一种航天器绳轮机构反驱制动控制方法及系统技术方案

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。轮)等造成损伤。轮)等造成损伤。

【技术实现步骤摘要】
一种航天器绳轮机构反驱制动控制方法及系统


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

技术介绍

[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。

技术实现思路

[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本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航天器绳轮机构反驱制动控制方法，其特征在于，所述方法包括：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。2.根据权利要求1所述的反驱制动控制方法，其特征在于，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：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；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。3.根据权利要求1所述的反驱制动控制方法，其特征在于，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。4.一种航天器绳轮机构反驱制动控制系统，其特征在于，所述系统应用权利要求1-3任意一项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；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...

【专利技术属性】
技术研发人员：周东，郭坚，王翠莲，李珂，鄢青青，韦涌泉，朱玛，赵蕾，杨小瑞，郭鹤鹤，吴伟，
申请(专利权)人：北京空间飞行器总体设计部，
类型：发明
国别省市：