CN113148234A - 一种低成本高精度微小卫星反作用飞轮及其控制实现方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种低成本高精度微小卫星反作用飞轮及其控制实现方法，属于微小卫星反作用飞轮控制领域。一种低成本高精度微小卫星反作用飞轮，包括9个线性霍尔传感器、3个轮体和控制板，每3个线性霍尔传感器彼此互为空间120°对称地安装在1个轮体的定子上，3个轮体分别设置于卫星的X、Y、Z轴上，3个轮体均双向信号连接控制板。本发明提出针对高低转速不同的速度解算方法，控制算法简单，解算速度快，可实现反作用飞轮全转速段高精度的实时控制。实测结果表明，目前0转速段精度可达0.3rpm，全转速段精度可控制在1rpm以内，而且飞轮转速控制系统的相应时间、稳定时间、超调量稳态误差等指标均可以达到较好的控制效果。

Description

一种低成本高精度微小卫星反作用飞轮及其控制实现方法
技术领域
本发明涉及一种低成本高精度微小卫星反作用飞轮及其控制实现方法，属于微小卫星反作用飞轮控制领域。
背景技术
目前，反作用飞轮测速及换向控制主要使用编码器和霍尔传感器，编码器成本高且需占据较大的安装空间，不适用于对成本和体积要求苛刻的微小卫星反作用飞轮。霍尔传感器依据工作原理不同，分为开关型霍尔传感器和线性霍尔传感器，开关型霍尔传感器输出只有0和1电平，但在低转速段状态更新慢，不能实时反应电机转子位置，因此在低转速段速度解算精度差。线性霍尔传感器可以依据磁场强度不同，连续输出不同的电压信号，适合于需要连续测试电机转子位置的反作用飞轮。基于线性霍尔传感器测速原理的飞轮控制方法已可以有效解决低转速段速度解算精度差的问题，但是现有的基于常规的线性霍尔传感器测速原理的飞轮控制方法仍受制于线性霍尔传感器的安装误差及幅值的微小变化对高转速段速度解算精度的影响，不能够满足对高转速段速度解算精度的需求，因此，如何在保证低转速段速度解算精度的同时提高高转速段速度解算精度，仍是亟需解决的问题。
发明内容
本发明的目的是提出一种低成本高精度微小卫星反作用飞轮及其控制实现方法，以解决现有技术中存在的问题。
一种低成本高精度微小卫星反作用飞轮，包括9个线性霍尔传感器、3个轮体和控制板，每3个线性霍尔传感器彼此互为空间120°对称地安装在1个轮体的定子上，3个轮体分别设置于卫星的X、Y、Z轴上，3个轮体均双向信号连接控制板。
进一步的，控制板包括核心处理器DSP、3组集成驱动器、3个电流传感器和3组线性霍尔信号调理电路，核心处理器DSP至少集成有3组独立ADC、9路PWM输出口和18 个GPIO信号接口，每个轮体分别对应1组集成驱动器、1个电流传感器和1组独立ADC，且3个轮体的对应关系独立，其中，
每组集成驱动器，用于执行电压控制命令，从而实现对与其对应的飞轮的速度和电流的实时控制；当每组集成驱动器异常时，每组集成驱动器通过GPIO信号接口向控制板反馈状态异常信息；
每个电流传感器，用于串联在其所对应的集成驱动器和轮体间的主回路中，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1组ADC；
每组线性霍尔信号调理电路，用于接收其所对应的轮体上的3个线性霍尔传感器发出的三组线性霍尔模拟信号，将三组线性霍尔模拟信号进行滤波射随处理后获得转速测量信息模拟信号，并发送至对应的1组独立ADC中；
每组独立ADC，用于采集3路线性霍尔模拟信号和电流模拟信号，进而解算出转速测量信息数字信号和采样电流数字信号；
核心处理器DSP，用于将转速测量信息与中心机下达的指令信息做差后转化为转矩电流指令，将转矩电流指令与采样电流做差后转化为电压控制命令，并将电压控制命令通过对应的PWM输出口输出至与PWM输出口对应的一组集成驱动器中。
进一步的，每组ADC中与对应的线性霍尔信号调理电路和电流传感器连接的通道均为非相邻通道。
一种低成本高精度微小卫星反作用飞轮的控制实现方法，基于权利要求1-3任一项的一种低成本高精度微小卫星反作用飞轮，其特征在于，方法包括以下步骤：
步骤一、核心处理器DSP上的每组独立ADC将对应的三路线性霍尔模拟信号转换为三路线性霍尔数字信号后，首先将三路线性霍尔数字信号转换成0～3.3V的电压信号，对该信号进行归一化，转化为-1～1之间的三路线性霍尔感测电压值；
步骤二、针对线性霍尔感测电压值的实测波形及步骤一中的解算结果，提出针对不同转速段两种速度解算方法。
进一步的，在步骤二中，具体的，针对不同转速段两种速度解算方法为：
在低转速段，将360°电气角分为12个区间，设在区间1为轮体的绝对位置0～30°，区间2为轮体的绝对位置30～60°，以此类推，区间12为轮体的绝对位置330～360°，依据三路线性霍尔感测电压值的正负确定轮体转子当前所在区间，并由三组感测电压值中符号相同的两组霍尔感测电压值的绝对值大小进行比较，选择绝对值小的一组霍尔感测电压值即斜率变化大的霍尔曲线进行反正弦运算，利用θ＝θx+(n-1)*30°得到转子位置的电气角，通过计算转子角度增量对角速度采样时间的微分
Figure BDA0003009569070000031
得到转子的角速度；
在高转速段，通过解算相邻两路线性霍尔传感器归一化后感测电压过零的时间差，累计一个周期时间差总和T，利用360/T并经过单位转换得到转速信号。
进一步的，三路线性霍尔感测电压值按照开关霍尔的方式，高于霍尔输出电压信号中值，认为霍尔状态为“1”，低于霍尔输出电压信号中值，认为霍尔状态为“0”，共对应出6个霍尔状态，根据霍尔状态的变换实现轮体换相。
本发明的有以下优点：
1.本发明采用单片处理器同时实现三组飞轮的实时控制，用集成驱动器代替分立元件实现三相逆变器控制，精简控制线路结构，本专利提出一拖三硬件架构使研制成本、功耗和重量降低至少三分之一以上。
2.提出低转速段将360°电气角根据感测电压值的正负及绝对值大小分为12个区间，不同区间采用斜率最大的曲线进行反正弦运算，斜率最大的曲线段对应的角度变化大，进而保证速度解算精度，同时减少常规查表法对存储和计算资源需求。
3.提出高转速段采用软件记录任意一组线性霍尔过零的时间，解算相邻两次霍尔过零时间差，累计一个周期时间差总和T，应用360°/T解算速度的方式，解决线性霍尔高转速段速度精度差的问题。
附图说明
图1是本发明提出的一种低成本高精度微小卫星反作用飞轮的结构示意框图；
图2是本发明提出的基于线性霍尔传感器在低转速段反作用飞轮速度解算方式；
图3是本发明提出的基于线性霍尔传感器在高转速段反作用飞轮速度解算方式；
图4是本发明在角速度为0rpm时反作用飞轮实际转速数据；
图5是本发明在角速度为600rpm时反作用飞轮实际转速数据；
图6是本发明在角速度为1500rpm时反作用飞轮实际转速数据；
图7是本发明在角速度为5000rpm时反作用飞轮实际转速数据。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
参照图1所示，一种低成本高精度微小卫星反作用飞轮，包括9个线性霍尔传感器、3 个轮体和控制板，每3个线性霍尔传感器彼此互为空间120°对称地安装在1个轮体的定子上，3个轮体分别设置于卫星的X、Y、Z轴上，3个轮体均双向信号连接控制板。
具体的，每3个线性霍尔传感器空间120°对称安装在1个轮体的定子上，三个轮体分别放在卫星的X、Y、Z轴上，为对应轴向提供实时的输出力矩，采用一拖三的硬件架构，即3个轮体均连接在同一个控制板上，由一个控制器同时实现三组飞轮的实时控制，大幅度降低成本和功耗。
进一步的，控制板包括核心处理器DSP、3组集成驱动器、3个电流传感器和3组线性霍尔信号调理电路，核心处理器DSP至少集成有3组独立ADC、9路PWM输出口和18 个GPIO信号接口，每个轮体分别对应1组集成驱动器、1个电流传感器和1组独立ADC，且3个轮体的对应关系独立，其中，
每组集成驱动器，用于执行电压控制命令，从而实现对与其对应的飞轮的速度和电流的实时控制；当每组集成驱动器异常时，每组集成驱动器通过GPIO信号接口向控制板反馈状态异常信息；
每个电流传感器，用于串联在其所对应的集成驱动器和轮体间的主回路中，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1组ADC；
每组线性霍尔信号调理电路，用于接收其所对应的轮体上的3个线性霍尔传感器发出的三组线性霍尔模拟信号，将三组线性霍尔模拟信号进行滤波射随处理后获得转速测量信息模拟信号，并发送至对应的1组独立ADC中；
每组独立ADC，用于采集3路线性霍尔模拟信号和电流模拟信号，进而解算出转速测量信息数字信号和采样电流数字信号；
核心处理器DSP，用于将转速测量信息与中心机下达的指令信息做差后转化为转矩电流指令，将转矩电流指令与采样电流做差后转化为电压控制命令，并将电压控制命令通过对应的PWM输出口输出至与PWM输出口对应的一组集成驱动器中。
具体的，9个线性霍尔传感器输出经由滤波和射随调理后，给核心处理器DSP上9路AD进行模数转换，实现轮体位置检测信号反馈输入；三个轮体相电流信号通过各自电流传感器采样，经由运放后输入到ADC进行电流采样，实现飞轮相电流信号反馈输入。为避免 AD通道间串扰，选用具有3组独立ADC的DSP芯片，每个飞轮的三个线性霍尔信号及相电流信号接到一组独立ADC上，并避免选用相邻通道进行霍尔及相电流采样。将转速测量信息与中心机通过通信接口发送的指令信息做差后转化为转矩电流指令，转矩电流指令与采样电流做差后转化为电压控制命令，通过PWM信号控制轮体的集成驱动器，实现飞轮速度和电流实时控制。
进一步的，每组ADC中与对应的线性霍尔信号调理电路和电流传感器连接的通道均为非相邻通道。
一种低成本高精度微小卫星反作用飞轮控制实现方法，基于上述的一种低成本高精度微小卫星反作用飞轮，方法包括以下步骤：
步骤一、控制板上的每组ADC将对应的三路线性霍尔模拟信号转换为三路线性霍尔数字信号后，首先将三路线性霍尔数字信号转换成0～3.3V的电压信号，对该信号进行归一化，转化为-1～1之间的三路线性霍尔感测电压值；
步骤二、针对线性霍尔感测电压值的实测波形及解算结果，提出针对不同转速段两种速度解算方法：
在低转速段将360°电气角分为12个区间，设在区间1为轮体的绝对位置0～30°，区间 2为轮体的绝对位置30～60°，以此类推，区间12为轮体的绝对位置330～360°，依据三路线性霍尔感测电压值的正负确定轮体转子当前所在区间，并由三组感测电压值中符号相同的两组霍尔感测电压值的绝对值大小进行比较，选择绝对值小的一组霍尔感测电压值即斜率变化大的霍尔曲线进行反正弦运算，利用θ＝θx+(n-1)*30°得到转子位置的电气角，通过计算转子角度增量对角速度采样时间的微分
Figure BDA0003009569070000061
得到转子的角速度。
在高转速段，霍尔传感器的安装误差及幅值的微小变化都会影响高转速段的速度精度，本发明通过解算相邻两路线性霍尔传感器归一化后感测电压过零的时间差，累计一个周期时间差总和T，利用360/T并经过单位转换得到转速信号，该方法解决了线性霍尔高转速段精度差的问题。
进一步的，三路线性霍尔感测电压值按照开关霍尔的方式，高于霍尔输出电压信号中值，认为霍尔状态为“1”，低于霍尔输出电压信号中值，认为霍尔状态为“0”，共对应出6个霍尔状态，根据霍尔状态的变换实现轮体换相。
本发明提出针对高低转速不同的速度解算方法，控制算法简单，解算速度快，可实现反作用飞轮全转速段高精度的实时控制。实测结果表明，目前0转速段精度可达0.3rpm，全转速段精度可控制在1rpm以内，而且飞轮转速控制系统的相应时间、稳定时间、超调量稳态误差等指标均可以达到较好的控制效果。
以下将结合图1-图7对本发明低成本高精度微小卫星反作用飞轮实现装置及方法作进一步的详细描述。
图1所示为本发明设计的低成本高精度微小卫星反作用飞轮硬件实现框图，具体包括核心处理器DSP、3组集成驱动器(集成驱动1、集成驱动2、集成驱动3)、3个电流传感器(电流传感器1、电流传感器2、电流传感器3)、三组线性霍尔信号调理电路(线性霍尔信号调理电路1、线性霍尔信号调理电路2、线性霍尔信号调理电路3)和3个轮体(轮体x、轮体y、轮体z)，每个轮体的定子上以空间120°对称安装三个线性霍尔传感器。以轮体x为例具体工作流程如下：
轮体x的三组线性霍尔输出模拟信号FL1_HallA、FL1_HallB、FL1_HallC经过霍尔信号调理电路1进行滤波射随后，输出给DSP的ADCA的三个非相邻通道(ADCA2、ADCA4、ADCA6)进行霍尔信号的采集，实现轮体位置检测信号反馈输入；在主回路串联电流传感器进行电流采样，经由运放放大后输入给ADCA的采集通道(ADCA0)进行电流采集，实现轮体相电流信号反馈输入。将转速测量信息与中心机通过通信接口发送的指令信息做差后转化为转矩电流指令，转矩电流指令与采样电流做差后转化为电压控制命令，通过PWM 信号控制轮体x的集成驱动器1，实现飞轮速度和电流实时控制。
为避免AD通道间串扰，选用具有3组独立ADC的DSP芯片，轮体x的三个线性霍尔信号及相电流信号接到一组独立ADCA上，轮体y的三个线性霍尔信号及相电流信号接到一组独立ADCB上，轮体z的三个线性霍尔信号及相电流信号接到一组独立ADCC上，并避免选用相邻通道进行霍尔及相电流采样。
选用的DSP不限制具体型号，但片上需集成三组以上独立的ADC模块，同时至少具有9路PWM输出和18路以上的GPIO信号，便于实现三组飞轮独立及实时控制。采用单片处理器同时实现三组飞轮的实时控制，用集成驱动模块代替分立元件实现三相逆变器控制，精简控制线路结构，本发明提出一拖三的硬件架构使研制成本、功耗和重量降低至少三分之一以上。
图2是本发明提出的基于线性霍尔传感器在低转速段反作用飞轮速度解算方式，DSP 片上ADCA将线性霍尔模拟信号FL1_HallA、FL1_HallB、FL1_HallC转换为数字信号FL1_HallA_D、FL1_HallB_D、FL1_HallC_D后，首先将数字信号转换成0～3.3V的电压信号，为了便于反正弦速度解算，对该信号进行归一化，转化为-1～1之间的线性霍尔感测电压值FL1_HallA_S、FL1_HallB_S、FL1_HallC_S；将360°电气角分为12个区间，设在区间1为轮体的绝对位置0～30°，区间2为轮体的绝对位置30～60°，以此类推，区间12为轮体的绝对位置330～360°，依据三个感测电压值的正负确定转子所在的区间，确定区间后，依据三组感测电压值中符号相同的两组霍尔感测电压值的绝对值大小进行比较，选择绝对值小的那组霍尔进行反正弦运算，利用θ＝θx+(n-1)*30°得到转子位置的电气角，通过计算转子角度增量对角速度采样时间的微分得到转子的角速度。以区间1和区间2为例进行说明，如图2所示，FL1_HallA_S<0、FL1_HallB_S<0、FL1_HallC_S>0对应区间1和区间 2，FL1_HallA_S、FL1_HallB_S符号相同，因此在两个区间中用FL1_HallA_S、FL1_HallB_S 的绝对值进行比较，在区间1中，|FL1_HallA_S|<|FL1_HallB_S|，因此选用FL1_HallA_S 曲线绝对值进行反正弦运算，得到此时转子位置的电气角θ＝arcsin(|FL_HALLA_S|)，在区间2中，|FL1_HallA_S|>|FL1_HallB_S|，因此选用FL1_HallB_S曲线的绝对值进行反正弦运算，得到此时转子位置的电气角θ＝arcsin(|FL_HALLB_S|)+30°,通过计算转子角度增量对角速度采样时间的微分
Figure BDA0003009569070000081
得到转子的转速信号。不同区间采用斜率最大的曲线进行反正弦运算，斜率最大的曲线段对应的角度变化大，进而保证速度解算精度，同时减少常规查表法对存储和计算资源需求。
图3是本发明提出的基于线性霍尔传感器在高转速段反作用飞轮速度解算方式，归一化后三组线性霍尔感测电压值FL1_HallA_S、FL1_HallB_S、FL1_HallC_S；软件记录任意霍尔过零的时间，解算相邻两次霍尔过零时间差，累计一个周期时间差总和T，即记录FL1_HallA_S过零的时间t1，FL1_HallB_S过零的时间t2，FL1_HallC_S过零的时间t3， FL1_HallA_S第二次过零的时间t4，FL1_HallB_S第二次过零的时间t5，FL1_HallC_S第二次过零的时间t6，FL1_HallA_S第三次次过零的时间t7，则T1＝t2-t1；T2＝t3-t2；T3＝t4- t3；T4＝t5-t4；T5＝t6-t5；T6＝t7-t6；则累计时间和T＝T1+T2+T3+T4+T5+T6，该时间段内飞轮转动一圈360°，则飞轮的转速为360°/T。该方法可以避免线性霍尔的安装误差及幅值的微小变化对高转速段速度精度的影响，从根本上解决了线性霍尔高转速精度差的问题。
图4、图5、图6、图7分别给出设定转速为0rpm、600rpm、1500rpm、5000rpm下飞轮的实际转速数据，从图中可以看出在中心机给定速度命令后，飞轮的转速精度在1rpm以内，满足星上速度模式使用要求。图5、图6给出600rpm和1500rpm下转速变化5rpm的实测数据曲线，从图中可以看出，飞轮的转速控制系统的相应时间、稳定时间、超调量稳态误差等指标均可以达到较好的控制效果。
以上实施示例只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (6)

1.一种低成本高精度微小卫星反作用飞轮，其特征在于，包括9个线性霍尔传感器、3个轮体和控制板，每3个线性霍尔传感器彼此互为空间120°对称地安装在1个轮体的定子上，所述3个轮体分别设置于卫星的X、Y、Z轴上，所述3个轮体均双向信号连接所述控制板。
2.根据权利要求1所述的一种低成本高精度微小卫星反作用飞轮，其特征在于，所述的控制板包括核心处理器DSP、3组集成驱动器、3个电流传感器和3组线性霍尔信号调理电路，所述核心处理器DSP至少集成有3组独立ADC、9路PWM输出口和18个GPIO信号接口，每个轮体分别对应1组集成驱动器、1个电流传感器和1组独立ADC，且所述3个轮体的对应关系独立，其中，
每组集成驱动器，用于执行电压控制命令，从而实现对与其对应的飞轮的速度和电流的实时控制；当所述每组集成驱动器异常时，所述每组集成驱动器通过GPIO信号接口向所述控制板反馈状态异常信息；
每个电流传感器，用于串联在其所对应的集成驱动器和轮体间的主回路中，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1组ADC；
每组线性霍尔信号调理电路，用于接收其所对应的轮体上的3个线性霍尔传感器发出的三组线性霍尔模拟信号，将所述三组线性霍尔模拟信号进行滤波射随处理后获得转速测量信息模拟信号，并发送至对应的1组独立ADC中；
每组独立ADC，用于采集3路线性霍尔模拟信号和电流模拟信号，进而解算出转速测量信息数字信号和采样电流数字信号；
所述核心处理器DSP，用于将转速测量信息与中心机下达的指令信息做差后转化为转矩电流指令，将所述转矩电流指令与采样电流做差后转化为电压控制命令，并将所述电压控制命令通过对应的PWM输出口输出至与所述PWM输出口对应的一组集成驱动器中。
3.根据权利要求2所述的一种低成本高精度微小卫星反作用飞轮，其特征在于，所述每组ADC中与对应的线性霍尔信号调理电路和电流传感器连接的通道均为非相邻通道。
4.一种低成本高精度微小卫星反作用飞轮的控制实现方法，基于权利要求1-3任一项所述的一种低成本高精度微小卫星反作用飞轮，其特征在于，所述方法包括以下步骤：
步骤一、核心处理器DSP上的每组独立ADC将对应的三路线性霍尔模拟信号转换为三路线性霍尔数字信号后，首先将三路线性霍尔数字信号转换成0～3.3V的电压信号，对该信号进行归一化，转化为-1～1之间的三路线性霍尔感测电压值；
步骤二、针对线性霍尔感测电压值的实测波形及步骤一中的解算结果，提出针对不同转速段两种速度解算方法。
5.根据权利要求4所述的一种低成本高精度微小卫星反作用飞轮，其特征在于，在步骤二中，具体的，所述针对不同转速段两种速度解算方法为：
在低转速段，将360°电气角分为12个区间，设在区间1为轮体的绝对位置0～30°，区间2为轮体的绝对位置30～60°，以此类推，区间12为轮体的绝对位置330～360°，依据三路线性霍尔感测电压值的正负确定轮体转子当前所在区间，并由三组感测电压值中符号相同的两组霍尔感测电压值的绝对值大小进行比较，选择绝对值小的一组霍尔感测电压值即斜率变化大的霍尔曲线进行反正弦运算，利用θ＝θx+(n-1)*30°得到转子位置的电气角，通过计算转子角度增量对角速度采样时间的微分
Figure FDA0003009569060000021
得到转子的角速度；
在高转速段，通过解算相邻两路线性霍尔传感器归一化后感测电压过零的时间差，累计一个周期时间差总和T，利用360/T并经过单位转换得到转速信号。
6.根据权利要求5所述的一种低成本高精度微小卫星反作用飞轮的控制实现方法，其特征在于，所述三路线性霍尔感测电压值按照开关霍尔的方式，高于霍尔输出电压信号中值，认为霍尔状态为“1”，低于霍尔输出电压信号中值，认为霍尔状态为“0”，共对应出6个霍尔状态，根据霍尔状态的变换实现轮体换相。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114279467A (zh) * 2021-12-24 2022-04-05 深圳航天科技创新研究院 一种反作用飞轮性能参数智能评估系统及其评估方法
CN116902228A (zh) * 2023-09-06 2023-10-20 长光卫星技术股份有限公司 一种飞轮系统及其驱动控制方法，电子设备和存储介质

Citations (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0154863A2 (en) * 1984-02-24 1985-09-18 Hitachi, Ltd. Apparatus for driving polyphase brushless motor
US4732353A (en) * 1985-11-07 1988-03-22 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Three axis attitude control system
US4858858A (en) * 1987-09-03 1989-08-22 Messerschmitt-Bolkow-Blohm Gmbh Processs for the reacquisition of the pitch attitude of an earth satellite
US20020113569A1 (en) * 2000-10-11 2002-08-22 Matsushita Industrial Co., Ltd. Method and apparatus for position-sensorless motor control
CN101127501A (zh) * 2007-08-06 2008-02-20 北京航空航天大学 一种磁悬浮反作用飞轮电机高精度速率模式控制系统
CN101188393A (zh) * 2007-12-12 2008-05-28 北京航空航天大学 基于n个霍尔传感器的磁悬浮飞轮电机的低速高精度控制系统
CN101734379A (zh) * 2009-12-22 2010-06-16 北京航空航天大学 一种基于fpga的微小飞轮高集成度高精度控制系统
CN102437802A (zh) * 2011-10-18 2012-05-02 北京航空航天大学 一种轻型高精度微小飞轮数字控制系统
US20120199697A1 (en) * 2009-05-19 2012-08-09 University Of Florida Research Foundation, Inc. Attitude control system for small satellites
US20120202645A1 (en) * 2009-10-13 2012-08-09 Honda Motor Co., Ltd. Power plant
CN103475285A (zh) * 2013-09-12 2013-12-25 北京航空航天大学 一种磁悬浮飞轮无刷直流电机控制系统
CN104044756A (zh) * 2014-06-09 2014-09-17 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 高集成高精度控制力矩陀螺群伺服控制装置
US20140265674A1 (en) * 2013-03-12 2014-09-18 Rotonix Usa, Inc. Electromechanical flywheel with safety features
CN105811824A (zh) * 2014-12-30 2016-07-27 上海新跃仪表厂 基于线性霍尔的微纳卫星反作用飞轮控制方法
US20170093313A1 (en) * 2015-09-29 2017-03-30 Microchip Technology Incorporated Linear Hall Effect Sensors For Multi-Phase Permanent Magnet Motors With PWM Drive
CN108427011A (zh) * 2018-04-28 2018-08-21 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 一种高精度飞轮电机测速装置
CN108599635A (zh) * 2018-04-16 2018-09-28 东南大学 一种无刷直流电机测角测速装置及方法
US10118696B1 (en) * 2016-03-31 2018-11-06 Steven M. Hoffberg Steerable rotating projectile
CN108828258A (zh) * 2018-04-28 2018-11-16 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 一种提高飞轮电机测速精度的装置及方法
CN109375572A (zh) * 2018-11-14 2019-02-22 长光卫星技术有限公司 一种基于fpga的小卫星飞轮控制系统及控制方法
US20190168893A1 (en) * 2016-07-29 2019-06-06 Japan Aerospace Exploration Agency Reaction wheel apparatus
US20200356173A1 (en) * 2017-11-08 2020-11-12 General Vibration Corporation Coherent phase switching and modulation of a linear actuator array

Patent Citations (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0154863A2 (en) * 1984-02-24 1985-09-18 Hitachi, Ltd. Apparatus for driving polyphase brushless motor
US4732353A (en) * 1985-11-07 1988-03-22 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Three axis attitude control system
US4858858A (en) * 1987-09-03 1989-08-22 Messerschmitt-Bolkow-Blohm Gmbh Processs for the reacquisition of the pitch attitude of an earth satellite
US20020113569A1 (en) * 2000-10-11 2002-08-22 Matsushita Industrial Co., Ltd. Method and apparatus for position-sensorless motor control
CN101127501A (zh) * 2007-08-06 2008-02-20 北京航空航天大学 一种磁悬浮反作用飞轮电机高精度速率模式控制系统
CN101188393A (zh) * 2007-12-12 2008-05-28 北京航空航天大学 基于n个霍尔传感器的磁悬浮飞轮电机的低速高精度控制系统
US20120199697A1 (en) * 2009-05-19 2012-08-09 University Of Florida Research Foundation, Inc. Attitude control system for small satellites
US20120202645A1 (en) * 2009-10-13 2012-08-09 Honda Motor Co., Ltd. Power plant
CN101734379A (zh) * 2009-12-22 2010-06-16 北京航空航天大学 一种基于fpga的微小飞轮高集成度高精度控制系统
CN102437802A (zh) * 2011-10-18 2012-05-02 北京航空航天大学 一种轻型高精度微小飞轮数字控制系统
US20140265674A1 (en) * 2013-03-12 2014-09-18 Rotonix Usa, Inc. Electromechanical flywheel with safety features
CN103475285A (zh) * 2013-09-12 2013-12-25 北京航空航天大学 一种磁悬浮飞轮无刷直流电机控制系统
CN104044756A (zh) * 2014-06-09 2014-09-17 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 高集成高精度控制力矩陀螺群伺服控制装置
CN105811824A (zh) * 2014-12-30 2016-07-27 上海新跃仪表厂 基于线性霍尔的微纳卫星反作用飞轮控制方法
US20170093313A1 (en) * 2015-09-29 2017-03-30 Microchip Technology Incorporated Linear Hall Effect Sensors For Multi-Phase Permanent Magnet Motors With PWM Drive
US10118696B1 (en) * 2016-03-31 2018-11-06 Steven M. Hoffberg Steerable rotating projectile
US20190168893A1 (en) * 2016-07-29 2019-06-06 Japan Aerospace Exploration Agency Reaction wheel apparatus
US20200356173A1 (en) * 2017-11-08 2020-11-12 General Vibration Corporation Coherent phase switching and modulation of a linear actuator array
CN108599635A (zh) * 2018-04-16 2018-09-28 东南大学 一种无刷直流电机测角测速装置及方法
CN108427011A (zh) * 2018-04-28 2018-08-21 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 一种高精度飞轮电机测速装置
CN108828258A (zh) * 2018-04-28 2018-11-16 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 一种提高飞轮电机测速精度的装置及方法
CN109375572A (zh) * 2018-11-14 2019-02-22 长光卫星技术有限公司 一种基于fpga的小卫星飞轮控制系统及控制方法

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
孔令波等: "商用卫星姿控反作用飞轮控制系统设计与实现", 《电子测量与仪器学报》 *
郝敬然等: "基于开关式Ｈａｌｌ传感器的飞轮低速控制", 《航天控制》 *
陈茂胜等: "基于ＦＰＧＡ的高可靠反作用飞轮控制算法研究", 《测试技术学》 *

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114279467A (zh) * 2021-12-24 2022-04-05 深圳航天科技创新研究院 一种反作用飞轮性能参数智能评估系统及其评估方法
CN114279467B (zh) * 2021-12-24 2023-06-06 深圳航天科技创新研究院 一种反作用飞轮性能参数智能评估系统及其评估方法
CN116902228A (zh) * 2023-09-06 2023-10-20 长光卫星技术股份有限公司 一种飞轮系统及其驱动控制方法，电子设备和存储介质
CN116902228B (zh) * 2023-09-06 2023-11-17 长光卫星技术股份有限公司 一种飞轮系统及其驱动控制方法，电子设备和存储介质

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Date Code Title Description
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SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
CB02 Change of applicant information

Address after: No. 1299, Mingxi Road, Beihu science and Technology Development Zone, Changchun City, Jilin Province

Applicant after: Changguang Satellite Technology Co.,Ltd.

Address before: No. 1299, Mingxi Road, Beihu science and Technology Development Zone, Changchun City, Jilin Province

Applicant before: CHANG GUANG SATELLITE TECHNOLOGY Co.,Ltd.

CB02 Change of applicant information
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant
PE01 Entry into force of the registration of the contract for pledge of patent right

Denomination of invention: A low-cost and high-precision micro satellite reaction flywheel and its control implementation method

Granted publication date: 20230328

Pledgee: Jilin Nong'an Rural Commercial Bank Co.,Ltd.

Pledgor: Changguang Satellite Technology Co.,Ltd.

Registration number: Y2024220000072