[发明专利]一种全闭环航天器姿控极性测试方法

权利要求书

1.一种全闭环航天器姿控极性测试方法，其特征在于：通过航天器姿态控制系统实现，所述航天器姿态控制系统包括惯组、航天器计算机和若干个姿控喷管，具体包括如下步骤：

(1)、将惯组安装在转台上，将所述惯组与航天器计算机连接；若干个姿控喷管安装在航天器上；

(2)、对每个姿控喷管的上游管路充气，并在每个姿控喷管上安装气压敏感装置；

(3)、当转台接收到地面设备发送的控制指令后，按照设定的方向转动α角度，惯组将敏感到的转台的姿态变化信息发送给航天器计算机；所述设定的方向包括正俯仰、负俯仰、正偏航、负偏航、正滚动和负滚动六个方向；

(4)、航天器计算机根据所述姿态变化信息输出航天器姿态控制指令，由所述航天器姿态控制指令控制姿控喷管中的气体喷出，姿控喷管上安装的气压敏感装置产生信号；

(5)、判断产生信号的气压敏感装置所对应的姿控喷管是否为设定方向上安装的姿控喷管，若是，则改变设定的方向，返回步骤(3)，直至六个设定方向全部测试完成；若否，则结束测试；

所述全闭环为从惯组敏感姿态信息-航天器计算机姿控解算-译码输出装置译码输出-姿控喷管执行的整个姿态控制链路。

2.根据权利要求1所述的姿控极性测试方法，其特征在于：所述转台为俯仰、偏航、滚转三自由度运动的转台。

3.根据权利要求1所述的姿控极性测试方法，其特征在于：所述步骤(2)中姿控喷管的上游管路的充气压力为0.1-0.2MPa。

4.根据权利要求1所述的姿控极性测试方法，其特征在于：所述气压敏感装置为气球或气压传感器。

5.根据权利要求1所述的姿控极性测试方法，其特征在于：所述若干个姿控喷管分别安装在航天器的四个象限线处，且关于每个象限线对称安装。

6.根据权利要求1所述的姿控极性测试方法，其特征在于：在航天器的每个象限线处各安装一个摄像机，用于测试后结果回放与判读。

7.根据权利要求1所述的姿控极性测试方法，其特征在于：所述步骤(3)中当转台接收到地面设备发送的控制指令后，按照设定的方向转动的α角度大于或等于19°。

8.根据权利要求1所述的姿控极性测试方法，其特征在于：每个姿控喷管对应一个姿控电磁阀，所述步骤(4)中航天器计算机将航天器姿态控制指令输出给姿控喷管对应的姿控电磁阀，姿控电磁阀打开，姿控喷管中的气体喷出，姿控喷管上安装的气压敏感装置产生信号。

9.根据权利要求1或8所述的姿控极性测试方法，其特征在于：所述航天器姿态控制系统还包括译码输出装置，译码输出装置安装在航天器上；所述步骤(4)中航天器计算机将航天器姿态控制指令首先输出给译码输出装置，译码输出装置将接收的航天器姿态控制指令转换为对应姿控喷管的驱动指令，由所述驱动指令控制姿控喷管中的气体喷出。

10.根据权利要求1所述的姿控极性测试方法，其特征在于：同一象限线上安装的姿控喷管包括两种不同大小的推力时，所述步骤(3)中按照设定的方向分步转动，先转动至α₁角度，之后再转动至α角度，α₁小于α。

11.根据权利要求10所述的姿控极性测试方法，其特征在于：所述步骤(4)中，航天器计算机根据两个姿态变化信息解算出两个航天器姿态控制指令，两个航天器姿态控制指令分别控制对应的两种推力的姿控喷管中的气体喷出，姿控喷管上安装的气压敏感装置产生信号。