具体实施方式

为了使本技术领域的人员更好地理解本申请方案，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。

一种宇航用高可靠小型化电机控制系统，所述电机为双绕组步进电机，且双绕组分别为主份绕组和备份绕组；外部主份电源通过主份H桥组件控制主份绕组的上电，外部备份电源通过备份H桥组件控制备份绕组的上电，所述主份H桥组件上固有的禁止端连接一个上拉电阻后，再与外部备份电源连接；所述备份H桥组件上固有的禁止端连接一个上拉电阻后，再与外部主份电源连接；所述外部主份电源和外部备份电源不同时对外输出电压，且禁止端低电平有效；如图1所示，其中，主份H桥组件和备份H桥组件均为直流电机控制驱动器LMD18200。

需要说明的是，宇航用电机控制系统为了提高可靠性，常使用双绕组步进电机，但由于主备绕组缠绕方式相同，在主绕组通电工作时，备份绕组会在磁场作用下，如图2所示在两端产生反向电势差Ug；如图3所示，电机驱动H内部有钳位保护二级管，备份绕组产生的反向电动势Ug会与芯片内部电源地之间阻抗形成图3中黑体加粗的电流回路，导致备份集成H桥通电工作，此时由于备份电路整体未通电，外部输入逻辑均为低电平，导致H内部开关管导通，进而使备份绕组形成更大电流潜通路，产生与反作用力阻碍电机绕组运行，电机输出力矩损失近80％。传统设计要么增加电机力矩，或采用分立器件组建H桥驱动电路，隔离电源，带来系统庞大，功耗上升；要么在绕组上增加继电器，在主份绕组工作时，通过继电器断开备份绕组，由于绕组通过电流高，继电器需较大尺寸，同时继电器使用有次数限制，可靠性较低，无法满足航天高可靠要求。由此可见，本发明通过外部主份电源给备份H桥电路禁止端上拉一个电阻的方式，在备份H桥被潜通路激活后，禁止开关管导通，既无需扩大电机输出力矩，也无需增加继电器，同样解除了双绕组电机主绕组工作，在备绕组通过磁场耦合及驱动环路形成闭合回路产生阻力距的问题，相比传统设计，提升可靠性，降低了电路规模。

进一步地，传统备份设计，为防止电路相互耦合产生潜通路，采用完全冷备份设计，主份电路与备份电路完全一致，这导致了较大资源浪费，不利于低功耗及小型化设计。如图4和图5所示，本发明的电机控制系统包括主份电路、备份电路以及解耦电路；其中，所述主份电路包括主份二次电源、主份电机驱动电路以及主份反熔丝FPGA电路；所述备份电路包括备份二次电源、备份电机驱动电路以及备份反熔丝FPGA电路；所述解耦电路包括多路总线缓冲器、旋变检测电路以及温度采集电路；所述外部主份电源和外部备份电源不同时对外输出电压；

所述主份二次电源用于将外部主份电源提供的电压转换为主份电机驱动电路、主份反熔丝FPGA电路、多路总线缓冲器、旋变检测电路以及温度采集电路的所需电压；所述主份电机驱动电路用于上电后驱动主份绕组工作；所述主份反熔丝FPGA电路用于上电后向多路总线缓冲器发送主份电路选通信号；

所述备份二次电源用于将外部备份电源提供的电压转换为备份电机驱动电路、备份反熔丝FPGA电路、多路总线缓冲器、旋变检测电路以及温度采集电路的所需电压；所述备份电机驱动电路用于上电后驱动主份绕组工作；所述备份反熔丝FPGA电路用于上电后向多路总线缓冲器发送备份电路选通信号；

如图6和图7所示，当所述多路总线缓冲器接收到主份电路选通信号时，旋变检测电路用于测量主份绕组的转轴角位移与角速度，温度采集电路用于测量主份绕组的温度，然后将测量得到的转轴角位移、角速度以及温度通过多路总线缓冲器发送给主份反熔丝FPGA电路；当所述多路总线缓冲器接收到备份电路选通信号时，旋变检测电路用于测量备份绕组的转轴角位移与角速度，温度采集电路用于测量备份绕组的温度，然后将测量得到的转轴角位移、角速度以及温度通过多路总线缓冲器发送给备份反熔丝FPGA电路。

也就是说，本发明对核心功能电路二次电源、通讯电路、电机驱动电路、反熔丝FPGA控制电路采用冷备份方式，对即使失效也不会导致任务失败的检测功能电路不备份，将四个集成电路，数十个分立器件(减少了备份旋变检测电路及温度采集电路及其外围电路)，缩减为仅需1片多路缓冲器，在不损失可靠性的前提下，有效降低了系统规模。

同时，航天步进电机驱动器通常采用处理器或SRAM型FPGA为控制核心，或具有抗单粒子能力较弱、可靠性低的缺陷，或需要专门进行辐射加固设计，电路规模庞大；本发明以反熔丝FPGA作为控制核心，其配置位采用反熔丝技术，一次烧录，无法更改，比其控制芯片提高了抗单粒子环境能力，降低了功耗，但其寄存器仍存在被单粒子击中，造成逻辑混乱的风险，本发明同时在外部配置PROM，存储关键控制数据，其内容不会被单粒子改变，进一步提升了可靠性；电机驱动电路增加一片多路总线缓冲器，相比航天器一般开环方式提升了电机运行稳定性，同时保证调速范围内，输出力矩恒定。

此外，由于检测功能需要同时支持主备份电路工作，必然产生耦合，为了解除耦合，如图8所示，本发明的电机控制系统还包括低压差稳压器和四个二极管；所述主份二次电源和备份二次电源分别正向串联两个二极管后再连接低压差稳压器；同时，将与主份二次电源串联的二极管按串联次序分别记为第一主份二极管和第二主份二极管，将与备份二次电源串联的二极管按串联次序分别记为第一备份二极管和第二备份二极管，则第一主份二极管的阴极与第二备份二极管的阳极短接；所述低压差稳压器用于将接收到的电压进行稳压整形后才输出给多路总线缓冲器、旋变检测电路以及温度采集电路。

也就是说，本发明通过二级管串联隔离主备电源，保证任一二级管失效(短路或断路)，不会造成主备电源互通，或因无法供电供电导致检测电路彻底失效的严重后果；通过多路总线缓冲器(16位)将数据总线转换分别供给主备电路，并实现主备信号隔离。

进一步地，一般工业集成电机组件通常采用电机集成减速器、电机集成旋转变压器，并且电机多采用单绕组电机，原有航天双绕组电机，需要选配减速器，旋转变压器，并通过联轴器连接，无法满足航天小型化、高可靠要求。对此，本发明定制设计了一款一体化设计电机组件，如图9所示，包含减速器、步进电机、旋转变压器以及温度传感器等，兼顾可靠性与小型化。

其中，减速器、双绕组步进电机以及旋转变压器的壳体直径相同，且壳体的端部均设置有法兰口，则减速器、双绕组步进电机以及旋转变压器通过法兰口实现一体化连接，如图10所示；同时，双绕组步进电机的电机轴一端穿入减速器的抱轴器中，另一端穿入旋转变压器的安装环中，分别实现所述电机轴的变速、转轴角位移以及角速度的测量；具体的，如图11所示，电机轴的两端分别通过三个内六角顶丝固定在抱轴器和安装环中。

下面对本发明提供的一种一体化电机的主要结构特征进行进一步描述。

电机组件：减速器、电机、旋转变压器、温度传感器一体设计，减小体积、增大输出力矩，可实时检测电机运行速度和温度。其中，减速器用于在降低转速的同时，提升电机力矩和输出稳定性，设定减速比需综合考虑减速比与电机功率和输出力矩及体积等因素；电机可以采用两相混合式步进电机，用于机构驱动；旋变检测电路用于输出差分交流信号，解码后可得到电机实时位置和速度，防止电机堵转后损坏机构或电机；温度传感器采用热敏电阻，实时检测电机绕组温度，防止因温度过高导致主备绕组同时烧毁的共因故障。电机组件采用双绕组备份，驱动器二次电源、通讯电路、FPGA控制、集成H桥采用冷备份，整体方案兼顾小型化、低功耗、高可靠，目前已应用于多个航天器型号。

驱动器：反熔丝FPGA电路、电机驱动电路、旋变检测电路、温度采集电路、通讯电路、二次电源。其中，反熔丝FPGA电路选用ACTEL公司反熔丝FPGA，完成通讯控制、电机升降速和电流驱动控制、旋变检测、温度采集、故障检测及判断功能，具体的，FPGA通过通讯电路接收到运行步数、运行速度，控制电机驱动电路驱动电机运行，通过恒流及四相八拍控制方式，确保电机运行稳定性；电机驱动电路以集成H桥和比较器为核心，通过恒流斩波方式控制步进电机方向、转速、绕组电流；旋变检测电路选用功率晶振提供旋变激励电压，及集成旋变解码芯片将旋变产生的正余弦信号转换为数字信号；通讯电路采用航天高可靠1553B协议总线，选用国产高可靠芯片完成外部通讯控制；温度检测电路采用电阻分压法，及A/D转换器实现，检测电机温度，防止电机过热烧毁；二次电源采用表贴集成小型化二次电源完成一次电源滤波、二次供电隔离及转化。

如图12所示，主份上电后，通过电阻为备份集成H桥禁止端提供输入，切断H桥因备绕组产生感生电动势使H桥导通产生的闭合回路；备份上电同样通过电阻为主份H桥提供禁止输入。非核心电路供电通过主备二次电源分别接二极管提供给主备共用电路，控制信号通过多路总线缓冲器分别与主备反熔丝FPGA电路连接实现解耦。

如图13所示，由反熔丝FPGA、比较器和集成H桥构成电流控制环路，H桥提供给电机绕组的电流，由采样电阻通过事先设定好比较电压的比较器转化为数字信号，通过反熔丝FPGA调制为PWM信号，控制H桥输出产生恒定电流。也就是说，本发明以反熔丝FPGA为高可靠、低功耗控制核心，并提供电机PWM电流控制和升降速控制，温度查找等功能。

当然，本发明还可有其他多种实施例，在不背离本发明精神及其实质的情况下，熟悉本领域的技术人员当然可根据本发明作出各种相应的改变和变形，但这些相应的改变和变形都应属于本发明所附的权利要求的保护范围。