一种能够速度修正的空间站太阳翼及其速度修正方法与流程

本发明涉及空间领域太阳翼控制技术，具体涉及一种能够速度修正的空间站太阳翼及其速度修正方法。

背景技术：

空间站是一种大型空间科学领域项目，空间站太阳翼，尤其是两个实验舱太阳翼，单翼翼展约30m长，具有大尺寸、大惯量、大挠性等特点。同时，由于空间站太阳翼控制模式多、控制流程复杂、干扰因素多、传动链长等特点，不同于以往的航天器太阳翼控制，空间站太阳翼速度控制影响因素较多。空间站太阳翼速度控制对跟踪精度要求较高，速度波动会导致太阳翼位置跟踪产生偏差，太阳翼位置跟踪偏差会使空间站太阳翼无法以最大接受面朝向太阳，导致太阳翼对太阳光能量的捕获转换效率降低。因此，对于空间站实验舱太阳翼的速度控制，以往的航天器基于单一旋转变压器的太阳翼速度控制技术已无法满足当前控制要求。

技术实现要素：

本发明的目的是提供一种能够速度修正的空间站太阳翼及其速度修正方法，以实现空间站太阳翼速度高跟踪精度要求。

为达到上述目的，本发明提供了一种能够速度修正的空间站太阳翼，其包括：驱动控制模块、与所述驱动控制模块相连的电机、高速端旋转变压器、与所述电机相连的传动机构、低速端旋转变压器及与所述传动机构相连的太阳翼；所述驱动控制模块控制电机转动，进而通过传动机构带动太阳翼共同转动；所述高速端旋转变压器安装在电机的轴端，用于检测电机轴端角度；所述低速端旋转变压器安装在太阳翼末端，用于检测太阳翼末端角度；所述高速端旋转变压器和低速端旋转变压器所检测的角度信号均由驱动控制模块采集使用。

上述的能够速度修正的空间站太阳翼，其中，所述空间站太阳翼还包括减速器；所述减速器的输入端与所述电机的电机轴连接，所述减速器的输出端与所述传动机构连接。

上述的能够速度修正的空间站太阳翼，其中，所述电机为永磁同步电机。

本发明还提供了一种能够速度修正的空间站太阳翼的速度修正方法，该方法是基于上述的能够速度修正的空间站太阳翼实现的，包括以下步骤：

当太阳翼速度比给定速度慢时，驱动控制模块通过采集低速端旋转变压器所检测的太阳翼末端角度，及时检测到太阳翼位置未能在规定时间内到达期望位置；此时，驱动控制模块控制电机加速，使得太阳翼位置满足对日定向角度要求；

当太阳翼速度比给定速度快时，驱动控制模块通过采集低速端旋转变压器所检测的太阳翼末端角度，及时检测到太阳翼位置在规定时间内超过了期望位置；此时，驱动控制模块控制电机减速，使得太阳翼位置满足对日定向角度要求。

上述的能够速度修正的空间站太阳翼的速度修正方法，其中，当空间站太阳翼的速度、位置跟踪准确时，仅使用高速端旋转变压器进行速度控制。

相对于现有技术，本发明具有以下有益效果：

本发明可以实现空间站实验舱太阳翼对日定向的速度高精度跟踪，满足太阳翼位置跟踪要求，使得太阳翼可以获得最大能量捕获转换效率。

附图说明

图1为本发明能够速度修正的空间站太阳翼的结构示意图。

具体实施方式

以下结合附图通过具体实施例对本发明作进一步的描述，这些实施例仅用于说明本发明，并不是对本发明保护范围的限制。

如图1所示，本发明提供了一种能够速度修正的空间站太阳翼，其包括：驱动控制模块1、与所述驱动控制模块1相连的永磁同步电机2、高速端旋转变压器3、与所述永磁同步电机2相连的传动机构4、低速端旋转变压器5及末端与所述传动机构4相连的太阳翼6；所述驱动控制模块1控制永磁同步电机2转动，进而通过传动机构4带动太阳翼6共同转动；所述高速端旋转变压器3安装在永磁同步电机2的轴端，用于检测永磁同步电机2轴端角度；所述低速端旋转变压器5安装在太阳翼6末端，用于检测太阳翼6末端角度；所述高速端旋转变压器3和低速端旋转变压器5所检测的角度信号均由驱动控制模块1采集使用。

进一步，所述空间站太阳翼还包括减速器；所述减速器的输入端与所述永磁同步电机2的电机轴连接，所述减速器的输出端与所述传动机构4连接。

本发明还提供了一种能够速度修正的空间站太阳翼的速度修正方法，该方法是基于上述的能够速度修正的空间站太阳翼实现的，包括以下步骤：

当太阳翼6速度比给定速度慢时，驱动控制模块1通过采集低速端旋转变压器5所检测的太阳翼6末端角度，及时检测到太阳翼6位置未能在规定时间内到达期望位置；此时，驱动控制模块1控制永磁同步电机2加速，使得太阳翼6位置满足对日定向角度要求；

当太阳翼6速度比给定速度快时，驱动控制模块1通过采集低速端旋转变压器5所检测的太阳翼6末端角度，及时检测到太阳翼6位置在规定时间内超过了期望位置；此时，驱动控制模块1控制永磁同步电机2减速，使得太阳翼6位置满足对日定向角度要求。

上述的能够速度修正的空间站太阳翼的速度修正方法，其中，当空间站太阳翼的速度、位置跟踪准确时，仅使用高速端旋转变压器3进行速度控制。

空间站太阳翼速度控制需要角度反馈，然后驱动控制模块1根据采集的角度计算得到速度，进而用于速度控制。空间站太阳翼角度反馈有两个旋转变压器组成，一个安装在电机轴端(高速端)，另一个安装在太阳翼末端(低速端)。高速端旋变变压器3用于太阳翼直接速度闭环控制，低速端旋转变压器5用于速度修正。正常情况下，太阳翼6速度控制由驱动控制模块1采集高速端旋转变压器3角度完成，太阳翼6位置跟踪正常。当太阳翼6由于各种干扰导致位置跟踪出现较大偏差时，驱动控制模块1根据采集的低速端旋转变压器5角度偏差产生速度修正信号，使高速端速度进行加速或者减速，最终满足太阳翼6位置跟踪要求。

综上所述，本发明使用两个旋转变压器用于太阳翼速度控制，分别为高速端旋转变压器和低速端旋转变压器。其中，高速端旋转变压器用于正常工况下的速度控制，低速端旋转变压器用于干扰情况下太阳翼位置跟踪存在偏差时的高速端速度修正。两个旋转变压器共同配合完成空间站太阳翼高精度速度跟踪。本发明可以实现空间站实验舱太阳翼对日定向的速度高精度跟踪，满足太阳翼位置跟踪要求，使得太阳翼可以获得最大能量捕获转换效率。

尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。

技术特征：

1.一种能够速度修正的空间站太阳翼，其特征在于，包括：驱动控制模块、与所述驱动控制模块相连的电机、高速端旋转变压器、与所述电机相连的传动机构、低速端旋转变压器及与所述传动机构相连的太阳翼；所述驱动控制模块控制电机转动，进而通过传动机构带动太阳翼共同转动；所述高速端旋转变压器安装在电机的轴端，用于检测电机轴端角度；所述低速端旋转变压器安装在太阳翼末端，用于检测太阳翼末端角度；所述高速端旋转变压器和低速端旋转变压器所检测的角度信号均由驱动控制模块采集使用。

2.如权利要求1所述的能够速度修正的空间站太阳翼，其特征在于，所述空间站太阳翼还包括减速器；所述减速器的输入端与所述电机的电机轴连接，所述减速器的输出端与所述传动机构连接。

3.如权利要求1所述的能够速度修正的空间站太阳翼，其特征在于，所述电机为永磁同步电机。

4.一种能够速度修正的空间站太阳翼的速度修正方法，其特征在于，该方法是基于如权利要求1-3任意一项所述的能够速度修正的空间站太阳翼实现的，包括以下步骤：

当太阳翼速度比给定速度慢时，驱动控制模块通过采集低速端旋转变压器所检测的太阳翼末端角度，及时检测到太阳翼位置未能在规定时间内到达期望位置；此时，驱动控制模块控制电机加速，使得太阳翼位置满足对日定向角度要求；

当太阳翼速度比给定速度快时，驱动控制模块通过采集低速端旋转变压器所检测的太阳翼末端角度，及时检测到太阳翼位置在规定时间内超过了期望位置；此时，驱动控制模块控制电机减速，使得太阳翼位置满足对日定向角度要求。

5.如权利要求4所述的能够速度修正的空间站太阳翼的速度修正方法，其特征在于，当空间站太阳翼的速度、位置跟踪准确时，仅使用高速端旋转变压器进行速度控制。

技术总结
本发明公开了一种能够速度修正的空间站太阳翼及其速度修正方法，使用两个旋转变压器用于太阳翼速度控制，分别为高速端旋转变压器和低速端旋转变压器。其中，高速端旋转变压器用于正常工况下的速度控制，低速端旋转变压器用于干扰情况下太阳翼位置跟踪存在偏差时的高速端速度修正。两个旋转变压器共同配合完成空间站太阳翼高精度速度跟踪。本发明可以实现空间站实验舱太阳翼对日定向的速度高精度跟踪，满足太阳翼位置跟踪要求，使得太阳翼可以获得最大能量捕获转换效率。

技术研发人员：付培华;丁承华;赵万良;周如好;刘付成
受保护的技术使用者：上海航天控制技术研究所
技术研发日：2019.11.11
技术公布日：2020.04.07