[发明专利]一种全闭环航天器姿控极性测试方法

说明书

本发明涉及一种全闭环航天器姿控极性测试方法，在测试前，将惯组安装于转台，姿控喷管上游管路充气，并在姿控喷管处套上气球，航天器为总装状态。航天器地面设备控制转台转动，根据惯组敏感到的姿态信息，由航天器计算机进行姿态计算，并将计算结果传输给译码输出装置，译码输出装置输出驱动信号，打开、关闭对应的姿控喷管电磁阀，管路内气压通过姿控喷管到达气压敏感装置，气压敏感装置产生信号，综合对转台动作、航天器计算机输出、各喷管处气球的动作情况进行判读，可确定姿控系统极性的正确性，本发明方法可验证全闭环极性设计、实现、安装、接口匹配等所有可能出错的环节，具有测试覆盖性好、高效和通用等特点。

技术领域

本发明属于航天器姿态控制系统极性测试领域，涉及一种全闭环航天器姿控极性测试方法，尤其涉及一种从姿态敏感器件感知到航天器计算机解算、驱动设备译码输出，姿控喷管执行的全闭环姿控极性测试方法。

背景技术

航天器姿态控制系统是指自动稳定和控制航天器绕其质心运动的整套装置，一般包括姿态敏感器(惯组)、计算装置(航天器计算机)、驱动装置(译码输出设备)、执行部件(姿控喷管)。

姿态控制系统极性设计与实现影响着飞行的成败，现有的姿控极性测试方法一般从敏感器件感知到航天器计算机解算再到驱动装置输出采用开环测试方法，驱动装置输出到执行部件执行等其他环节靠工艺或操作记录保证。对于从姿态敏感、航天器计算机姿控解算、译码输出、姿控喷管执行的整个闭环大回路测试确认，目前尚无成熟的测试方法。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的上述不足，提供一种全闭环航天器姿控极性测试方法，该方法可验证姿态敏感器—姿控解算—译码输出—姿控喷管执行的全闭环极性设计、实现、安装、接口匹配等所有可能出错的环节，具有测试覆盖性好、高效和通用等特点。

本发明的上述目的主要是通过如下技术方案予以实现的：

一种全闭环航天器姿控极性测试方法，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。

在上述全闭环航天器姿控极性测试方法中，所述转台为俯仰、偏航、滚转三自由度运动的转台。

在上述全闭环航天器姿控极性测试方法中，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。

在上述全闭环航天器姿控极性测试方法中，所述气压敏感装置为气球或气压传感器。

在上述全闭环航天器姿控极性测试方法中，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。

在上述全闭环航天器姿控极性测试方法中，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。