Loop电路、PWM电路、CPLD电路和Logic Ports电路，Hall电路输出两路相同的三相霍尔信号，一路三相霍尔信号输入到DSP系统，实现转速闭环控制，DSP输出的数字信号经过DA转换成模拟信号，模拟信号通过硬件Current Loop电路实现过流保护，Current Loop电路的输出信号经过PWM电路生成两路反向的PWM波，PWM波与Hall电路输出的另一路三相霍尔信号经过CPLD电路生成六路PWM波，六路PWM波经过Logic Ports硬件电路来防止上下管子互通，经过Logic Ports硬件电路的六路PWM波通过驱动芯片ULN2003生成驱动IPM的信号，控制电机的正常运行。
所述的功率电路采用光耦HCPL4505进行信号隔离和电平转换的作用。
所述的电源电路采用YND系列电源模块来实现DC/DC转换来优化散热功能。
所述的DSP系统采用速度闭环设计，实现速度闭环数字化，提高速度稳定性。
所述的控制电路采用电流截止负反馈控制技术，解决起动、正/反转和堵转时的电流冲击问题。
所述的控制电路采用低温加热保护技术，当控制器内部温度降至0℃时，加热电路导通，功率电阻与290V输入直流电相连，对控制器进行加热；当控制器内部温度回升至25℃时，加热电路关断，功率电阻与290V输入直流电断开，停止对控制器加热。
一种实现所述用于临近空间飞行器系统的电机驱动控制器的装置，包括电源模块 板1、控制电路板2、IPM驱动板3、IPM模块4、加热电阻Ⅰ5、加热电阻Ⅱ6、加热电阻Ⅲ7、滤波电容8、延时上电开关9、电流传感器10、插针11、中间铝隔板12、散热底板13，其特征在于所述的中间铝隔板12位于控制器装置的正中间，把控制器装置分为上下两层，控制电路板2固定在中间铝隔板12的上面，加热电阻Ⅱ6和加热电阻Ⅰ5分别焊接在中间铝隔板12的上下表面，通过铝隔板12给控制电路板2加热，控制电路板2通过插针11与IPM驱动板3连接，IPM驱动板3位于IPM模块4上面，IPM模块4与电源模块板1均位于散热底板13上，散热底板13位于控制器装置的底部。
所述的控制电路板2采用支架安装结构来固定在中间铝隔板12。
所述的电源模块板1是反面放置于散热底板13上。
所述的加热电阻Ⅱ6和加热电阻Ⅰ5底部涂有导热硅脂。
有益效果
本发明提出的一种用于临近空间飞行器系统的电机驱动控制器及其装置，满足了系统特殊工作环境下，对环境的技术指标要求，针对适用于高压直流电源的大功率无刷电机面临的一些技术问题，解决了电机起动、正/反转和堵转时的电流冲击问题，特别是控制器设计、控制器可靠性、电机参数与控制参数匹配等一系列难题，增强了系统可靠性，其装置具有散热好、抗干扰性强、结构紧凑等优点。
附图说明
图1控制器总体框图
图2控制电路信号流程图
图3控制器装置结构图
1-电源模块板；2-控制电路板；3-IPM驱动板；4-IPM模块；5-加热电阻Ⅰ；6-加热电阻Ⅱ；7-加热电阻Ⅲ；8-滤波电容；9-延时上电开关；10-电流传感器；11-插针； 12-中间铝隔板；13-散热底板
具体实施方式
现结合实施例、附图对本发明作进一步描述：
一种用于临近空间飞行器系统的电机驱动控制器，如图1所示，包括控制电路、功率电路、电源电路，电源电路通过DC／DC转换模块生成控制电路所需要的供电电压；控制电路采用主控芯片DSP和CPLD生成PWM波来控制功率电路中功率开关管的通断，实现电机正常换相；功率电路采用专用集成IPM智能功率模块驱动电机的运转。
控制电路包括Hall电路、DSP系统、Current Loop电路、PWM电路、CPLD电路和Logic Ports电路，Hall电路输出两路相同的三相霍尔信号，一路三相霍尔信号输入到DSP系统，实现转速闭环控制，DSP输出的数字信号经过DA转换成模拟信号，模拟信号通过硬件Current Loop电路实现过流保护，Current Loop电路的输出信号经过PWM电路生成两路反向的PWM波，PWM波与Hall电路输出的另一路三相霍尔信号经过CPLD电路生成六路PWM波，六路PWM波经过Logic Ports硬件电路来防止上下管子互通，经过Logic Ports硬件电路的六路PWM波通过驱动芯片ULN2003生成驱动IPM的信号，控制电机的正常运行，如图2所示。
为了避免强弱电之间的相互干扰，特别是大电流对控制电路的干扰以及模拟电路对数字电路的影响，IPM驱动器的信号采用了隔离电路的设计。通过实验，惠普公司生产的光耦HCPL4505占有绝对优势，因此系统采用HCPL4505进行信号隔离和电平转换的作用，该光耦为快速光耦，是惠普公司为IPM设计的专用光耦。
考虑到耐压及工作电流以及电机起动等问题，选择了三菱第五代L型IGBT功率模块——PM50CLA060，该模块内建六管全桥电路，耐压600V，超出工作电流的两倍，有相当的耐压余量；其工作电流50A，约是电机正常电流的4倍，通用具有相当的工 作余量，从而能保证电机可靠运行。
电源电路设计内容主要为270VDC转24VDC，24VDC转±15VDC，24VDC转5VDC。通常采用线性三端稳压器LM7815和LM7805可以实现，但转换效率较低，不采取任何散热措施情况下发热严重。因此，设计采用YND系列电源模块来实现DC/DC转换，该系列模块具有宽电压输入、输入输出隔离、长期短路保护自恢复、小型化封装等优点。
针对速度稳定要求，使用了速度闭环设计。决定速度闭环由DSP来完成，实现速度闭环数字化，这样便于在线条参PID控制。
为了解决起动、正/反转和堵转时的电流冲击问题，控制器采用电流截止负反馈控制技术，解决起动、正/反转和堵转时的电流冲击问题。
控制器控制板CPU芯片采用德州仪器（TI）公司的TMS320F2808芯片，由于其最低工作温度为-40℃，当控制器环境温度降至-60℃时，控制器将无法正常工作。为了使控制器在-60℃低温环境下仍能够正常工作，控制器加入了低温加热保护电路。
低温加热保护电路的主要通过温度采样电阻，滞环比较器，功率电阻构成，当控制器内部温度（由热敏电阻PT1000测得）降至0℃时，加热电路导通，功率电阻与290V输入直流电相连，对控制器进行加热；当控制器内部温度回升至25℃时，加热电路关断，功率电阻与290V输入直流电断开，停止对控制器加热。
一种实现用于临近空间飞行器系统的电机驱动控制器的装置，如图3所示，包括电源模块板、控制电路板、IPM驱动板、IPM模块、加热电阻Ⅰ、加热电阻Ⅱ、加热电阻Ⅲ、滤波电容、延时上电开关、电流传感器、插针、中间铝隔板、散热底板，所述的中间铝隔板位于控制器装置的正中间，把控制器装置分为上下两层，控制电路板固定在中间铝隔板的上面，加热电阻Ⅱ和加热电阻Ⅰ分别焊接在中间铝隔板的上下表面，底部涂有导热硅脂，通过铝隔板给控制电路板加热，控制电路板通过插针与IPM 驱动板连接，IPM驱动板位于IPM模块上面，IPM模块与电源模块板均位于散热底板上，散热底板位于装置的底部。
装置的外部机箱采用铝合金材料（三防处理)，为保证控制器内部强弱电隔离，有效减少电磁干扰，控制器设计为上下2层结构，内部器件合理布局保证散热均匀。
电源模块板设计内容主要为270VDC转24VDC，24VDC转±15VDC，24VDC转5VDC。在试验时，电源模块会出现热保护控制器掉电的现象，考虑到控制器底板散热器的面积更大，散热效果更好，最终控制器装置采取将电源模块板反置，且紧靠控制器散热底板的方式得以解决。
为了保证控制器强弱电隔离以及可靠性，在控制器装置的中部安装一块中间铝隔板上，将DSP芯片及其外围电路以及通讯单元等弱电部分集成到控制电路板，安装在中间铝隔板上，与IPM驱动板、IPM模块隔离，控制电路板的安装采用支架安装结构来固定，通过插针与IPM驱动板相连。
将发热量最大的IPM模块贴在散热底板上，热量尽可能多的被散热底板带走。
控制器装置的中部安装一块中间铝隔板具有如下优点：
1、隔电磁干扰：将控制电路板和IPM驱动板、IPM模块隔离，有效的抑制了电磁干扰，且有利于保护控制电路板上的器件；
2、增强机箱的机械强度：在机箱的正中安装的中间铝隔板使机箱的强度显著增强；
3、增强控制电路板的抗振性：中间铝隔板可靠固定在机箱上，控制电路板固定在中间铝隔板上，有效的增强了控制电路板和机箱的抗震性。
Claims (10)
1.一种用于临近空间飞行器系统的电机驱动控制器，包括控制电路、功率电路、电源电路，电源电路通过DC／DC转换模块生成控制电路所需要的供电电压；控制电路采用主控芯片DSP和CPLD生成PWM波来控制功率电路中功率开关管的通断，实现电机正常换相；功率电路采用专用集成IPM智能功率模块驱动电机的运转；其特征在于控制电路包括Hall电路、DSP系统、Current Loop电路、PWM电路、CPLD电路和Logic Ports电路，Hall电路输出两路相同的三相霍尔信号，一路三相霍尔信号输入到DSP系统，实现转速闭环控制，DSP输出的数字信号经过DA转换成模拟信号，模拟信号通过硬件Current Loop电路实现过流保护，Current Loop电路的输出信号经过PWM电路生成两路反向的PWM波，PWM波与Hall电路输出的另一路三相霍尔信号经过CPLD电路生成六路PWM波，六路PWM波经过Logic Ports硬件电路来防止上下管子互通，经过Logic Ports硬件电路的六路PWM波通过驱动芯片ULN2003生成驱动IPM的信号，控制电机的正常运行。
2.根据权利要求1所述的一种用于临近空间飞行器系统的电机驱动控制器，其特征在于所述的功率电路采用光耦HCPL4505进行信号隔离和电平转换的作用。
3.根据权利要求1所述的一种用于临近空间飞行器系统的电机驱动控制器，其特征在于所述的电源电路采用YND系列电源模块来实现DC/DC转换来优化散热功能。
4.根据权利要求1所述的一种用于临近空间飞行器系统的电机驱动控制器，其特征在于所述的DSP系统采用速度闭环设计，实现速度闭环数字化，提高速度稳定性。
5.根据权利要求1所述的一种用于临近空间飞行器系统的电机驱动控制器，其特征在于所述的控制电路采用电流截止负反馈控制技术，解决起动、正/反转和堵转时的电流冲击问题。
6.根据权利要求1所述的一种用于临近空间飞行器系统的电机驱动控制器，其特征在于所述的控制电路采用低温加热保护技术，当控制器内部温度降至0℃时，加热电路导通，功率电阻与290V输入直流电相连，对控制器进行加热；当控制器内部温度回升至25℃时，加热电路关断，功率电阻与290V输入直流电断开，停止对控制器加热。
7.一种实现权利要求1所述的用于临近空间飞行器系统的电机驱动控制器的装置，包括电源模块板（1）、控制电路板（2）、IPM驱动板（3）、IPM模块（4）、加热电阻Ⅰ（5）、加热电阻Ⅱ（6）、加热电阻Ⅲ（7）、滤波电容（8）、延时上电开关（9）、电流传感器（10）、插针（11）、中间铝隔板（12）、散热底板（13），其特征在于所述的中间铝隔板（12）位于控制器装置的正中间，把控制器装置分为上下两层，控制电路板（2）固定在中间铝隔板（12）的上面，加热电阻Ⅱ（6）和加热电阻Ⅰ（5）分别焊接在中间铝隔板（12）的上下表面，通过铝隔板（12）给控制电路板（2）加热，控制电路板（2）通过插针（11）与IPM驱动板（3）连接，IPM驱动板（3）位于IPM模块（4）上面，IPM模块（4）与电源模块板（1）均位于散热底板（13）上，散热底板（13）位于控制器装置的底部。
8.根据权利要求8所述的一种用于临近空间飞行器系统的电机驱动控制器的装置，其特征在于所述的控制电路板（2）采用支架安装结构来固定在中间铝隔板（12）。
9.根据权利要求8所述的一种用于临近空间飞行器系统的电机驱动控制器的装置，其特征在于所述的电源模块板（1）是反面放置于散热底板（13）上。
10.根据权利要求8所述的一种用于临近空间飞行器系统的电机驱动控制器的装置，其特征在于所述的加热电阻Ⅱ（6）和加热电阻Ⅰ（5）底部涂有导热硅脂。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| C10 | Entry into substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| C14 | Grant of patent or utility model | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee | ||
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Granted publication date: 20160420 |