CN105474782B - 一种航天飞行器驱动机构的控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及航天飞行器的技术应用领域，提出了一种航天飞行器驱动机构的控制方法，该控制方法通过接收上位机的指令和驱动机构转动过程中对零位信号进行标定，利用驱动机构上步进电机和零位传感器的特性利用嵌入式软件模块实现了驱动机构的全角度位置信号输出的功能，并将角度信号反馈给上位机实现对驱动机构的闭环控制。该发明适用于在长寿命、高可靠且对重量要求严格需要利用自身产生的信号进行闭环控制的中小航天飞行器的驱动机构的控制上。<pb pnum="1" />

Description

一种航天飞行器驱动机构的控制方法

技术领域：

本发明涉及航天飞行器的控制领域，具体涉及一种驱动机构的控制方法，尤其适用于对空间有全角度输出和定位精度要求的太阳电池阵驱动机构、展开机构和天线指向机构的控制。

背景技术：

驱动机构为驱动太阳电池阵的执行部件，需要与驱动器和驱动软件以及驱动器上位机一起现对太阳电池阵的驱动控制，驱动机构上装有步进电机和零位传感器，驱动软件嵌入在驱动器内。

国内现有的传统空间太阳电池阵驱动机构均都利用太阳电池阵上的太阳敏感器输出信号对机构进行闭环控制，对于特殊布局的航天飞行器而言，由于这种航天飞行器布局所限，使得安装在太阳电池阵上的太阳敏感器的视场受到遮挡，不能再利用太阳敏感器信号对驱动机构进行控制。

为此，需要另外寻求一种可以用于太阳电池阵驱动机构控制的方法。

发明内容：

本发明所要解决的问题是克服上述现有技术存在的不足，提出一种飞行器驱动机构的控制方法，该方法采用自身角度信号替代太阳敏感器信号实现对太阳电池阵驱动机构的控制。

其通过如下步骤实现：

步骤1：驱动器接收上位机的控制指令；

步骤2：驱动器将上位机的控制指令转化为对驱动机构中步进电机的脉冲指令，经减速器减速和力矩放大后驱动太阳电池阵转动；

步骤3：驱动器采集驱动机构上的零位信号；

步骤4：驱动软件对零位信号进行处理；

步骤5：驱动软件以处理后的零位信号为基准，对步进电机走过的脉冲周期进行计数；

步骤6：驱动器将脉冲周期数反馈给上位机；

步骤7：上位机将脉冲周期数乘以角度当量便转化为驱动机构的角度位置信号，然后再根据所述角度位置信号实现对驱动机构的闭环控制。

采用上述方法，解决了不能利用太阳敏感器信号进行太阳电池阵驱动机构进行控制的技术问题，开辟了一条新的驱动机构的控制道路。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：充分利用了驱动机构中各部件的特性，在不增加硬件的基础上用软件实现全角度位置输出的功能，既节约了成本，又提高了可靠性。此发明已成功运用，并通过飞行试验考核。

附图说明：

图1是驱动机构控制原理图

图2是步进电机脉冲电流波形

图3是零位传感器输出特性图。

具体实施方式：

下面结合附图与某型号具体实施方式对本发明做进一步详细描述：

如图1所示是由驱动机构1、驱动器2组成，所述的驱动器2嵌入软件模块，所述的驱动机构1驱动机构采用步进电机作为动力源，经过减速(减速比为i)和力矩放大后带动负载转动，驱动机构1的输出轴上装有零位传感器。

将零位传感器的上升沿定义为预零位(零位传感器信号为具有一定脉冲宽度的TTL电平信号)，下降沿定义为真零位。驱动机构1装配过程中，将零位传感器的真零位与机械零位对齐。

零位传感器每一传感器提供一根反馈信号线，平时为低电平，当驱动机构1达到预零位时转为高电平，即出现一个脉冲上升沿，高电平保持，当驱动机构达到真零位后，从高电平转为低电平，即出现一个脉冲下降沿。零位传感器输出特性如图2所示。

步进电机的步进脉冲电流波形如图3所示，每个脉冲周期走固定角度θ。

驱动机构1在转动过程中，通过真零位时，驱动软件以此为基准开始计数(正、反转计数都从正转时的真零位开始，真零位信号出现在个脉冲周期范围内有效)。

电机每走一个周期，软件计数器n就加减1(正向加1，反向减1)，下次通过真零位时，计数器清零，n大于开始报错。在驱动器2与上位机通讯过程中将此计数器n和信号状态反馈给上位机，上位机通过公示转换(转换公示：)变成驱动机构1实际的角度位置。

驱动器2的上位机利用此角度信号对驱动机构1进行闭环控制，出现报错信息时给驱动器发归零命令，达到一定时间t后仍为出现真零位信号，则强制给驱动器发主备切换指令。

其实现步骤如下：

步骤1：驱动器2接收上位机的控制指令；

步骤2：驱动器2将上位机的控制指令转化为对驱动机构1中步进电机的脉冲指令，经减速器减速和力矩放大后驱动太阳电池阵转动；

步骤3：驱动器2采集驱动机构1上的零位信号；

步骤4：驱动软件模块对零位信号进行处理；

步骤5：驱动软件模块以处理后的零位信号为基准，对步进电机走过的脉冲周期进行计数；

步骤6：驱动器2将脉冲周期数反馈给上位机；

步骤7：上位机将脉冲周期数乘以角度当量便转化为驱动机构1的角度位置信号，然后再根据所述角度位置信号实现对驱动机构1的闭环控制。

Claims (3)

1.一种航天飞行器驱动机构的控制方法，其特征在于，该方法通过如下步骤实现：

步骤1：驱动器(2)接收上位机的控制指令；

步骤2：驱动器(2)将上位机的控制指令转化为对驱动机构(1)中步进电机的脉冲指令，经减速器减速和力矩放大后驱动太阳电池阵转动；

步骤3：驱动器(2)采集驱动机构(1)上的零位信号；

步骤4：驱动软件模块对零位信号进行处理；

步骤5：驱动软件模块以处理后的零位信号为基准，对步进电机走过的脉冲周期进行计数；

步骤6：驱动器(2)将脉冲周期数反馈给上位机；

步骤7：上位机将脉冲周期数乘以角度当量便转化为驱动机构(1)的角度位置信号，然后再根据所述角度位置信号实现对驱动机构(1)的闭环控制。

2.如权利要求1所述的航天飞行器驱动机构的控制方法，其特征在于，用软件对步进周期数进行了计数，并将其转为了驱动机构的角度位置信息，其转换公式为n为计数器，θ为每个脉冲周期走的固定角度，i为减速比。

3.如权利要求1所述的航天飞行器驱动机构的控制方法，其特征在于，用零位传感器绝对位置信号和步进计数相对角度位置信号相结合的技术对驱动机构(1)进行了闭环控制。