CN107703905B - 一种全闭环航天器姿控极性测试方法 - Google Patents

一种全闭环航天器姿控极性测试方法 Download PDF

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Abstract

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。

Description

一种全闭环航天器姿控极性测试方法
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。
在上述全闭环航天器姿控极性测试方法中，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°。
在上述全闭环航天器姿控极性测试方法中，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。
在上述全闭环航天器姿控极性测试方法中，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。
在上述全闭环航天器姿控极性测试方法中，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。
在上述全闭环航天器姿控极性测试方法中，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。
本发明与现有技术相比具有如下有益效果：
(1)、本发明创新设计一种全闭环姿控极性测试方法，该方法可验证姿态敏感器—姿控解算—姿控喷管执行(进一步可涉及译码输出)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。
(2)、本发明航天器姿控系统的惯组安装于三轴转台，转台实时动作，惯组敏感姿态信息，并实时传输给航天器计算机，航天器计算机实时解算并输出姿控指令，经译码输出后驱动姿控喷管依据指令做出喷气动作，从实时姿态敏感到执行机构动作的全链路保证姿控极性测试覆盖性。
(3)、本发明只需惯组安装于转台，姿控管路充气并在喷口处套气压敏感装置，转台在俯仰、偏航、滚转三个自由度动作一遍，即可完成所有姿控通道的全部测试，现场实时判读，测试结果直观，测试效率高。
(4)、本发明全闭环姿控极性测试方法适用于配置有多个姿控喷管的极性测试场合中，该技术可推广到运载火箭、卫星、潜艇等飞行器。具有较强的通用性。
(5)、本发明提出的从姿态敏感、姿控解算和姿控喷管执行的全闭环极性测试方法(进一步可包括译码输出)，该方法覆盖了设计、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。
附图说明
图1为本发明姿态控制系统全闭环信息流示意图。
图2为本发明航天器姿控极性测试方法的实施流程图。
图3为本发明的全闭环航天器极性测试方法示意图。
具体实施方式
下面结合附图和实施实例对本发明作进一步详细的描述：
如图3所示为本发明的全闭环航天器极性测试方法示意图，图中虚线为信号电缆，实线为功率驱动电缆。本发明全闭环航天器极性测试方法通过航天器姿态控制系统实现，航天器姿态控制系统包括惯组、航天器计算机、译码输出装置、若干姿控喷管以及若干姿控喷管对应的若干个姿控电磁阀。
其中惯组安装在转台上，航天器计算机、译码输出装置安装在航天器上，惯组与航天器计算机通过信号电缆连接，航天器计算机与译码输出装置通过信号电缆连接，译码输出装置与若干姿控喷管通过功率驱动电缆连接，若干姿控喷管安装在航天器的四个象限线上，其中沿X轴负方向俯视，航天器箭体坐标系的Y轴的正方向对应航天器的III象限线，Z轴的正方向对应航天器的Ⅳ象限线，Y轴的负方向对应航天器的Ⅰ象限线，Z轴的负方向对应航天器的Ⅱ象限线。若干姿控喷管的安装关于每个象限线对称，即I-III、II-IV象限线两侧的姿控喷管个数相同。每个姿控喷管对应一个姿控电磁阀，姿控电磁阀与姿控喷管固连安装在对应的象限线处。
如图1所示为本发明姿态控制系统全闭环信息流示意图，图2为本发明航天器姿控极性测试方法的实施流程图。本发明全闭环航天器极性测试方法具体包括如下步骤：
S01：首先将惯组安装于可以俯仰、偏航、滚转三自由度运动的转台上，通过信号电缆将其与航天器计算机相连，如图3所示。
S02：姿控喷管上游管路充气。为保证姿控喷管动作时有足够的气源驱动气球动作，同时考虑产品的安全性，充气压力在0.1至0.2MPa范围内。
S03：在每个姿控喷管上安装气压敏感装置，气压敏感装置可以为气球或气压传感器。本实施例中采用气球，即在每个姿控喷管处套上气球，之前挤压气球将其中残留的气体排出，有利于观察气球的膨大。
S04：在安装有姿控喷管的航天器象限线处架设摄像机，便于测试后结果回放与判读。
S05：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。其中设定的方向包括正俯仰、负俯仰、正偏航、负偏航、正滚动和负滚动共六个方向，α角度大于或等于19°，优选为19-29°。
S06：航天器计算机根据姿态变化信息解算出航天器姿态控制指令，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，并将驱动指令输出给姿控喷管对应的姿控电磁阀；姿控电磁阀打开，对应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，即管路中的气体喷出，若气压敏感装置为气球，则将气球吹掉或膨大。
S07：判断产生信号的气压敏感装置所对应的姿控喷管是否为步骤(S05)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(S05)，重复上述步骤，直至六个设定方向全部测试完成；若否，则结束测试，表明姿控极性设计出现错误，需要对姿控回路进行检查。
S08：若六个设定方向全部依次测试完成后，未出现产生信号的气压敏感装置所对应的姿控喷管与步骤(S05)设定方向上安装的姿控喷管不一致的情况，判定姿控喷管的动作与所设计的极性一致。
本发明在测试前，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。
实施例1
本实施例中按照正俯仰、负俯仰、正偏航、负偏航、正滚动和负滚动六个方向的顺序依次进行测试，首先进行正俯仰方向的测试，本发明中姿控喷管包括大推力姿控喷管和小推力姿控喷管，即每个象限线上同时安装大推力姿控喷管和小推力姿控喷管，可以采用如下分步转动的测试方法，具体如下：
(1)、控制转台向正俯仰方向转动至9°，停止5秒钟，继续控制转台向正俯仰方向转动至19°，航天器计算机根据两个角度的姿态变化信息解算出两个航天器姿态控制指令。即当航天器计算机接收到转台向正俯仰方向转动9°的姿态敏感信息后，解算出第一个航天器姿态控制指令，经过译码输出装置译码后，驱动小推力喷管对应的姿控电磁阀打开，使小推力喷管中的气体喷出，将气球吹掉或膨大。当航天器计算机接收到转台向正俯仰方向转动19°的姿态敏感信息后，解算出第二个航天器姿态控制指令，经过译码输出装置译码后，驱动大推力喷管对应的姿控电磁阀打开，使大推力喷管中的气体喷出，将气球吹掉或膨大。
(2)判断发生吹掉或膨大的气球所对应的姿控喷管是否均为正俯仰方向上安装的小推力喷管和大推力喷管，若是，则设定方向为负俯仰方向，重复步骤(1)，直至上述六个方向全部测试完成。若否，则结束测试，表明姿控极性设计出现错误，需要对姿控回路进行检查。
(3)若上述六个方向全部测试完成，未出现错误，即未出现发生吹掉或膨大的气球所对应的姿控喷管与设定方向上安装的姿控喷管不一致的情况，则判定姿控喷管的动作与所设计的极性一致。
本发明中大推力姿控喷管和小推力姿控喷管为相对概念，同一象限线上安装的姿控喷管包括两种大小的推力时，推力数值较大的姿控喷管定义为大推力姿控喷管，推力数值较小的姿控喷管定义为小推力姿控喷管。
以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (11)

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。
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