CN111061247A - 整星下飞轮角动量闭环控制的极性测试系统及测试方法 - Google Patents

整星下飞轮角动量闭环控制的极性测试系统及测试方法 Download PDF

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Abstract

本发明提供了一种整星下飞轮角动量闭环控制极性测试系统及测试方法，包括：动力学仿真计算机：实时运行卫星动力学模型，并装订姿态敏感器和执行机构的安装矩阵，接收数据采集器的执行机构信息实时更新动力学模型，生成姿态信号数据，发送至姿态信号激励源；仿真控制计算机：修改卫星动力学模型，向动力学仿真计算机模块中加载卫星动力学模型和编译卫星动力学模型，并设置卫星初始姿态和轨道数据和动力学的星历时间。本发明提供一种能够在整星地面测试期间，全面有效地验证整星飞轮组角动量闭环控制极性功能是否正确、性能是否达标的测试系统，弥补了国内航天器在这方面的空白。

Description

整星下飞轮角动量闭环控制的极性测试系统及测试方法
技术领域
本发明涉及卫星姿态控制技术、测试技术领域，具体地，涉及一种整星下飞轮角动量闭环控制的极性测试系统及测试方法。
背景技术
卫星三轴姿态稳定控制系统的执行机构有多种，常用的有喷气推力器、磁力矩器和飞轮系统。飞轮是卫星三轴姿态控制广泛应用的一种执行机构。为克服外部环境干扰力矩对卫星姿态的影响，姿态控制系统根据角动量交换原理，由飞轮组吸收环境干扰力矩积累产生的角动量，实现卫星姿态稳定控制。
因此，飞轮角动量控制(即转速控制)决定着姿态控制的稳定性和精度。飞轮安装构型有主备3正交构型、3正交+1斜装构型、多斜装构型等，不同的构型往往影响了飞轮力矩控制、角动量管理设计和测试的复杂性。尤其是非正交斜装飞轮构型，控制计算机软件中飞轮力矩分配、角动量管理等算法比较复杂，并且在闭环姿态控制过程中较难对软件的相关内容测试验证，整星级测试覆盖性不全，留有一定的安全隐患。
卫星一般均配有姿控推力器，用于大角速度或姿态机动过程的姿态控制，并且也作为飞轮角动量卸载设备是星上的标准配置，在三轴正反方向均具有姿态控制能力。低轨对地三轴稳定轮控卫星一般采用磁卸载作为主份、喷气卸载作为备份对飞轮角动量进行卸载操作，而静止轨道对地三轴稳定轮控卫星普遍采用喷气卸载方式。它们的共同技术特点是，在飞轮角动量(转速)超出设定的标称值时采用磁卸载或喷气卸载，控制飞轮角动量(转速)回到设定的标称值，且后切换到正常轮控。
由于卫星在轨空间环境干扰力矩一般量级都很小，在10-7Nm～10-3Nm范围，且变化较缓慢，很多是随轨道周期变化。在实时测试飞轮角动量控制极性时，较小的干扰力矩无法引起飞轮角动量明显变化，对极性测试评估效果不明显。本方法利用角动量交换原理，通过遥控指令设置推力器脉冲喷气，并地面动力学设备将喷气脉冲采集到动力学实时仿真系统中，喷气脉冲对姿态产生变化，星上由飞轮进行姿态控制，进而实现对飞轮组角动量管理，即实现对飞轮组转速正向、反向闭环控制。
发明专利“一种冗余飞轮组角动量自主管理方法”(专利号：ZL201310209404.7)提出了采用喷气卸载方式星上自主管理角动量，但是没有涉及地面闭环控制极性测试方法。本方法提出的系统方案可简单方便地测试飞轮角动量闭环控制极性，测试所需时间短，效率高。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种整星下飞轮角动量闭环控制的极性测试系统及测试方法。
根据本发明提供的一种整星下飞轮角动量闭环控制的极性测试系统，包括：
动力学仿真计算机：实时运行卫星动力学模型，并装订姿态敏感器和执行机构的安装矩阵，接收数据采集器的执行机构信息实时更新动力学模型，生成姿态信号数据，发送至姿态信号激励源；
仿真控制计算机：修改卫星动力学模型，向动力学仿真计算机模块中加载卫星动力学模型和编译卫星动力学模型，并设置卫星初始姿态和轨道数据和动力学的星历时间；
姿态信号激励源：接收动力学仿真计算机发出的姿态信号数据，按照姿态数据协议进行转换，并经过物理总线接口向姿态敏感器的地测口中传输姿态数据；
姿态敏感器：地测口接收姿态信号激励源送出的姿态数据，并与自身测量误差特性叠加，产生测量姿态信息；
姿轨控计算机：接收姿态敏感器产生的测量姿态信息，进行姿态确定处理，根据控制算法进行控制角动量分配，生成飞轮角动量控制指令及推力脉冲指令，对动量组角动量进行闭环控制；
飞轮组：执行姿轨控计算机的飞轮角动量控制指令，控制角动量到目标值；
推力器：执行姿轨控计算机的推力脉冲指令，用于卫星在轨进行姿态控制和轨道控制。
数据采集器：在测试过程中，采集飞轮组的转速和转速方向信号，以及推力器脉冲宽度信号，获得执行机构信息；
测控计算机：地面测试系统用于发送上下遥控指令，接收星上有关的下行数据。
测控分系统：用于接收地面测控计算机的上行遥控指令并进行解调、编码，将下行数据进行编码、调制送到地面。
优选地，所述卫星动力学模型包括：
姿态与轨道动力学模型、空间环境干扰力矩模型和星历模型。
优选地，所述安装矩阵指：模拟姿态敏感器和执行机构在卫星上的安装位置的数学模型；
所述执行机构包括：飞轮、推力器；
所述姿态信号数据包括：卫星姿态和轨道信息。
优选地，所述飞轮组包括：3正交+1斜装配置；或者4斜装、6斜装配置。
优选地，所述控制算法是指进行卫星姿态控制的闭环控制算法。
优选地，所述推力脉冲指令包括：推力器编号、脉冲个数以及脉冲宽度。
优选地，所述下行数据包括：姿轨控系统状态参数、姿态和轨道数据。
优选地，所述上行遥控指令包括：星上姿轨控控制模式设置指令、推力器开环执行脉冲参数的设置指令。
根据本发明提供的一种飞轮角动量闭环控制的极性测试方法，采用上述所述的飞轮角动量闭环控制的极性测试系统，包括：
步骤S1：所述测控分系统向姿轨控分系统的姿轨控计算机发送遥控指令，给各个姿态敏感器、执行机构加电，姿轨控地面动力学设备开机设置轨道数据、初始姿态，使姿轨控分系统建立星敏陀螺的正常高精度定姿模式，控制选定动量轮组的合成角动量为零。
步骤S2：通过遥控指令设置推力器工作状态，包括：推力器脉冲宽度、喷气脉冲个数、执行时间，在T时刻产生+Z轴方向喷气力矩，喷气控制角动量为Hdz；T时刻，姿轨控地面动力学仿真计算机中卫星姿态和轨道动力学模型引入喷气脉冲，计算喷气角动量Hdz产生的姿态和轨道变化；在T时刻，星上动量轮组吸收推力器喷气产生的角动量，合成角动量由0变化为-Hdz，沿-Z轴方向；
步骤S3：T时刻动量轮组的合成角动量由0变化为-Hdz，动量轮组各个转速由Ωk0增大或减小至Ωtk，下标k表示动量轮组中第k个动量轮，与理论计算结果进行比对，转速变化方向和大小是否一致，进而判断动量轮组转速闭环控制极性的正确性；
步骤S4：返回步骤S2，设置推力器产生-Z轴、+X轴、-X轴、+Y轴以及-Y轴喷气力矩Hdi，其中i＝x,y,z，记录动量组实际转速由Ωk0增大或减小至Ωmk的变化是否与理论计算一致：若一致，则动量轮组转速闭环控制极性的正确，若转速变化大小和方向有一个不一致，则判断极性错误。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
本发明提供一种能够在地面测试期间全面有效地验证整星下飞轮角动量闭环控制极性测试系统，弥补了国内航天器在这一测试方面的空白。本发明提出的系统简单，工程上易于实现，已成功应用于风云四号等卫星。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
附图1为本发明的一种整星下飞轮角动量闭环控制极性测试系统组成示意图。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
根据本发明提供的一种整星下飞轮角动量闭环控制的极性测试系统，包括：
动力学仿真计算机：实时运行卫星动力学模型，并装订姿态敏感器和执行机构的安装矩阵，接收数据采集器的执行机构信息实时更新动力学模型，生成姿态信号数据，发送至姿态信号激励源；
仿真控制计算机：修改卫星动力学模型，向动力学仿真计算机模块中加载卫星动力学模型和编译卫星动力学模型，并设置卫星初始姿态和轨道数据和动力学的星历时间；
姿态信号激励源：接收动力学仿真计算机发出的姿态信号数据，按照姿态数据协议进行转换，并经过物理总线接口向姿态敏感器的地测口中传输姿态数据；
姿态敏感器：地测口接收姿态信号激励源送出的姿态数据，并与自身测量误差特性叠加，产生测量姿态信息；
姿轨控计算机：接收姿态敏感器产生的测量姿态信息，进行姿态确定处理，根据控制算法进行控制角动量分配，生成飞轮角动量控制指令及推力脉冲指令，对动量组角动量进行闭环控制；
飞轮组：执行姿轨控计算机的飞轮角动量控制指令，控制角动量到目标值；
推力器：执行姿轨控计算机的推力脉冲指令，用于卫星在轨进行姿态控制和轨道控制。
数据采集器：在测试过程中，采集飞轮组的转速和转速方向信号，以及推力器脉冲宽度信号，获得执行机构信息；
测控计算机：地面测试系统用于发送上下遥控指令，接收星上有关的下行数据。
测控分系统：用于接收地面测控计算机的上行遥控指令并进行解调、编码，将下行数据进行编码、调制送到地面。
具体地，所述卫星动力学模型包括：
姿态与轨道动力学模型、空间环境干扰力矩模型和星历模型。
具体地，所述安装矩阵指：模拟姿态敏感器和执行机构在卫星上的安装位置的数学模型；
所述执行机构包括：飞轮、推力器；
所述姿态信号数据包括：卫星姿态和轨道信息。
具体地，所述飞轮组包括：3正交+1斜装配置；或者4斜装、6斜装配置。
具体地，所述控制算法是指进行卫星姿态控制的闭环控制算法。
具体地，所述推力脉冲指令包括：推力器编号、脉冲个数以及脉冲宽度。
具体地，所述下行数据包括：姿轨控系统状态参数、姿态和轨道数据。
具体地，所述上行遥控指令包括：星上姿轨控控制模式设置指令、推力器开环执行脉冲参数的设置指令。
根据本发明提供的一种飞轮角动量闭环控制的极性测试方法，采用上述所述的飞轮角动量闭环控制的极性测试系统，包括：
步骤S1：所述测控分系统向姿轨控分系统的姿轨控计算机发送遥控指令，给各个姿态敏感器、执行机构加电，姿轨控地面动力学设备开机设置轨道数据、初始姿态，使姿轨控分系统建立星敏陀螺的正常高精度定姿模式，控制选定动量轮组的合成角动量为零。
步骤S2：通过遥控指令设置推力器工作状态，包括：推力器脉冲宽度、喷气脉冲个数、执行时间，在T时刻产生+Z轴方向喷气力矩，喷气控制角动量为Hdz；T时刻，姿轨控地面动力学仿真计算机中卫星姿态和轨道动力学模型引入喷气脉冲，计算喷气角动量Hdz产生的姿态和轨道变化；在T时刻，星上动量轮组吸收推力器喷气产生的角动量，合成角动量由0变化为-Hdz，沿-Z轴方向；
步骤S3：T时刻动量轮组的合成角动量由0变化为-Hdz，动量轮组各个转速由Ωk0增大或减小至Ωtk，下标k表示动量轮组中第k个动量轮，与理论计算结果进行比对，转速变化方向和大小是否一致，进而判断动量轮组转速闭环控制极性的正确性；
步骤S4：返回步骤S2，设置推力器产生-Z轴、+X轴、-X轴、+Y轴以及-Y轴喷气力矩Hdi，其中i＝x,y,z，记录动量组实际转速由Ωk0增大或减小至Ωmk的变化是否与理论计算一致：若一致，则动量轮组转速闭环控制极性的正确，若转速变化大小和方向有一个不一致，则判断极性错误。
下面通过优选例，对本发明进行更为具体地说明。
优选例1：
针对飞轮角动量闭环控制极性测试需要，本发明目的在于提出一种整星下飞轮角动量闭环控制极性测试系统。本发明的技术解决方案：整星下飞轮角动量闭环控制极性测试系统包括测控分系统、姿轨控分系统、姿轨控地面动力学设备等。
姿轨控地面动力学设备：能够进行卫星姿态、轨道动力学模型实时仿真，按照需要设置初始姿态和轨道，利用采集装置获取星上各个推力器的工作状态(脉冲宽度)、动量轮转速大小和方向信号、磁力矩器电流等执行机构输出信号，并输入到卫星姿态、轨道动力学模型进行闭环实时仿真，将实时更新的姿态结果通过电激励信号源送到星上姿轨控分系统的姿态敏感器中(星敏感器、陀螺等)。
姿轨控分系统：具备完整的系统状态，包括姿态敏感器(星敏感器、陀螺等)、姿轨控计算机、执行机构(推力器、动量轮)。姿态敏感器接收地面设备信号源输入的信号激励叠加测量误差送到姿轨控计算机中，并利用各种算法计算执行机构的控制量，执行机构接收控制量并执行。
测控分系统：向姿轨控计算机发送遥控指令用于控制状态的设置(推力器工作脉冲等)，同时将各个状态和参数信息进行遥测下传。
优选例2：
下面结合图1说明本发明的具体实施方式。一种整星下飞轮角动量闭环控制极性测试系统包括动力学仿真计算机、仿真控制计算机、姿态信息激励源、星上姿态敏感、姿轨控计算机、飞轮组、推力器、数据采集器、测控计算机、测控系统等部分。
(1)动力学仿真计算机：用于实时运行卫星动力学模型，包括姿态与轨道动力学、空间环境干扰力矩模型，太阳、地球和月亮等星历模型，并装订姿态敏感器和飞轮、推力器等执行机构的安装矩阵(安装矩阵指模拟姿态敏感器和飞轮、推力器等执行机构在卫星上的安装位置的数学模型)，接收数据采集器的执行器(飞轮、推力器等执行机构)信息实时更新动力学模型，生成卫星姿态和轨道信息送到姿态信号激励源中。
(2)仿真控制计算机：用于修改卫星动力学模型，向动力学仿真计算机中加载模型和编译模型，并设置卫星初始姿态和轨道数据、动力学的星历时间等。
(3)姿态信号激励源：主要是接收动力学仿真计算机发出的姿态信号数据，按照姿态数据协议进行转换，并经过物理总线接口(一般是RS422串行通信总线)向姿态敏感器的地测口中传送姿态数据。
(4)姿态敏感器：星上产品(星上产品指卫星配置的各类姿态敏感器和执行机构等)，其地测口接收姿态信号激励源送出的姿态数据，并与自身测量误差特性叠加，产生测量姿态信息。
(5)姿轨控计算机：用于接收姿态敏感器信息，进行姿态确定处理，根据控制算法进行控制角动量分配，对动量组角动量进行闭环控制。控制算法是值进行卫星姿态控制的闭环控制算法。
(6)飞轮组：一般为3正交+1斜装配置，或者4斜装、6斜装配置，执行姿轨控计算机的飞轮角动量控制指令，控制角动量到目标值。正交是指飞轮的角动量矢量方向与卫星本体系方向平行，斜装是指飞轮的角动量矢量方向与卫星本体系方向不平行。
(7)推力器：执行姿轨控计算机的推力脉冲指令(包括推力器编号、脉冲个数、脉冲宽度)，用于卫星在轨进行姿态控制和轨道控制。
(8)数据采集器：在测试过程中，采集飞轮组的转速和转速方向信号，以及推力器脉冲宽度信号。
(9)测控计算机：地面测试系统用于发送设置星上姿轨控控制模式设置、推力器开环执行脉冲参数的设置等，接收星上有关姿轨控系统状态参数、姿态和轨道数据等下行数据。
(10)测控分系统：用于接收地面测控计算机的上行遥控指令并进行解调、编码，将下行数据进行编码、调制送到地面。
一种整星下飞轮角动量闭环控制极性测试系统方法如下：
步骤1：测控分系统向姿轨控分系统的姿轨控计算机发送遥控指令，给各个姿态敏感器、执行机构加电，姿轨控地面动力学设备中动力学进行姿态、轨道实时仿真，开机设置轨道数据、初始姿态等，利用采集装置获取星上各个推力器的工作状态(脉冲宽度)、动量轮转速大小和方向信号、磁力矩器电流等执行机构输出信号，并输入到卫星姿态、轨道动力学模型进行闭环实时仿真，将实时更新的姿态结果通过电激励信号源送到星上姿轨控分系统的姿态敏感器中(星敏感器、陀螺等)使姿轨控分系统建立星敏陀螺的正常高精度定姿模式，控制选定动量轮组的合成角动量为零。测控分系统同时将各个状态和参数信息进行遥测下传。
步骤2：通过测控系统遥控设置星上某一个推力器工作状态(推力器脉冲宽度、喷气脉冲个数、喷气时间间隔、执行时间等)，在T时刻产生+Z轴方向喷气力矩，喷气控制角动量为Hdz；T时刻，姿轨控地面设备采集推力器工作脉冲，姿轨控地面动力学仿真计算机中卫星姿态和轨道动力学模型引入喷气脉冲，计算喷气角动量Hdz产生的姿态和轨道变化；在T时刻，星上动量轮组吸收推力器喷气产生的角动量，合成角动量由0变化为-Hdz，沿-Z轴方向。
步骤3：T时刻动量轮组的合成角动量由0变化为-Hdz，动量轮组各个转速由Ωk0(增大或减小，k为动量轮组中第k个动量轮)至Ωtk，与理论计算结果进行比对，转速变化方向和大小是否一致，进而判断动量轮组角动量(即转速)闭环控制极性的正确性。
步骤4：重复步骤(2)～(3)，设置推力器产生-Z轴、+X轴、-X轴、+Y轴、-Y轴的喷气力矩Hdi(i＝x,y,z)，记录动量组实际转速由Ωk0(增大或减小)至Ωmk的变化是否与理论计算一致。若一致，则动量轮组角动量(即转速)闭环控制极性的正确，若转速变化大小和方向有一个不一致，则判断极性错误。
以上是对本发明“一种整星下飞轮角动量闭环控制极性测试系统”的步骤说明，本发明在整星地面测试期间，全面有效地验证动量轮组角动量闭环控制极性功能是否正确、性能是否达标的测试系统，方法简单，工程上易于实现。
本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知常识。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。
在本申请的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。
本领域技术人员知道，除了以纯计算机可读程序代码方式实现本发明提供的系统、装置及其各个模块以外，完全可以通过将方法步骤进行逻辑编程来使得本发明提供的系统、装置及其各个模块以逻辑门、开关、专用集成电路、可编程逻辑控制器以及嵌入式微控制器等的形式来实现相同程序。所以，本发明提供的系统、装置及其各个模块可以被认为是一种硬件部件，而对其内包括的用于实现各种程序的模块也可以视为硬件部件内的结构；也可以将用于实现各种功能的模块视为既可以是实现方法的软件程序又可以是硬件部件内的结构。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

Claims (9)

1.一种整星下飞轮角动量闭环控制的极性测试系统，其特征在于，包括：
动力学仿真计算机：实时运行卫星动力学模型，并装订姿态敏感器和执行机构的安装矩阵，接收数据采集器的执行机构信息实时更新动力学模型，生成姿态信号数据，发送至姿态信号激励源；
仿真控制计算机：修改卫星动力学模型，向动力学仿真计算机模块中加载卫星动力学模型和编译卫星动力学模型，并设置卫星初始姿态和轨道数据和动力学的星历时间；
姿态信号激励源：接收动力学仿真计算机发出的姿态信号数据，按照姿态数据协议进行转换，并经过物理总线接口向姿态敏感器的地测口中传输姿态数据；
姿态敏感器：地测口接收姿态信号激励源送出的姿态数据，并与自身测量误差特性叠加，产生测量姿态信息；
姿轨控计算机：接收姿态敏感器产生的测量姿态信息，进行姿态确定处理，根据控制算法进行控制角动量分配，生成飞轮角动量控制指令及推力脉冲指令，对动量组角动量进行闭环控制；
飞轮组：执行姿轨控计算机的飞轮角动量控制指令，控制角动量到目标值；
推力器：执行姿轨控计算机的推力脉冲指令，用于卫星在轨进行姿态控制和轨道控制。
数据采集器：在测试过程中，采集飞轮组的转速和转速方向信号，以及推力器脉冲宽度信号，获得执行机构信息；
测控计算机：地面测试系统用于发送上下遥控指令，接收星上有关的下行数据。
测控分系统：用于接收地面测控计算机的上行遥控指令并进行解调、编码，将下行数据进行编码、调制送到地面。
2.根据权利要求1所述的飞轮角动量闭环控制的极性测试系统，其特征在于，所述卫星动力学模型包括：
姿态与轨道动力学模型、空间环境干扰力矩模型和星历模型。
3.根据权利要求1所述的飞轮角动量闭环控制的极性测试系统，其特征在于，所述安装矩阵指：模拟姿态敏感器和执行机构在卫星上的安装位置的数学模型；
所述执行机构包括：飞轮、推力器；
所述姿态信号数据包括：卫星姿态和轨道信息。
4.根据权利要求1所述的飞轮角动量闭环控制的极性测试系统，其特征在于，所述飞轮组包括：3正交+1斜装配置；或者4斜装、6斜装配置。
5.根据权利要求1所述的飞轮角动量闭环控制的极性测试系统，其特征在于，所述控制算法是指进行卫星姿态控制的闭环控制算法。
6.根据权利要求1所述的飞轮角动量闭环控制的极性测试系统，其特征在于，所述推力脉冲指令包括：推力器编号、脉冲个数以及脉冲宽度。
7.根据权利要求1所述的飞轮角动量闭环控制的极性测试系统，其特征在于，所述下行数据包括：姿轨控系统状态参数、姿态和轨道数据。
8.根据权利要求1所述的飞轮角动量闭环控制的极性测试系统，其特征在于，所述上行遥控指令包括：星上姿轨控控制模式设置指令、推力器开环执行脉冲参数的设置指令。
9.一种飞轮角动量闭环控制的极性测试方法，采用权利要求1所述的飞轮角动量闭环控制的极性测试系统，其特征在于，包括：
步骤S1：所述测控分系统向姿轨控分系统的姿轨控计算机发送遥控指令，给各个姿态敏感器、执行机构加电，姿轨控地面动力学设备开机设置轨道数据、初始姿态，使姿轨控分系统建立星敏陀螺的正常高精度定姿模式，控制选定动量轮组的合成角动量为零。
步骤S2：通过遥控指令设置推力器工作状态，包括：推力器脉冲宽度、喷气脉冲个数、执行时间，在T时刻产生+Z轴方向喷气力矩，喷气控制角动量为Hdz；T时刻，姿轨控地面动力学仿真计算机中卫星姿态和轨道动力学模型引入喷气脉冲，计算喷气角动量Hdz产生的姿态和轨道变化；在T时刻，星上动量轮组吸收推力器喷气产生的角动量，合成角动量由0变化为-Hdz，沿-Z轴方向；
步骤S3：T时刻动量轮组的合成角动量由0变化为-Hdz，动量轮组各个转速由Ωk0增大或减小至Ωtk，下标k表示动量轮组中第k个动量轮，与理论计算结果进行比对，转速变化方向和大小是否一致，进而判断动量轮组转速闭环控制极性的正确性；
步骤S4：返回步骤S2，设置推力器产生-Z轴、+X轴、-X轴、+Y轴以及-Y轴喷气力矩Hdi，其中i＝x,y,z，记录动量组实际转速由Ωk0增大或减小至Ωmk的变化是否与理论计算一致：若一致，则动量轮组转速闭环控制极性的正确，若转速变化大小和方向有一个不一致，则判断极性错误。
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