一种航天器绳轮机构反驱制动控制方法及系统与流程

[0001]
本公开属于航空航天技术领域，特别涉及一种航天器绳轮机构反驱制动控制方法及系统。


背景技术：

[0002]
中国在2020年发射火星着陆巡视器进行火星表面巡视探测。着陆巡视器安全着陆火面后，着陆平台上的坡道机构展开，一端搭在着陆平台，另一端接触火星表面，形成一定倾角的坡道。火星车在坡道机构上行驶，转移到火星表面开展移动探测任务。
[0003]
坡道机构控制系统采取了过流保护等策略，当坡道发生堵转时，可以紧急停机后再次重试，或向相反方向展开。如图1所示，坡道机构组件采用了钢丝绳传动的方式，控制系统驱动电机旋转，电机带动滚筒旋转并牵拉钢丝绳，钢丝绳另一端连接坡道机构，坡道机构从着陆平台中向外抽展。当坡道机构发生堵转时，控制系统判断过流保护并采取紧急停机措施。由于停机前钢丝绳中被最大限度的拉伸，钢丝绳中积蓄了大量的弹性势能，一旦控制系统执行紧急停机措施，电机出力消失，钢丝绳中的弹性势能将释放出来，钢丝绳收缩驱动电机反向旋转。根据实测情况，电机被反驱旋转的最高速度超过额定转速的2倍以上，持续时间长达2～3秒。电机转子为永磁体材料，电机被动高速旋转时，转子中的磁场高速切割定子绕组，将在电机定子上产生感应电动势，其感应电动势将反灌到控制电路中，可能造成控制电路过压烧毁或控制电路元器件损伤，且高速旋转也可能对传动齿轮和润滑材料造成损伤。
[0004]
感应电动势的幅度与电机反驱速度的幅度成线性关系。根据实测情况，该坡道机构反驱情况下在控制系统中造成的反灌电压高达70v，而控制电路中元器件最低耐压为75v，余量不足，存在较大的安全隐患。


技术实现要素：

[0005]
有鉴于此，本公开提出了一种航天器绳轮机构反驱制动控制方法及系统，能够减小反驱过程中电机运动速度，有效地减缓在紧急停机时反驱速度，缓慢释放钢丝绳中的弹性势能，避免对控制电路、传动系统(传动齿轮)等造成损伤。
[0006]
根据本公开的一方面，提出了一种航天器绳轮机构反驱制动控制方法，所述方法包括：
[0007]
预先设定电机运行速度的最大值和最小值；
[0008]
实时检测电机反驱运行速度，根据所述电机反驱运行速度与所述电机运行速度的最大值和最小值的关系，fpga模块循环输出不同状态的pwm信号到所述驱动模块，以控制电机反驱运行速度在所述电机运行速度的最大值和最小值之间。
[0009]
在一种可能的实现方式中，根据所述电机反驱运行速度与所述电机运行速度的最大值和最小值的关系，fpga模块输出不同状态的pwm信号到所述驱动模块，以控制电机反驱运行速度在所述电机运行速度的最大值和最小值之间，包括：
[0010]
当所述电机反驱运行速度大于所述电机运行速度的最大值时，fpga模块输出pwm斩波信号到所述驱动模块生成与电机反驱运行相反的控制信号，降低所述电机反驱运行速度，使电机反驱运行速度在所述电机运行速度的最大值和最小值之间；
[0011]
或，当所述电机反驱运行速度小于所述电机运行速度的最小值时，fpga模块输出停机状态的pwm斩波信号到所述驱动模块，控制所述驱动模块的功率开关断开，在钢丝绳弹性势能的驱使下所述电机反驱运行速度升高，使电机反驱运行速度在所述电机运行速度的最大值和最小值之间。
[0012]
在一种可能的实现方式中，该方法还包括：在所述反驱制动过程中，所述驱动模块的供电开关处于断开状态，利用所述储能电容和钢丝绳中残存能量进行反驱控制。当残存能量耗尽时，电机自动进入停机状态。
[0013]
根据本公开的另一方面，提出了一种航天器绳轮机构反驱制动控制系统，所述系统应用上述的航天器绳轮机构反驱制动控制方法，所述系统包括：ad采集模块、角度传感器模块、驱动模块和fpga模块；
[0014]
其中，所述ad采集模块，用于采集电机负载电流，并发送所述电机负载电流到所述fpga模块；
[0015]
所述角度传感器模块，用于采集所述电机转子的角速度，并发送所述角速度到所述fpga模块；
[0016]
所述驱动模块，用于根据接收的所述fpga的电机加断电信号和pwm信号对电机供电和绕组驱动进行控制，通过采样电阻采集电机负载电流，发送所述电机负载电流到所述ad采集模块；
[0017]
所述fpga模块，用于根据所述电机负载电流控制电机反驱制动状态，根据对所述电机角速度进行处理得到pwm信号进行所述驱动模块的电机绕组驱动的控制，且输出电机加断电信号到所述驱动模块用于电机供电的控制。
[0018]
在一种可能的实现方式中，所述用于根据所述电机负载电流控制电机反驱制动状态，包括：
[0019]
当所述机负载电流判断电机处于过流堵转状态，将电机置于反驱制动状态。
[0020]
在一种可能的实现方式中，根据对所述电机角速度进行处理得到pwm信号进行所述驱动模块的电机绕组驱动的控制，包括：
[0021]
对所述电机角速度进行差分运算得到电机运行速度，比较所述电机运行速度和预期运行速度得到电机运行速度的误差信息，根据所述误差信息调节pwm斩波占空比，结合pwm斩波占空比和pwm波控制时序生成pwm信号进行控制驱动模块的电机绕组驱动的控制。
[0022]
在一种可能的实现方式中，所述驱动模块包括：防反二极管、供电开关、储能电容、功率开关和电流采样电阻；
[0023]
其中，所述防反二极管，用于防止驱动模块瞬态高压反灌到探测器供电母线；
[0024]
供电开关，用于控制驱动模块电路的加断电；
[0025]
储能电容，用于滤除电机控制过程中的电压波动；
[0026]
功率开关，用于根据fpga模块发出的pwm信号进行通断控制，在电机定子绕组中形成旋转磁场，带动电机旋转；
[0027]
电流采样电阻，用于采集电机负载电流，并将电机负载电流传输到ad采集模块。
[0028]
本公开的航天器绳轮机构反驱制动控制方法，通过预先设定电机运行速度的最大值和最小值；实时检测电机反驱运行速度，根据所述电机反驱运行速度与所述电机运行速度的最大值和最小值的关系，fpga模块循环输出不同状态的pwm信号到所述驱动模块，以控制电机反驱运行速度在所述电机运行速度的最大值和最小值之间。能够减小反驱过程中电机运动速度，有效地减缓在紧急停机时反驱速度，缓慢释放钢丝绳中的弹性势能，避免对控制电路、传动系统(传动齿轮)等造成损伤。
[0029]
根据下面参考附图对示例性实施例的详细说明，本公开的其它特征及方面将变得清楚。
附图说明
[0030]
包含在说明书中并且构成说明书的一部分的附图与说明书一起示出了本公开的示例性实施例、特征和方面，并且用于解释本公开的原理。
[0031]
图1示出根据现有技术中航天器绳轮坡道机构组件的结构示意图；
[0032]
图2示出根据本公开一实施例的航天器绳轮机构反驱制动控制方法流程图；
[0033]
图3示出根据本公开一实施例的航天器绳轮机构反驱制动控制系统的结构框图；
[0034]
图4示出根据本公开一实施例的航天器绳轮机构反驱制动控制系统的驱动模块的原理框图；
[0035]
图5示出根据本公开另一实施例的航天器绳轮机构反驱制动控制方法流程图。
[0036]
图6示出根据本公开一实施例的航天器绳轮机构反驱制动控制系统的反驱控制磁场向量图。
具体实施方式
[0037]
以下将参考附图详细说明本公开的各种示例性实施例、特征和方面。附图中相同的附图标记表示功能相同或相似的元件。尽管在附图中示出了实施例的各种方面，但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。
[0038]
在这里专用的词“示例性”意为“用作例子、实施例或说明性”。这里作为“示例性”所说明的任何实施例不必解释为优于或好于其它实施例。
[0039]
另外，为了更好的说明本公开，在下文的具体实施方式中给出了众多的具体细节。本领域技术人员应当理解，没有某些具体细节，本公开同样可以实施。在一些实例中，对于本领域技术人员熟知的方法、手段、元件和电路未作详细描述，以便于凸显本公开的主旨。
[0040]
为了便于更好的理解航天器绳轮机构反驱制动控制方法，先介绍航天器绳轮机构反驱制动控制系统的工作原理。
[0041]
图3示出根据本公开一实施例的航天器绳轮机构反驱制动控制系统的结构框图。如图3所示，该系统可以包括：ad采集模块、角度传感器模块、驱动模块和fpga模块；
[0042]
ad采集模块，用于采集电机负载电流，并发送所述电机负载电流到所述fpga模块。
[0043]
其中，ad采集模块主要功能为采集电机(如图1所示)负载电流(驱动电流)，主要通过接收驱动模块中电流采样电阻传递过来的微弱电流信号，将电流信号放大到可采集范围，并进行模数转换，得到电流数据，将电流数据传递到fpga模块中。
[0044]
角度传感器模块，用于采集所述电机转子的角速度，并发送所述角速度到所述
fpga模块。
[0045]
驱动模块，用于根据接收的fpga模块的电机加断电信号和pwm信号对电机供电和绕组驱动进行控制，通过采样电阻电阻采集电机负载电流，发送所述电机负载电流到所述ad采集模块。
[0046]
图4示出根据本公开一实施例的航天器绳轮机构反驱制动控制系统的驱动模块的原理框图。
[0047]
在一示例中，如图4所示，驱动模块可以包括：防反二极管、供电开关、储能电容、功率开关和电流采样电阻；
[0048]
防反二极管，用于防止驱动模块瞬态高压反灌到探测器供电母线。
[0049]
供电开关，用于控制驱动模块电路的加断电。其中，供电开关为三极管或场效应管
[0050]
储能电容，用于滤除电机控制过程中的电压波动。
[0051]
功率开关，用于根据fpga模块发出的pwm信号进行通断控制，在电机定子绕组中形成旋转磁场，带动电机旋转。
[0052]
在一示例中，如图4所示，可以包括六套由场效应管和二极管组成的功率开关，根据fpga发出的pwm信号进行通断控制，组合形成三相交流驱动信号，在电机定子绕组中形成旋转磁场，带动电机旋转。
[0053]
电流采样电阻，用于采集电机负载电流，并将电机负载电流传输到ad采集模块。
[0054]
驱动模块通过接收fpga发出的加断电信号，控制驱动模块内部供电开关的通断，同时接收fpga发出的pwm信号，用于驱动控制模块中的功率管，生成对电机的驱动信号。能够对电机加电以及电机绕组驱动进行控制。
[0055]
fpga模块，用于根据电机负载电流控制电机反驱制动状态，根据对所述电机角速度进行处理得到pwm信号进行所述驱动模块的电机绕组驱动的控制，且输出电机加断电信号到所述驱动模块用于电机供电的控制。
[0056]
其中，fpga模块为航天器绳轮机构反驱制动控制系统的中枢，主要能够通过ad采集模块获取电机工作时的负载电流，以及通过角度传感器获取电机转子运动角度数据。
[0057]
在一示例中，根据电机负载电流控制电机反驱制动状态可以包括：当机负载电流判断电机处于过流堵转状态，将电机置于反驱制动状态。根据采集的电机负载电流信息，判断电机是否处于过流堵转状态，当处于过流堵转时，将电机置于反驱制动状态，实现fpga模块的过流保护功能。
[0058]
在一示例中，根据对电机角速度进行处理得到pwm信号进行所述驱动模块的电机绕组驱动的控制可以包括：对所述电机角速度进行差分运算得到电机运行速度，比较所述电机运行速度和预期运行速度得到电机运行速度的误差信息，根据所述误差信息调节pwm斩波占空比，结合pwm斩波占空比和pwm波控制时序生成pwm信号进行控制驱动模块的电机绕组驱动的控制
[0059]
fpga模块通过对电机角度(电机转子运动角度)数据做差分运算，得到电机运行速度信息，将电机运行速度与电机运行期望角度做比较得到电机运行速度的误差信息，通过pi控制器调节pwm斩波占空比。根据pwm斩波占空比以及pwm波控制时序信号生成pwm信号，将pwm信号输出到驱动模块以对驱动模块功率开关的通断控制。进而实现fpga模块对电机运行速度的闭环控制，实现fpga模块的反驱控制功能。
[0060]
fpga模块还输出加断电控制信号到驱动模块，以对驱动模块的加断电进行控制。fpga模块实现过流保护功能和反驱控制功能。
[0061]
本公开的航天器绳轮机构反驱制动控制系统，通过包括ad采集模块、角度传感器模块、驱动模块和fpga模块；ad采集模块，用于采集电机负载电流，并发送所述电机负载电流到所述fpga模块；角度传感器模块，用于采集所述电机转子的角速度，并发送所述角速度到所述fpga模块；驱动模块，用于根据接收的所述fpga的电机加断电信号和pwm信号对电机供电和绕组驱动进行控制，通过采样电机采集电机负载电流，发送所述电机负载电流到所述ad采集模块；fpga模块，用于根据所述电机负载电流控制电机反驱制动状态，根据对所述电机角速度进行处理得到pwm信号进行所述驱动模块的电机绕组驱动的控制，且输出电机加断电信号到所述驱动模块用于电机供电的控制。能够减小反驱过程中电机运动速度，有效地减缓在紧急停机时反驱速度，缓慢释放钢丝绳中的弹性势能，避免对控制电路、传动系统(传动齿轮)等造成损伤。
[0062]
当电机处于反驱制动过程中时，仍然实时采集电机转子角度数据计算电机的运行速度，根据电机的运行速度对电机的反驱制动状态进行控制。
[0063]
图2示出根据本公开一实施例的航天器绳轮机构反驱制动控制方法流程图。该方法能够应用于上述航天器绳轮机构反驱制动控制系统中，可以包括：
[0064]
步骤s1：预先设定电机运行速度的最大值和最小值。
[0065]
预先设置电机速度上限值(最大值)和下限值(最小值)，电机反驱运行速度超过电机速度上限值时，反驱制动控制自动启动。电机反驱运行速度低于电机速度下限值时，反驱制动控制自动停止。可避免反驱制动控制的频繁启动或停止。
[0066]
步骤s2：实时检测电机反驱运行速度，根据所述电机反驱运行速度与所述电机运行速度的最大值和最小值的关系，fpga模块循环输出不同状态的pwm信号到所述驱动模块，以控制电机反驱运行速度在所述电机运行速度的最大值和最小值之间。
[0067]
其中，电机运行速度的最大值和最小值也可以分别称为电机运行速度的上限值和下限值。
[0068]
fpga实时检测电机反驱运行速度，当电机反驱运行速度大于所述电机运行速度的最大值或高于电机运行速度的上限值时，fpga模块输出pwm斩波信号到驱动模块，在驱动模块中生成与电机反驱运行方向相反的控制矢量信号，该控制矢量信号阻碍电机反驱运行速度提高，降低电机反驱运行速度，使电机反驱运行速度在所述电机运行速度的最大值和最小值之间。
[0069]
当电机反驱运行速度小于电机运行速度的最小值或低于电机运行速度的下限值时，fpga模块生成停机状态的pwm斩波信号到驱动模块，驱动模块的六只功率管均关断，航天器绳轮机构钢丝绳弹性势能持续释放，电机反驱运行速度提高，使电机反驱运行速度在电机运行速度的最大值(上限值)和最小值(下限值)之间。
[0070]
通过fpga模块对电机反驱运行速度滞环控制，能够控制电机反驱控制循环启动或停止，使电机反驱运行速度始终控制在电机速度上下限之间，有效避免了反驱制动控制的频繁启动和停止。
[0071]
[1]图5示出根据本公开另一实施例的航天器绳轮机构反驱制动控制方法流程图。如图5所示，该方法还可以包括：
[0072]
步骤s3：在所述反驱制动过程中，所述驱动模块的供电开关处于断开状态，利用所述储能电容和钢丝绳中残存能量进行反驱控制，当残存能量耗尽时，电机自动进入停机状态。
[0073]
由于在反驱制动过程中，驱动模块的供电开关一直处于断开状态，当航天器绳轮机构的钢丝绳中弹性势能释放完毕后，外部电源系统不再为驱动模块提供能量。该系统利用储能电容和钢丝绳中残存能量进行反驱控制，当航天器绳轮机构的钢丝绳中弹性势能散完毕后，实现能量自动受控耗散后，电机自动进入停机状态，能够实现反驱制动利用系统中残存能量进行制动控制。
[0074]
图6示出根据本公开一实施例的航天器绳轮机构反驱制动控制系统的反驱控制磁场向量图。
[0075]
如图6所示，将驱动模块的供电开关pmos关断，利用pwm信号固定占空比开环模式，反驱制动控制的驱动方向与反驱方向相反。
[0076]
反驱制动控制在电机定子绕组中生成的磁场向量与转子磁场向量角度差为90
°
。
[0077]
反驱制动控制方向为如图1所示的绳轮机构的坡道展开方向，绳轮机构钢丝绳反驱力的方向为坡道收拢方向，则反驱制动控制所产生的力矩与钢丝绳反驱力矩形成对抗。当驱动模块的储能电容中的电量逐渐减小，反驱制动控制力矩也将慢慢减小，反驱力大于反驱制动控制力矩，电机反驱速度增加；反电动势增加，电流反灌到储能电容中，反驱制动控制力矩又会有所增加。如此反复，直到钢丝绳反驱力矩释放完成，储能电容中的电量也消耗完成。
[0078]
本公开的航天器绳轮机构反驱制动控制方法，通过预先设定电机运行速度的最大值和最小值；实时检测电机反驱运行速度，根据所述电机反驱运行速度与所述电机运行速度的最大值和最小值的关系，fpga模块循环输出不同状态的pwm信号到所述驱动模块，以控制电机反驱运行速度在所述电机运行速度的最大值和最小值之间。能够减小反驱过程中电机运动速度，有效地减缓在紧急停机时反驱速度，缓慢释放钢丝绳中的弹性势能，避免对控制电路、传动系统(传动齿轮)等造成损伤。
[0079]
以上已经描述了本公开的各实施例，上述说明是示例性的，并非穷尽性的，并且也不限于所披露的各实施例。在不偏离所说明的各实施例的范围和精神的情况下，对于本技术领域的普通技术人员来说许多修改和变更都是显而易见的。本文中所用术语的选择，旨在最好地解释各实施例的原理、实际应用或对市场中的技术改进，或者使本技术领域的其它普通技术人员能理解本文披露的各实施例。