CN113238078B - 一种卫星姿控反作用飞轮霍尔测速在轨标定方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种卫星姿控反作用飞轮霍尔测速在轨标定方法步骤1：卫星发射前获取飞轮电机各个霍尔状态对应的实际角度值，计算出每个霍尔状态对应的角度序列θij；步骤2：将步骤1得到的角度序列θij存入到飞轮控制软件中；步骤3：卫星发射入轨后，搜索飞轮控制软件中的角度序列θij与霍尔状态时间序列的匹配关系；步骤4：根据步骤3的匹配关系计算电机转速；步骤5：根据步骤4的电机转速实现飞轮转速闭环控制，跟踪姿控计算机转速指令。本发明解决了现有霍尔测速方法测速精度和速度反馈延迟相互制约的问题。

Description

一种卫星姿控反作用飞轮霍尔测速在轨标定方法
技术领域
本发明属于卫星姿控反作用飞轮控制领域，具体涉及一种卫星姿控反作用飞轮霍尔测速在轨标定方法。
背景技术
国内外飞轮多采用永磁无刷直流电机作为出力元件，电机的速度测量通常采用编码器或霍尔传感器。编码器成本高、体积大，且对使用环境要求苛刻、装调困难。霍尔传感器安装和使用方便且成本低，因此在百公斤级及以下的微小卫星上得到广泛使用。霍尔传感器又分为线性霍尔传感器和开关霍尔传感器，线性霍尔的选型及安装需与电机设计同步开展，彼此间耦合度大，实际应用非常困难。相较而言，开关霍尔更加简单实用，本发明所述霍尔传感器即指的是开关式霍尔传感器。
开关式霍尔传感器被广泛应用于卫星姿控反作用飞轮的速度测量和换相控制，其具有可靠性高、体积小、成本低、安装和使用简单的特点。使用时，霍尔元件成120°电角度对称安装在电机定子上，电机旋转时，转子磁极经过霍尔元件引起霍尔状态周期性变化，通过测量每个霍尔状态持续时间便可以实现转速的测量。然而由于霍尔元件的安装、定子线圈和转子磁极的加工不可避免的存在误差，因此使用霍尔元件实际能够实现的测速精度较低。提高霍尔测速精度成为了实际应用中需要解决的关键问题。
发明内容
本发明提供一种卫星姿控反作用飞轮霍尔测速在轨标定方法，解决了现有测速方法测速精度和速度反馈延迟相互制约的问题。
本发明通过以下技术方案实现：
一种卫星姿控反作用飞轮霍尔测速在轨标定方法，所述在轨标定方法今天包括以下步骤：
步骤1：卫星发射前获取飞轮电机各个霍尔状态对应的实际角度值，计算出每个霍尔状态对应的角度序列θij；
步骤2：将步骤1得到的角度序列θij存入飞轮控制软件中；
步骤3：卫星发射入轨后，搜索飞轮控制软件中的角度序列θij与霍尔状态时间序列的匹配关系；
步骤4：根据步骤3的匹配关系计算电机转速；
步骤5：根据步骤4的电机转速实现飞轮转速闭环控制，跟踪姿控计算机转速指令。
进一步的，所述步骤1具体为，采用机械周期测速法控制飞轮电机在转速下稳速旋转，从约定的霍尔状态开始，记录飞轮旋转一个机械周产生的2qp个霍尔状态的时间序列tij，i＝1,2,…,p；j＝1,2,…,2q，其中q为霍尔元件个数，p为电机极对数；
当飞轮稳速旋转时，各个霍尔状态的持续时间与其对应的实际角度成正比，据此计算出每个霍尔状态对应的角度序列θij，其中i表示电机转子的第i对极，i＝1,2,…,p；；j表示第i对极内的第j个霍尔状态，j＝1,2,…,2q。
进一步的，所述步骤3具体为，卫星发射入轨后，飞轮收到姿控计算机发送的标定指令后保持当前转速稳速运行，从步骤1相同的霍尔状态开始记录电机运行一个机械周各个霍尔状态持续的时间序列Tij；对于p对极的电机，求得p个飞轮速度序列nij，
Figure GDA0003151739390000021
其中m＝0,1,2,···,p-1，m表示角度序列与时间序列的偏移，方差最小的一组即为霍尔角度序列与霍尔状态时间序列的正确匹配关系。
进一步的，所述步骤4具体为，步骤3的匹配关系确定后，每获取一个霍尔状态的持续时间，即可用其对应的实际角度通过T法测速测量飞轮转速，实现飞轮转速闭环控制，跟踪姿控计算机转速指令。
本发明的有益效果是：
本发明使飞轮控制性能有了显著提高。
本发明流程简单，无须增加额外的标定设备，经济高效。
附图说明
图1本发明的飞轮系统框图。
图2本发明的飞轮电机定子示意图。
图3本发明的飞轮电机外转子示意图。
图4本发明的三相霍尔输出状态图。
图5本发明的飞轮50rpm稳速控制性能对比图。
图6本发明的飞轮10rpm稳速控制曲线图。
图7本发明采用机械周期测速法时飞轮速度过零曲线图。
图8本发明的飞轮采用机械周期测速法进行速度控制时，卫星三轴姿态角速度偏差曲线图。
图9本发明测速时飞轮速度过零曲线图。
图10本发明进行速度控制时，卫星三轴姿态角速度偏差曲线图。
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。
一种卫星姿控反作用飞轮霍尔测速在轨标定方法，所述在轨标定方法今天包括以下步骤：
步骤1：卫星发射前获取飞轮电机各个霍尔状态对应的实际角度值，计算出每个霍尔状态对应的角度序列θij；
步骤2：将步骤1得到的角度序列θij存入到飞轮控制软件中；
步骤3：卫星发射入轨后，搜索飞轮控制软件中的角度序列θij与霍尔状态时间序列的匹配关系；
步骤4：根据步骤3的匹配关系计算电机转速；
步骤5：根据步骤4的电机转速实现飞轮转速闭环控制，跟踪姿控计算机转速指令。
进一步的，所述步骤1具体为，采用机械周期测速法控制飞轮电机在转速下稳速旋转，从约定的霍尔状态开始，记录飞轮旋转一个机械周产生的2qp个霍尔状态的时间序列tij，i＝1,2,…,p；j＝1,2,…,2q；所述机械周对应360°机械角度。
当飞轮稳速旋转时，各个霍尔状态的持续时间与其对应的实际角度成正比，据此计算出每个霍尔状态对应的角度序列θij，其中i表示电机转子的第i对极，i＝1,2,…,p；；j表示第i对极内的第j个霍尔状态，j＝1,2,…,2q。
进一步的，所述步骤3具体为，卫星发射入轨后，飞轮收到姿控计算机发送的标定指令后保持当前转速稳速运行，从步骤1相同的霍尔状态开始记录电机运行一个机械周各个霍尔状态持续的时间序列Tij；对于p对极的电机，求得p个飞轮速度序列nij，
Figure GDA0003151739390000041
其中m＝0,1,2,···,p-1，m表示角度序列与时间序列的偏移，方差最小的一组即为霍尔角度序列与霍尔状态时间序列的正确匹配关系。
进一步的，所述步骤4具体为，步骤3的匹配关系确定后，每获取一个霍尔状态的持续时间，即可用其对应的实际角度通过T法测速测量飞轮转速，实现飞轮转速闭环控制，跟踪姿控计算机转速指令。只要飞轮不掉电这种匹配关系便不会丢失。
各个霍尔状态对应的实际角度序列矩阵：
Figure GDA0003151739390000042
表1
各个霍尔状态持续的时间序列矩阵：
Figure GDA0003151739390000043
表2
执行在轨标定时得到的8个速度序列的方差值；
Figure GDA0003151739390000044
表3
飞轮系统包含飞轮本体和飞轮控制线路两部分，如图1所示。飞轮电机采用外转子结构的永磁无刷直流电机，由定子、转子和霍尔传感器组成，霍尔传感器在定子中成120°电角度对称安装，如图2～图3所示。
当飞轮电机定子上对称安装q个霍尔元件时(q为3的整数倍)，电机转过1对极产生2q个霍尔状态，对于p对极的电机，电机旋转一周产生2qp个霍尔状态。公式(1)为机械周期测速法计算公式，该方法由于克服了霍尔安装和电机加工等误差的影响，能够实现很高的测速精度，但在公式(1)中，前2qp-1个时间量都是之前时间段的数据，速度计算存在很大延迟，控制系统稳定性差，尤其当飞轮运行在低速段时，极易产生震荡。采用卫星姿控反作用飞轮霍尔测速在轨标定方法后，可以按照公式(2)计算飞轮转速，式中，T为k时刻获取的霍尔状态时间(以获取θ[0][0]对应的霍尔状态为0时刻)，θ为对应的实际角度值，m为标定出的角度序列与时间序列的偏移量。公式(2)根据最新获取的霍尔状态时间及其对应的实际角度直接计算飞轮转速，具有最小的测速延迟和较高的测速精度。
Figure GDA0003151739390000051
Figure GDA0003151739390000052
Figure GDA0003151739390000053
Figure GDA0003151739390000054
本发明的主要两方面：1)卫星发射前，获取飞轮电机旋转一周2qp个霍尔状态对应的角度序列θij(i＝1,2,…,p；j＝1,2,…,2q)，并将其固化在飞轮控制软件中；2)卫星发射入轨后，根据速度序列方差最小的原则，搜索角度序列θij与时间序列Tij的匹配关系，进而实现飞轮转速的计算。
为了验证所本发明的有效性，将其应用于某型号卫星的姿控反作用飞轮中，并通过地面模拟飞行试验验证。该型号卫星为重量40kg级光学遥感卫星，星上反作用飞轮最大输出力矩3mNm，最大角动量100mNms(@6000rpm)。在本实施例中，飞轮电机为8对极三相永磁无刷直流电机，采用三个霍尔传感器成120°电角度对称安装在电机定子上，飞轮电机旋转一周输出48个霍尔状态，如图4所示。卫星姿控反作用飞轮霍尔测速在轨标定方法包括以下步骤：
第一阶段：飞行试验前，获取飞轮霍尔状态角度序列
步骤一、测试计算机发送1000rpm转速指令，飞轮采用机械周期法控制电机稳速运行于1000rpm；
步骤二、从霍尔状态“011”开始，记录飞轮旋转一周48个霍尔状态的时间序列，保存在二维时间数组t[8][6]中，并通过串口将数组t[8][6]回传给测试计算机；
步骤三、根据公式(3)计算得出飞轮旋转一周48个霍尔状态对应的角度序列；
步骤四、将步骤三中得到的角度序列以常量数组θ[8][6]的形式固化在飞轮控制软件中，如表1，单位度(°)；
第二阶段：开展模拟飞行试验，验证所本发明的有效性
步骤五、将飞轮接入整星系统，进行模拟飞行试验。星箭分离后，飞轮上电运行，卫星工作模式经由阻尼模式、寻日模式，进入对日三轴稳定模式；
步骤六、飞轮采用机械周期法进行稳速控制，卫星执行对地推扫成像任务，任务期间卫星姿态曲线如图8所示，任务结束后卫星返回对日三轴稳定模式；
步骤七、姿控计算机发送“标定指令”给飞轮，此时飞轮转速约为500rpm。飞轮收到指令后保持当前转速稳速运行，从霍尔状态“011”开始记录电机运行一周48个霍尔状态持续的时间序列T[8][6]，如表2，单位秒(s)。根据公式
Figure GDA0003151739390000061
(rpm)(m＝0,1,2,···,7)求取8个速度序列。按照公式(4)分别计算8个速度序列的方差，如表3所示。当m＝1时，方差取得最小值，即m＝1为角度序列与时间序列的偏移量。至此完成了飞轮的标定，飞轮运行在标定模式；
步骤八、标定后飞轮转速按照公式(2)进行计算。卫星再次执行对地推扫成像任务，任务期间卫星姿态曲线如图10所示，任务结束后卫星返回对日三轴稳定模式。
飞轮未接入系统单独测试结果如图5、图6所示，图5给出了分别采用机械周期测速法、电周期测速法和所发明标定方法进行测速时，飞轮50rpm稳速控制性能曲线。采用机械周期测速法和电周期测速法，飞轮转速均产生了不同幅度的振荡，无法实现稳速控制。由于机械周期测速法引入的测速延迟更大，系统稳定性更差，因此振荡幅度更大。使用所提出标定方法测速时飞轮转速无振荡，且50rpm稳速控制精度达到1.0835rpm。；图8给出了采用所发明标定方法进行测速时，飞轮10rpm稳速控制曲线，稳速控制精度优于3rpm。
模拟飞行试验效果如图7～图10所示，图7和图9，分别为采用机械周期测速法和所发明标定方法进行测速时，推扫成像任务期间飞轮转速过零曲线，可以看出，采用卫星姿控反作用飞轮霍尔测速在轨标定方法后，飞轮过零性能得到显著提升，过零转速震荡幅度更小、持续时间更短；图8和图10，分别为两次任务期间的卫星三轴姿态稳定度曲线，可以看出，采用卫星姿控反作用飞轮霍尔测速在轨标定方法后，飞轮转速过零时卫星姿态最大偏差角速度由23‰降至5‰，达到了较好控制效果。
模拟飞行试验结果表明，采用卫星姿控反作用飞轮霍尔测速在轨标定方法，能够解决霍尔测速精度与测速延迟之间矛盾，在保证测速精度满足要求的前提小，实现了转速反馈延迟量最小，提升了飞轮控制性能，尤其对飞轮转速过零时性能有较大改善。

Claims (1)

1.一种卫星姿控反作用飞轮霍尔测速在轨标定方法，其特征在于，所述在轨标定方法今天包括以下步骤：
步骤1：卫星发射前获取飞轮电机各个霍尔状态对应的实际角度值，计算出每个霍尔状态对应的角度序列θij；
步骤2：将步骤1得到的角度序列θij存入到飞轮控制软件中；
步骤3：卫星发射入轨后，搜索飞轮控制软件中的角度序列θij与霍尔状态时间序列的匹配关系；
步骤4：根据步骤3的匹配关系计算电机转速；
步骤5：根据步骤4的电机转速实现飞轮转速闭环控制，跟踪姿控计算机转速指令，
所述步骤1具体为，采用机械周期测速法控制飞轮电机在转速下稳速旋转，从约定的霍尔状态开始，记录飞轮旋转一个机械周产生的2qp个霍尔状态的时间序列tij，i＝1,2,…,p；j＝1,2,…,2q，其中q为霍尔元件个数，p为电机极对数；
当飞轮稳速旋转时，各个霍尔状态的持续时间与其对应的实际角度成正比，据此计算出每个霍尔状态对应的角度序列θij，其中i表示电机转子的第i对极，i＝1,2,…,p；j表示第i对极内的第j个霍尔状态，j＝1,2,…,2q；
所述步骤3具体为，卫星发射入轨后，飞轮收到姿控计算机发送的标定指令后保持当前转速稳速运行，从步骤1相同的霍尔状态开始记录电机运行一个机械周各个霍尔状态持续的时间序列Tij；对于p对极的电机，求得p个飞轮速度序列nij，
Figure FDA0003845378040000011
其中m＝0,1,2,···,p-1，m表示角度序列与时间序列的偏移；方差最小的一组即为霍尔角度序列与霍尔状态时间序列的正确匹配关系；
所述步骤4具体为，步骤3的匹配关系确定后，每获取一个霍尔状态的持续时间，即可用其对应的实际角度通过T法测速测量飞轮转速，实现飞轮转速闭环控制，跟踪姿控计算机转速指令。
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Denomination of invention: A calibration method for satellite attitude control reaction flywheel Hall velocimetry in orbit

Granted publication date: 20221209

Pledgee: Jilin Dehui Rural Commercial Bank Co.,Ltd. Yatai Street Branch

Pledgor: Changguang Satellite Technology Co.,Ltd.

Registration number: Y2024220000061

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