纳级卫星具有的重量轻、体积小、成本低、研制周期短、发射容易、生存能力强、风险小但技术集成度高等优点, 其研制发展受到了广泛关注。随着纳级卫星在遥感、通信等领域应用, 卫星需要实现精确定向、对地观测等任务, 对姿态控制系统精度要求变高[1-2]。被动式或者纯磁力矩控制难以满足要求, 反作用飞轮具有控制精度高、响应速度快、寿命长等优点, 能够满足高精度需求, 因此有必要开展微型飞轮研制。
微型飞轮受到成本、功耗、体积、质量等方面约束, 由此带来总体结构、电机驱动、控制系统等多方面变化。目前SSTL公司、SFL公司、BCT公司和国内科研院所[3-4]等已有微型飞轮产品或样机, 从体积、质量、功耗等方面来讲更适用于小卫星或微型卫星, 不太适用于纳级卫星, 而且成本较高。TU Delft[5]和TU Berlin[6]所研制的飞轮, 输出角动量和力矩又过小, 也不适用。因此有必要进行适用于纳级卫星的飞轮研制。从公开的文献和资料来看, 微型飞轮研究主要集中于飞轮电机的设计[1, 3-4, 7], 或飞轮设计需求分析[2, 8], 或控制算法研究[9]。未见总体方案、控制器实现以及试验验证等方面内容研究。
本文基于西北工业大学首颗卫星“翱翔之星”12U立方星项目需求, 基于COTS模块化设计方案, 研制出一款低功耗、微型化、高精度的微型反作用飞轮系统, 主要包括结构设计、电机选型、轮盘设计、硬件实现、控制算法、性能测试和环境试验等。经试验测试, 研制出的微型飞轮系统满足设计需求, 并经过发射考验和在轨运行99天, 状态良好, 圆满完成卫星实验任务。
1 设计需求分析反作用飞轮主要用于克服卫星受到的地磁场、太阳光压、重力梯度以及气动等产生扰动力矩, 保证卫星稳定性, 输出卫星姿态控制机动所需力矩。不但能够承受发射阶段严苛的力学环境, 还要保证在轨空间环境下工作正常。根据“翱翔之星”卫星质量与转动惯量等特性以及姿态控制系统的要求, 可提出微型反作用飞轮设计技术要求, 如表 1所示。
| 项目 | 参数 |
| 质量/g | ≤100 |
| 尺寸/mm | ≤40*40*30 |
| 最大功耗/mW | ≤500 |
| 输出力矩/(mNm) | ≥0.2 |
| 最大角动量/(mNms) | ≥5.5 |
| 使用寿命/a | ≥1 |
飞轮采用非密闭开放式结构, 如图 1所示, 轮盘固定在电机输出轴上, 由电机带动轮盘转动。开放式结构好处在于不要考虑真空密封相关的内容, 能够简化系统结构, 减轻系统质量[1]。但同时带来真空中润滑脂挥发过快, 导致电机轴承摩擦变大, 为避免该问题, 本文采用全氟聚醚高真空润滑脂, 该润滑脂具有优良的化学惰性, 极佳的超低温性能, 极好的抗燃烧和抗氧化性能。
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| 图 1 总体结构 |
电机是飞轮的核心部件, 其性能直接影响了飞轮特性。由于有刷电机采用电刷换向, 寿命短, 不适合在轨长时间工作; 永磁同步无刷电机需要逆变器进行直流变频, 控制驱动系统复杂, 难以微型化; 无刷直流电机采用电子换向技术, 电子控制系统简单, 力矩特性相对平坦, 寿命长。通过对比, 考虑飞轮技术要求, 本文选用某型微型三相无刷直流电机, 相关参数见表 2。
| 符号 | 名称 | 参数 |
| U | 工作电压/V | 5 |
| η | 最大功效/% | 56 |
| nmax | 最大转速/(r·min-1) | 16 000 |
| R | 相电阻/Ω | 22 |
| C0 | 动态摩擦转矩/(mNm(r·min-1)-1) | 2.6×10-6 |
| Cv | 反电动势常数/(mV·(r·min-1)-1) | 0.381 |
| ke | 转速常数/(r·min-1)·V-1) | 2 623 |
| km | 转矩常数/(mNm·A-1) | 3.64 |
为满足飞轮输出角动量需求, 需要根据飞轮技术要求和电机参数, 计算轮盘的转动惯量。由电机功率、输出力矩值以及转速, 可知
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(1) |
按照飞轮的设计要求额定功耗500 mW计算, 可知nmax=10 588 r/min。考虑电机功效值和摩擦系数与标称值之间的变化, 保守起见, 降低额度90%, 选取输出转速nmax=9 000 r/min。则由
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(2) |
可得到飞轮盘转动惯量J≈6.0×10-6 kg·m2。
轮盘设计时, 受到质量和体积约束, 为增大转动惯量与质量、体积比, 采用轮缘式形状, 不锈钢材料, 外形如图 2所示, 轮盘厚5 mm, 重31 g。
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| 图 2 飞轮盘外形结构图 |
由于飞轮振动特性会影响卫星本身的稳定和控制精度, 需要对飞轮进行模态分析, 以确定轮盘的固有频率和振动特性, 避免产生轮盘与电机之间产生共振。本文利用Abaqus软件对设计的轮盘进行模态分析, 轮盘的一阶固有振型如图 3所示。
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| 图 3 轮盘一阶固有振型 |
其一阶固有频率约为1 713 Hz, 对应的临界转速为102 780 r/min。飞轮的最大转速9 000 r/min，与临界转速相差很大, 可以保证在整个转速范围内, 能够避免产生共振问题。
3 控制器设计 3.1 硬件设计本文采用速度控制方案, 由数字处理器实时获取飞轮转速, 通过离散PID速度控制算法解算后输出控制信号。在电机电枢供电电压恒定的情况下, 通过改变功率驱动器件触发信号占空比的大小, 改变电枢端电压的平均值, 实现电机转速的调节。也就是通过脉冲调宽(PWM)来调节转速。整个数字控制器结构与组成如图 4所示。所有元器件均选用COTS产品。
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| 图 4 数字控制器基本结构与组成 |
1) 测速单元:受到飞轮尺寸限制, 不宜在其轴上安装测速发电机等装置, 所以直接利用飞轮内部集成霍尔信号产生的脉冲信号实现转速的测量, 测量方程见下式。转速方向基于霍尔信号的当前及前一次状态判断。
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(3) |
2) 驱动单元:由于电机属于功率设备, 处理器输出PWM信号不能直接驱动电机, 需要通过功率放大器件, 增大驱动电流。功率放大器的多采用MOSFET、IGBT等功率模块, 并且需要专用的功率管驱动芯片。对于微型飞轮, 所需功率低于1 W, 最大电流不会超过0.3 A。因此只需要三极管或小信号功率MOSFET即可满足系统要求。本文考虑封装体积, 选用小信号功率MOSFET作为功率放大器。整个MOSFET桥电路如图 5所示。
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| 图 5 MOSFET桥驱动电路 |
3) 处理器:处理器是控制核心单元, 需要具备3对PWM输出和脉冲信号捕获和宽度计时等能力, 还考虑功耗、尺寸、计算速度等多方面因素, 选择某型ARM Cortex-M3内核32 bit微处理器。该处理器主频32 MHz, 具有超低功耗, 仅214μA/MHz。
3.2 控制算法基于机理建模, 根据牛顿定律和动量矩定理, 推导飞轮运动学模型[2]:
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(4) |
为适应处理器计算能力, 保证系统控制品质, 采用积分分离控制算法:
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(5) |
式中, 
根据本文设计方案, 研制出的飞轮实物如图 6所示。实测飞轮尺寸/mm:36×36×28, 重63 g。搭建如图 7~图 8的飞轮实验测试平台, 开展性能测试和环境试验, 以验证飞轮是否满足设计需求, 并检验飞轮可靠性。
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| 图 6 飞轮实物 |
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| 图 7 飞轮振动测试试验 |
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| 图 8 飞轮热真空试验现场 |
飞轮系统共输入2路电源:3.3 V用于控制器, 5 V用于飞轮驱动。根据实测数据可知, 3.3 V功率约40 mW。5 V功率与飞轮转速相关, 见图 9。飞轮在起转、换向等状态下, 存在瞬时峰值功率≤1 000 mW, 持续时间≤2 s。
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| 图 9 飞轮功耗与转速关系曲线 |
为检测飞轮的输出角动量和输出力矩是否满足设计要求, 分别给飞轮发送速度阶跃指令和三角波指令。阶跃速度指令测试结果如图 10。飞轮盘最大转速为9 000 r/min, 转动惯量J≈6.0×10-6 kg·m2, 最大角动量能够满足设计要求。飞轮跟随三角波指令测试结果如图 11所示, 此时飞轮输出均值力矩为0.2 mNm。飞轮输出力矩仅在速度过零附近以及最高转速附近输出出现波动, 总体上, 力矩输出较为稳定, 可满足设计要求。
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| 图 10 最大速度测试曲线 |
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| 图 11 力矩测试曲线 |
为了考察飞轮对随机载荷的承受能力, 以检验其结构刚度, 对飞轮进行冲击谱和振动试验, 如图 12。试验后经检查, 飞轮电机轴未出现折断或变形, 轮盘未脱轴。飞轮功耗特性、最大转速仍与测试前一致。试验结果表明飞轮能够承受住发射过程火箭产生的冲击和振动。为检验飞轮在空间环境下工作情况, 对飞轮进行热真空试验, 如图 8所示。对比试验过程的飞轮输出性能变化。
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| 图 12 常规与热真空条件下阶跃响应测试 |
图 12为飞轮在阶跃(6 000 r/min)响应测试在常规与热真空条件下试验对比结果。数据表明飞轮阶跃响应的动态过程有较小差别, 真空环境使得飞轮阶跃响应的峰值时间和调节时间滞后, 稳态过程影响不大, 依旧满足总体要求。
图 13为正弦(幅值6 000 r/min, 频率0.01 Hz)跟踪测试在常规与热真空条件下试验对比结果。对比分析可知飞轮速度跟踪特性良好, 在低速过零附近, 由于电机摩擦特性的影响, 速度跟踪均出现迟滞现象。
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| 图 13 常规与热真空条件下正弦响应测试 |
以上测试试验结果表明:飞轮功能正常, 在热真空环境下能够正常起转、运行和停止。性能变化无明显变化, 满足设计指标。
5 结论针对纳级卫星的设计需求, 本文设计了一种基于COTS器件的反作用飞轮方案, 完成了飞轮研制加工, 通过了地面测试和环境试验。该飞轮具有功耗低、质量轻、体积小等优点, 其输出角动量和力矩在已有产品中处于空白[1, 3-6, 8]。该飞轮作为姿控系统执行机构, 随12U立方星“翱翔之星”卫星入轨。根据地面接收到的下传数据, 可获取飞轮在空间环境下工作状况, 各项功能正常。经过实验和在轨运行, 证明基于COTS的飞轮方案可行, 能够满足纳级卫星的设计需求。
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