CN111580492B - 一种卫星姿态控制系统的极性测试装置 - Google Patents

Abstract

本申请实施例提供了一种卫星姿态控制系统的极性测试装置，用于在地面测试卫星姿态控制系统的极性时，显著提高测试效率。本申请实施例提供的卫星姿态控制系统包括，包括工作台、机械臂以及控制设备，工作台用于安装待测卫星；当触发第一测试任务时，控制设备向机械臂发送第一控制信号，机械臂在第一控制信号的控制下，通过安装于机械臂的模拟设备模拟对应的模拟信号，改变待测卫星的卫星姿态控制系统的姿态状态，控制设备根据第一控制信号对应的第一极性测量值范围以及采集到的卫星姿态控制系统的第一实际极性测量值，分析卫星姿态控制系统在第一测试任务下的极性测试结果。

Description

一种卫星姿态控制系统的极性测试装置

技术领域

本申请涉及测试领域，尤其涉及一种卫星姿态控制系统的极性测试装置。

背景技术

卫星发射至太空后，入轨阶段或者在轨运行过程中，往往都涉及到卫星姿态的控制，该卫星姿态指的是卫星的空间指向状态，通过调整卫星姿态，使得卫星在移动过程中或者原地空间位置时的姿态调整至目标姿态状态，以进行相关的移动或者工作。

从上述可看出，卫星姿态的精确控制，对于卫星的运行具有重要意义。卫星在地面阶段，需要对卫星姿态控制系统所涉及的组件进行测试，若测试出异常，则需对卫星姿态控制系统所涉及的组件进行维护，以保证卫星姿态控制系统可正常工作。

而在对现有技术的研究和实践过程中，本申请实施例的发明人发现，现有技术中，在测量卫星姿态控制系统所涉及的组件的极性时，往往是通过人工进行手动测量的，这意味着需要耗费大量的人工成本以及时间成本，测试效率较低。

发明内容

本申请实施例提供了一种卫星姿态控制系统的极性测试装置，用于在地面测试卫星姿态控制系统的极性时，显著提高测试效率。

本申请实施例提供的一种卫星姿态控制系统的极性测试装置，装置包括工作台、机械臂以及控制设备，工作台用于安装待测卫星；

当触发第一测试任务时，控制设备向机械臂发送第一控制信号，机械臂在第一控制信号的控制下，通过安装于机械臂的模拟设备模拟对应的模拟信号，改变待测卫星的卫星姿态控制系统的姿态状态，控制设备根据第一控制信号对应的第一极性测量值范围以及采集到的卫星姿态控制系统的第一实际极性测量值，分析卫星姿态控制系统在第一测试任务下的极性测试结果。

在又一种示例性的实现方式中，第一测试任务具体用于测试卫星姿态控制系统中太阳敏感器的极性，机械臂在第一控制信号的控制下，将自身的空间位置调整至目标空间位置，并将安装于机械臂的太阳模拟器模拟出的模拟太阳光源调整至目标模拟太阳光源，第一极性测量值范围包括目标空间位置以及目标模拟太阳光源两者所对应的太阳角范围，第一实际极性测量值包括太阳角实际测量值。

在又一种示例性的实现方式中，第一测试任务具体用于测试卫星姿态控制系统中星敏感器的极性，机械臂在第一控制信号的控制下，将自身的空间位置调整至目标空间位置，并将安装于机械臂的星模拟器模拟出的模拟星图调整至目标模拟星图，第一极性测量值范围包括目标空间位置以及目标模拟星图两者所对应的星敏姿态角范围，第一实际极性测量值包括星敏姿态角实际测量值。

在又一种示例性的实现方式中，第一测试任务具体用于测试卫星姿态控制系统中磁强计的极性，机械臂在第一控制信号的控制下，将自身的空间位置调整至目标空间位置，并将安装于机械臂的磁力矩器输出的模拟磁矩调整至目标模拟磁矩，第一极性测量值范围包括目标空间位置以及目标模拟磁矩两者所对应的磁矩范围，第一实际极性测量值包括磁强计测得的磁矩实际测量值。

在又一种示例性的实现方式中，当触发用于测量卫星姿态控制系统中磁力矩器的极性的第二测试任务时，控制设备向待测卫星发送第二控制信号，待测卫星在第二控制信号的控制下，将安装于待测试卫星的磁力矩器输出的磁矩调整至目标磁矩，控制设备根据目标磁矩以及安装于机械臂的磁强计的当前空间位置两者所对应的磁矩范围，以及根据磁强计测得的磁矩实际测量值，分析磁力矩器在第二测试任务下的极性测量结果。

在又一种示例性的实现方式中，当触发用于测量卫星姿态控制系统中陀螺仪的极性的第三测试任务时，控制设备向工作台发送第三控制信号，工作台在第三控制信号的控制下，进行旋转，进而使得待测卫星在工作台的作用力下旋转并改变陀螺仪的极性，控制设备根据第三控制信号对应的转速范围以及采集到的陀螺仪的转速实际测量值，分析陀螺仪在第三测试任务下的极性测试结果。

在又一种示例性的实现方式中，当触发用于测量卫星姿态控制系统中反作用飞轮的极性的第四测试任务时，控制设备向待测卫星发送第四控制信号，待测卫星在第四控制信号的控制下，旋转反作用飞轮，进而使得工作台在反作用飞轮的作用力下转动，控制设备根据第四控制信号对应的工作台的目标转速范围以及采集到的工作台的实际转速，分析反作用飞轮在第四测试任务下的极性测试结果。

在又一种示例性的实现方式中，当触发用于测量卫星姿态控制系统中闭环逻辑的极性的第五测试任务时，控制设备向工作台发送第五控制信号，工作台在第五控制信号的控制下，进行旋转，控制设备还向待测卫星发送第六控制信号，以使得阻尼控制系统进行阻尼控制，控制设备根据第五控制信号以及第六控制信号两者所对应的工作台的目标转速变化范围，以及根据采集到的工作台的实际转速变化，分析闭环逻辑在第五测试任务下的极性测试结果。

在又一种示例性的实现方式中，当触发用于测量卫星姿态控制系统中磁力计、陀螺仪或者反作用飞轮的极性的第六测试任务时，控制设备将第六测试任务拆分为用于测试X轴的极性对应的第一子测试任务、用于测试Y轴的极性对应的第二子测试任务以及用于测试Z轴的极性对应的第三子测试任务，X轴、Y轴以及Z轴构成系统坐标系；

控制设备分别执行第一子测试任务、第二子测试任务或者第三子测试任务，在测试过程中向机械臂发送第七控制信号，还向工作台发送第八控制信号，还向待测卫星发送第九控制信号；

机械臂在第七控制信号的控制下，将自身的空间位置调整至目标空间位置，并将安装与机械臂的磁力矩器输出的模磁矩调整至目标模拟磁矩；工作台在第八控制信号的控制下，进行旋转，进而使得待测卫星在工作台的作用力下旋转并改变陀螺仪的极性；待测卫星在第九控制信号的控制下，旋转反作用飞轮，进而使得工作台在反作用飞轮的作用力下转动；

控制设备根据第一子测试任务、第二子测试任务以及第三子测试任务分别对应的磁矩范围，磁矩范围与目标空间位置、目标模拟磁矩两者对应，以及根据在执行第一子测试任务、第二子测试任务以及第三子测试任务时分别采集到的陀螺仪的转速实际测量值，分析磁力计在第一子测试任务、第二子测试任务以及第三子测试任务下的极性测试结果；控制设备根据第一子测试任务、第二子测试任务以及第三子测试任务分别对应的转速范围，以及根据在执行第一子测试任务、第二子测试任务以及第三子测试任务时分别采集到的陀螺仪的转速实际测量值，分析陀螺仪在第一子测试任务、第二子测试任务以及第三子测试任务下的极性测试结果；控制设备根据第一子测试任务、第二子测试任务以及第三子测试任务分别对应的工作台的目标转速范围，以及根据在执行第一子测试任务、第二子测试任务以及第三子测试任务时分别采集到的工作台的实际转速，分析反作用飞轮在第一子测试任务、第二子测试任务以及第三子测试任务下的极性测试结果。

在又一种示例性的实现方式中，控制设备与待测卫星之间通过无线通信连接进行信号的传输；或者，工作台通过滑环连接结构安装待测卫星，控制设备通过滑环连接结构与待测卫星建立有线通信连接，以进行信号的传输。

从以上技术方案可以看出，本申请实施例具有以下优点：

在本申请实施例中，针对于卫星姿态控制系统的极性测量，配置了卫星姿态控制系统的极性测量装置，该装置包括了工作台、机械臂以及控制设备，在将待测卫星安装于工作台后，可通过机械臂上的模拟设备模拟对应的模拟信号，改变待测卫星的卫星姿态控制系统的姿态状态，从而控制设备可根据预测的极性测量值范围以及实际极性测量值，分析待测卫星的卫星姿态控制系统的极性是否存在异常，通过工作台、机械臂以及控制设备三者，不仅可完成待测卫星的卫星姿态控制系统中不同组件的极性测试，且还可实现高效率的自动化测试，从而可显著节省现有技术中需要的大量时间成本以及人工成本，进而在卫星的研发以及制造过程中可显著缩短卫星的研制周期以及制造效率。

附图说明

图1为本申请实施例卫星姿态控制系统的极性测试装置的一种结构示意图；

图2为本申请实施例的一种应用场景示意图；

图3为本申请实施例太阳敏感器的极性测试的一种流程示意图；

图4为本申请实施例星敏感器的极性测试的一种流程示意图；

图5为本申请实施例磁强计的极性测试的一种流程示意图；

图6为本申请实施例磁力矩器的极性测试的一种流程示意图；

图7为本申请实施例陀螺仪的极性测试的一种流程示意图；

图8为本申请实施例反作用飞轮的极性测试的一种流程示意图；

图9为本申请实施例闭环逻辑的极性测试的一种流程示意图。

具体实施方式

本申请实施例提供了一种卫星姿态控制系统的极性测试装置，用于在地面测试卫星姿态控制系统的极性时，显著提高测试效率。

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，显然，所描述的实施例仅仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

本申请的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的实施例能够以除了在这里图示或描述的内容以外的顺序实施。此外，术语“包括”和“具有”以及他们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含，例如，包含了一系列步骤或模块的过程、方法、系统、产品或设备不必限于清楚地列出的那些步骤或模块，而是可包括没有清楚地列出的或对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或模块。在本申请中出现的对步骤进行的命名或者编号，并不意味着必须按照命名或者编号所指示的时间/逻辑先后顺序执行方法流程中的步骤，已经命名或者编号的流程步骤可以根据要实现的技术目的变更执行次序，只要能达到相同或者相类似的技术效果即可。

本申请中所出现的模块的划分，是一种逻辑上的划分，实际应用中实现时可以有另外的划分方式，例如多个模块可以结合成或集成在另一个系统中，或一些特征可以忽略，或不执行，另外，所显示的或讨论的相互之间的耦合或直接耦合或通信连接可以是通过一些接口，模块之间的间接耦合或通信连接可以是电性或其他类似的形式，本申请中均不作限定。并且，作为分离部件说明的模块或子模块可以是也可以不是物理上的分离，可以是也可以不是物理模块，或者可以分布到多个电路模块中，可以根据实际的需要选择其中的部分或全部模块来实现本申请方案的目的。

首先，参阅图1示出的本申请实施例卫星姿态控制系统的极性测试装置的一种结构示意图，本申请实施例卫星姿态控制系统的极性测试装置包括了工作台101、机械臂102以及控制设备103，工作台101用于安装待测卫星200。

在本申请实施例中，工作台具有台面，台面可用于安装待测卫星200，该台面进一步的，在实际应用中，还可随实际需要而配置升降以及转动功能，从而在台面的活动下，可使得安装在台面上的待测卫星200进行升降以及转动，从而可方便安装以及方便极性测试的进行。

机械臂102可配置多个的转动关节，从而可形成多个的自由度，如图1中示出的，机械臂102具有2个转动关节，可具有2个的自由度。应当理解的是，图1所示机械臂102的机械结构以及机械臂102上的转动关节，其可随实际需要调整结构、数量或者位置。

机械臂102上，可根据测试需要，配置一种或者多种的模拟设备1021，如图1示出的，模拟设备1021可部署在机械臂的端部，或者，也可以部署在机械臂的其他位置，可随实际需要模拟设备1021的类型、数量或者位置。

控制设备103，或者说工作站，可以为物理主机、服务器甚至用户设备(UserEquipment，UE)，该UE具体可以为台式电脑、笔记本电脑、电脑一体机、个人数字助理(Personal Digital Assistance，PDA)、平板电脑、智能手机等终端设备，工作人员可通过控制设备103侧的人机交互，查看以及控制星姿态控制系统的极性测试装置对待测卫星200的极性测试。

可以理解的是，控制设备103可以为一台设备，也可以为多台设备组成，以图2示出的本申请实施例的一种应用场景示意图为例，控制设备103具体可包括本地PDA201、物理主机202构成的控制系统，远程的工作人员在PDA201上下达工作指令，并通过网络转发至本地的物理主机202，触发物理主机202对本地的待测卫星200进行相关的极性测试。

其中，控制设备103可分别与机械臂101、工作台102以及待测卫星200建立通信连接，以便进行工作状态的控制，并依照测试需要，调整机械臂101、工作台102或者待测卫星200的工作状态。

当触发测试任务时，控制设备103向机械臂101发送控制信号，机械臂101在该控制信号的控制下，通过安装于机械臂101的模拟设备1021模拟对应的模拟信号，改变待测卫星200的卫星姿态控制系统的姿态状态，控制设备103根据该控制信号对应的极性测量值范围以及采集到的卫星姿态控制系统的实际极性测量值，分析卫星姿态控制系统在该测试任务下的极性测试结果。

在本申请实施例中，针对于卫星姿态控制系统的极性测量，配置了卫星姿态控制系统的极性测量装置，该装置包括了工作台101、机械臂102以及控制设备103，在将待测卫星200安装于工作台101后，可通过机械臂102上的模拟设备1021模拟对应的模拟信号，改变待测卫星200的卫星姿态控制系统的姿态状态，从而控制设备103可根据预测的极性测量值范围以及实际极性测量值，分析待测卫星200的卫星姿态控制系统的极性是否存在异常，通过工作台101、机械臂102以及控制设备103三者，不仅可完成待测卫星200的卫星姿态控制系统中不同组件的极性测试，且还可实现高效率的自动化测试，从而可显著节省现有技术中需要的大量时间成本以及人工成本，进而在卫星的研发以及制造过程中可显著缩短卫星的研制周期以及制造效率。

在卫星姿态控制装置的极性测试中，可针对卫星姿态控制系统的不同组件的极性进行测试，下面，则根据组件的不同，一一介绍本申请实施例提供的卫星姿态控制装置所能实现的具体极性测试。

在一种示例性的实现方式中，上述的测试任务具体用于测试卫星姿态控制系统中太阳敏感器的极性，机械臂102在控制信号的控制下，将自身的空间位置调整至目标空间位置，并将安装于机械臂102的太阳模拟器模拟出的模拟太阳光源调整至目标模拟太阳光源，极性测量值范围包括目标空间位置以及目标模拟太阳光源两者所对应的太阳角范围，实际极性测量值包括太阳角实际测量值。

如图3示出的本申请实施例太阳敏感器的极性测试的一种流程示意图，控制设备103一边通过待测卫星200的本体尺寸以及待测卫星200上太阳敏感器的安装位置，确定太阳敏感器相对于机械臂102的空间位置，并依据太阳敏感器极性定义设置太阳敏感器极性测试自动化判据，然后给太阳敏感器加电；控制设备103另一边控制机械臂102将太阳模拟器移动至太阳敏感器附近，控制设备103给太阳模拟器加电，通过太阳敏感器输出太阳角度的正负或者具体角度，自动判据自动判定太阳敏感器极性正确性，并生成太阳敏感器的极性测试报告。

其中，太阳敏感器的自动化极性测试的自动判据的设计是依据太阳敏感器本身的技术指标来确定的，同时结合软件自动化测试序列(指令串自动执行)来实现自动判定测试结果。

示例性的，待测太阳敏感器分辨率为：≤A°(A>0)，测量范围为：±B°(B>0)，设置机械臂102控制太阳模拟器的角度变化为x°(B>|x|>>A)，太阳敏感器初始测量值为0°，自动化指令执行软件配置自动判据为：当遥测太阳敏感器输出太阳角c满足条件|x|-A≤|c|≤|x|+A时，则自动判据判定太阳敏感器极性正确，反之则判定极性错误；启动机械臂102，运行自动化指令执行软件，执行完成后自动给出极性判定结果，并将测试过程的指令执行记录及判定结果生成word文档保存。

在又一种示例性的实现方式中，上述的测试任务具体用于测试卫星姿态控制系统中星敏感器的极性，机械臂102在控制信号的控制下，将自身的空间位置调整至目标空间位置，并将安装于机械臂102的星模拟器模拟出的模拟星图调整至目标模拟星图，极性测量值范围包括目标空间位置以及目标模拟星图两者所对应的星敏姿态角范围，实际极性测量值包括星敏姿态角实际测量值。

如图4示出的本申请实施例星敏感器的极性测试的一种流程示意图，控制设备103一般通过待测卫星200的本体尺寸以及待测卫星200上星敏感器的安装位置及安装矩阵，确定星敏感器遮光罩相对于机械臂102的空间位置，并设置星敏感器极性测试自动化判据，然后给星敏感器加电；控制设备103另一边控制机械臂102将星模拟器移动至星敏感器遮光罩，控制设备103给星模拟器加电，通过星敏感器输出遥测值，自动判据自动判定星敏感器极性正确性，并生成星敏感器的极性测试报告。

其中，星敏感器的自动化极性测试的自动判据的设计是依据星敏感器本身的技术指标来确定的，同时结合软件自动化测试序列(指令串自动执行)来实现自动判定测试结果。

示例性的，星敏感器分辨率为：≤A″(A>0)，测量范围为：±B″(B>0)，星模拟器设置星图变化为x″(B>|x|>>A)，星敏感器初始姿态角为c0″(c0>0)，自动化指令执行软件配置自动判据为：当遥测星敏姿态角c满足条件|x|-A≤|c|-c0≤|x|+A时，则自动判据判定星敏感器极性正确，反之则判定极性错误；开启星模拟器，运行自动化指令执行软件，执行完成后自动给出极性判定结果，并将测试过程的指令执行记录及判定结果生成word文档保存。

在又一种示例性的实现方式中，第一测试任务具体用于测试卫星姿态控制系统中磁强计的极性，机械臂102在第一控制信号的控制下，将自身的空间位置调整至目标空间位置，并将安装于机械臂102的磁力矩器输出的模拟磁矩调整至目标模拟磁矩，第一极性测量值范围包括目标空间位置以及目标模拟磁矩两者所对应的磁矩范围，第一实际极性测量值包括磁强计测得的磁矩实际测量值。

如图5示出的本申请实施例磁强计的极性测试的一种流程示意图，控制设备103一边依据磁强计的安装方位及极性定义确定磁力矩器自动化判据，并依据安装位置设置磁强计位置；控制设备103另一边控制机械臂102将磁力矩器移动至磁强计附近，控制设备103给磁强计加电，以及给磁力矩器加电，利用地磁场，通过磁强计测量值与磁力矩器输出值的对应关系，自动判据自动判定磁强计极性正确性，并生成极性测试报告。其中，可分别针对磁力计的X轴的极性、Y轴的极性以及Z轴的极性进行极性测试，得到磁力计的X轴、Y轴以及Z轴分别对应的极性测试报告。

其中，磁强计的自动化极性测试的自动判据的设计是依据磁强计本身的技术指标来确定的，同时结合软件自动化测试序列(指令串自动执行)来实现自动判定测试结果。

示例性的，磁强计分辨率为：≤AnT(A>0)，测量范围为：±B°(B>0)，磁强计空间位置处地磁场为x nT(B>|x|>>A)，磁强计初始测量值为c₀ nT，自动化指令执行软件配置自动判据为：当遥测磁强计输出磁矩测量值c满足条件-2A≤|c|-|c0|≤2A时，则自动判据判定磁强计极性正确，反之则判定极性错误；启动磁力矩器及磁强计，运行自动化指令执行软件，执行完成后自动给出极性判定结果，并将测试过程的指令执行记录及判定结果生成word文档保存。

从上述内容可看出，上述的极性测试，是通过调整机械臂102上的模拟设备1021的模拟信号，改变待测卫星姿态控制系统的相关组件的姿态状态的，在本申请实施例中，还可以通过调整工作台或者卫星姿态控制系统的相关组件的工作状态，实现相关的极性测试。

在又一种示例性的实现方式中，本申请实施例提供的卫星姿态控制系统的极性测试装置，还可用于测试磁力矩器的极性。

当触发用于测量卫星姿态控制系统中磁力矩器的极性的测试任务时，控制设备103向待测卫星200发送控制信号，待测卫星200在控制信号的控制下，将安装于待测试卫星200的磁力矩器输出的磁矩调整至目标磁矩，控制设备103根据目标磁矩以及安装于机械臂102的磁强计的当前空间位置两者所对应的磁矩范围，以及根据磁强计测得的磁矩实际测量值，分析磁力矩器在该测试任务下的极性测量结果。

如图6示出的本申请实施例磁力矩器的极性测试的一种流程示意图，控制设备103一方面依据磁力矩器安装方位及极性定义确定磁力矩器自动化判据，并依据磁力矩器安装位置设置磁力矩器N极位置；控制设备103另一边将磁强计移至磁力矩器附近，控制设备103给磁力矩器加电，以及给磁强计加电，并给磁力矩器设置目标磁矩，通过磁强计测量值与磁力矩器输出值的对应关系，自动判据自动判定磁力矩器极性正确性，并生成极性测试报告。

其中，磁力矩器的自动化极性测试的自动判据的设计是依据磁力矩器本身的技术指标来确定的，同时结合软件自动化测试序列(指令串自动执行)来实现自动判定测试结果。

示例性的，磁强计分辨率为：≤AnT(A>0)，测量范围为：±B°(B>0)，磁力矩器输出磁矩为x nT(B>|x|>>A)，磁强计初始测量值为c0 nT，自动化指令执行软件配置自动判据为：当遥测磁强计输出磁矩测量值c满足条件|x|-A≤|c|-|c0|≤|x|+A时，则自动判据判定磁力矩器极性正确，反之则判定极性错误；启动磁强计及磁力矩器，运行自动化指令执行软件，执行完成后自动给出极性判定结果，并将测试过程的指令执行记录及判定结果生成word文档保存。

在又一种示例性的实现方式中，本申请实施例提供的卫星姿态控制系统的极性测试装置，还可用于测试陀螺仪的极性。

当触发用于测量卫星姿态控制系统中陀螺仪的极性的测试任务时，控制设备103向工作台101发送控制信号，工作台101在该控制信号的控制下，进行旋转，进而使得待测卫星200在工作台101的作用力下旋转并改变陀螺仪的极性，控制设备103根据该控制信号对应的转速范围以及采集到的陀螺仪的转速实际测量值，分析陀螺仪在该测试任务下的极性测试结果。

如图7示出的本申请实施例陀螺仪的极性测试的一种流程示意图，控制设备103一方面依据陀螺极性定义以及陀螺仪在待测卫星200上的安装方位确定图罗以自动化判据，给陀螺仪加电，通过工作台101在上述中已提及可进行旋转，控制设备103给工作台101加电并施加顺时针小转速，通过陀螺仪对应轴角速度遥测值的正负，自动判据自动判定陀螺此轴极性的正确性，并生成极性测试报告。其中，可分别针对陀螺仪的X轴的极性、Y轴的极性以及Z轴的极性进行极性测试，得到陀螺仪的X轴、Y轴以及Z轴分别对应的极性测试报告。

其中，陀螺仪的自动化极性测试的自动判据的设计是依据陀螺仪本身的技术指标来确定的，同时结合软件自动化测试序列(指令串自动执行)来实现自动判定测试结果。

示例性的，陀螺仪分辨率为：≤A°/h(A>0)，测量范围为：±B°/h(B>0)，伺服转台控制模块设置工作台101的转速为x°/h(B>|x|>>A)，自动化指令执行软件配置自动判据为：当遥测陀螺仪转速值c满足条件|x|-A≤|c|≤|x|+A时，则自动判据判定陀螺仪极性正确，反之则判定极性错误；启动工作台并进行旋转，运行自动化指令执行软件，执行完成后自动给出极性判定结果，并将测试过程的指令执行记录及判定结果生成word文档保存。

在又一种示例性的实现方式中，本申请实施例提供的卫星姿态控制系统的极性测试装置，还可用于测试反作用飞轮的极性。

当触发用于测量卫星姿态控制系统中反作用飞轮的极性的测试任务时，控制设备103向待测卫星200发送控制信号，待测卫星200在该控制信号的控制下，旋转反作用飞轮，进而使得工作台101在反作用飞轮的作用力下转动，控制设备103根据该控制信号对应的工作台101的目标转速范围以及采集到的工作台101的实际转速，分析反作用飞轮在该测试任务下的极性测试结果。

如图8示出的本申请实施例反作用飞轮的极性测试的一种流程示意图，控制设备103依据反作用飞轮安装方位及极性定义确定反作用飞轮极性自动化判据，然后给反作用飞轮加电，并设置目标转速，通过工作台101的转动方向，自动判据自动判定反作用飞轮极性正确性，并生成极性测试报告。其中，可分别针对反作用飞轮的X轴的极性、Y轴的极性以及Z轴的极性进行极性测试，得到反作用飞轮的X轴、Y轴以及Z轴分别对应的极性测试报告。

其中，反作用飞轮的自动化极性测试的自动判据的设计是依据反作用飞轮本身的技术指标来确定的，同时结合软件自动化测试序列(指令串自动执行)来实现自动判定测试结果。

示例性的，反作用飞轮的轮体转动极性定义为顺时针旋转为正方向，反作用飞轮最大转速值为A rpm(转速单位：转/分)，自动化序列设置反作用飞轮转速值为x(A>x>>0)rpm，自动化指令执行软件配置自动判据为：当检测到工作台101的转动方向为逆时针旋转时，则自动判据判定反作用飞轮极性正确，反之则判定极性错误；启动反作用飞轮，运行自动化指令执行软件，执行完成后自动给出极性判定结果，并将测试过程的指令执行记录及判定结果生成word文档保存

在又一种示例性的实现方式中，本申请实施例提供的卫星姿态控制系统的极性测试装置，还可用于测试闭环逻辑的极性。

当触发用于测量卫星姿态控制系统中闭环逻辑的极性的测试任务时，控制设备103向工作台101发送控制信号，工作台101在该控制信号的控制下，进行旋转，控制设备103还向待测卫星200发送控制信号，以使得阻尼控制系统进行阻尼控制，控制设备103根据控制信号两者所对应的工作台101的目标转速变化范围，以及根据采集到的工作台101的实际转速变化，分析闭环逻辑在该测试任务下的极性测试结果。

卫星姿态控制系统闭环逻辑的极性通常是通过给定输入条件，依据执行机构的输出来判断系统闭环极性的正确性。对于三轴稳定的卫星，可通过阻尼及卸载来达到整星零动量状态，故可依托阻尼控制系统验证卫星姿态控制系统闭环逻辑的正确性。

如图9示出的本申请实施例闭环逻辑的极性测试的一种流程示意图，控制设备103设置自动化测试判据，然后给工作台101设置一个初始转速，通过阻尼控制系统的阻尼模式闭环作用，依据工作台101的转速是否减小，自动判据自主判定闭环逻辑的极性的正确性，并生成极性测试报告。

其中，闭环逻辑的自动化极性测试的自动判据的设计是依据阻尼控制系统工作原理来确定的，同时结合软件自动化测试序列(指令串自动执行)来实现自动判定测试结果。

示例性的，对于三轴稳定的卫星，若初始三轴角速度不全为0，则系统的闭环逻辑会通过阻尼过程使卫星的角速度减小，初始T₀时刻设置伺服转台的转速为c0°/s，设置自动化指令执行软件配置自动判据为：经过一段时间T₁后，当遥测检测伺服转台转速测量值c满足条件|c|<|c0|时，则自动判据判定闭环逻辑极性正确，反之则判定极性错误；启动磁强计及磁力矩器，运行自动化指令执行软件，执行完成后自动给出极性判定结果，并将测试过程的指令执行记录及判定结果生成word文档保存。

在又一种示例性的实现方式中，上述关于磁力计、陀螺仪以及反作用飞轮的极性的测试任务，还可进行合并。

当触发用于测量卫星姿态控制系统中磁力计、陀螺仪或者反作用飞轮的极性的测试任务时，控制设备103将该测试任务拆分为用于测试X轴的极性对应的第一子测试任务、用于测试Y轴的极性对应的第二子测试任务以及用于测试Z轴的极性对应的第三子测试任务，X轴、Y轴以及Z轴构成系统坐标系；

控制设备103分别执行第一子测试任务、第二子测试任务或者第三子测试任务，在测试过程中向机械臂102发送控制信号，还向工作台102发送控制信号，还向待测卫星200发送控制信号；

机械臂102在控制信号的控制下，将自身的空间位置调整至目标空间位置，并将安装与机械臂102的磁力矩器输出的模磁矩调整至目标模拟磁矩；工作台在101控制信号的控制下，进行旋转，进而使得待测卫星200在工作台101的作用力下旋转并改变陀螺仪的极性；待测卫星200在控制信号的控制下，旋转反作用飞轮，进而使得工作台101在反作用飞轮的作用力下转动；

控制设备103根据第一子测试任务、第二子测试任务以及第三子测试任务分别对应的磁矩范围，磁矩范围与目标空间位置、目标模拟磁矩两者对应，以及根据在执行第一子测试任务、第二子测试任务以及第三子测试任务时分别采集到的陀螺仪的转速实际测量值，分析磁力计在第一子测试任务、第二子测试任务以及第三子测试任务下的极性测试结果；控制设备103根据第一子测试任务、第二子测试任务以及第三子测试任务分别对应的转速范围，以及根据在执行第一子测试任务、第二子测试任务以及第三子测试任务时分别采集到的陀螺仪的转速实际测量值，分析陀螺仪在第一子测试任务、第二子测试任务以及第三子测试任务下的极性测试结果；控制设备103根据第一子测试任务、第二子测试任务以及第三子测试任务分别对应的工作台的目标转速范围，以及根据在执行第一子测试任务、第二子测试任务以及第三子测试任务时分别采集到的工作台的实际转速，分析反作用飞轮在第一子测试任务、第二子测试任务以及第三子测试任务下的极性测试结果。

可以理解的是，本申请实施例在触发磁力计、陀螺仪或者反作用飞轮的极性的测试任务时，可合并磁力计、陀螺仪以及反作用飞轮三者的极性的测试任务，因此，不仅可提高极性测试的测试效率，还可减少对待测卫星200的翻转操作，减少极性测试对待测卫星200的影响。

在又一种示例性的实现方式中，控制设备103与待测卫星200之间除了可通过有线连接进行信号的传输，以进行上述提及的极性测试。

进一步的，为避免有线线缆可能在极性测试过程中带来干涉，例如在工作台101的转动过程中缠绕到待测卫星200等，控制设备103与待测卫星200之间还可通过无线通信连接进行信号的传输，例如蓝牙连接，通过无线通信连接，直接避免有线线缆的缺陷，方便极性测试的进行。

或者，工作台101通过滑环连接结构安装待测卫星200，控制设备103通过滑环连接结构与待测卫星200建立有线通信连接，以进行信号的传输。

滑环，也称做旋转电气接口、电气旋转关节，为可为旋转体连通、输送能源与信号的电气部件，可用于任一要求无限制连续旋转时从固定结构到旋转结构传输电源和数据信号的系统中，在本申请实施例中，考虑到工作台101在部分极性测试中是可以进行旋转的，以带动待测卫星200旋转，或者跟随待测卫星200旋转，因此，控制设备103通过滑环连接结构与待测卫星200建立有线通信连接，减少普通有线线缆在极性测试过程中可能带来的干涉。

以上，以上实施例仅用以说明本申请的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本申请进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本申请各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (9)

1.一种卫星姿态控制系统的极性测试装置，其特征在于，所述装置包括工作台、机械臂以及控制设备，所述工作台用于安装待测卫星；

当触发第一测试任务时，所述控制设备向所述机械臂发送第一控制信号，所述机械臂在所述第一控制信号的控制下，通过安装于所述机械臂的模拟设备模拟对应的模拟信号，改变所述待测卫星的卫星姿态控制系统的姿态状态，所述控制设备根据所述第一控制信号对应的第一极性测量值范围以及采集到的所述卫星姿态控制系统的第一实际极性测量值，分析所述卫星姿态控制系统在所述第一测试任务下的极性测试结果；

当触发用于测量所述卫星姿态控制系统中磁力计、陀螺仪或者反作用飞轮的极性的第六测试任务时，所述控制设备将所述第六测试任务拆分为用于测试X轴的极性对应的第一子测试任务、用于测试Y轴的极性对应的第二子测试任务以及用于测试Z轴的极性对应的第三子测试任务，所述X轴、所述Y轴以及所述Z轴构成系统坐标系；

所述控制设备分别执行所述第一子测试任务、所述第二子测试任务或者所述第三子测试任务，在测试过程中向所述机械臂发送第七控制信号，还向所述工作台发送第八控制信号，还向所述待测卫星发送第九控制信号；

所述机械臂在所述第七控制信号的控制下，将自身的空间位置调整至目标空间位置，并将安装于所述机械臂的磁力矩器输出的模拟磁矩调整至目标模拟磁矩；所述工作台在所述第八控制信号的控制下，进行旋转，进而使得所述待测卫星在所述工作台的作用力下旋转并改变所述陀螺仪的极性；所述待测卫星在所述第九控制信号的控制下，旋转所述反作用飞轮，进而使得所述工作台在所述反作用飞轮的作用力下转动；

所述控制设备根据所述第一子测试任务、所述第二子测试任务以及所述第三子测试任务分别对应的磁矩范围，所述磁矩范围与所述目标空间位置、所述目标模拟磁矩两者对应，以及根据在执行所述第一子测试任务、所述第二子测试任务以及所述第三子测试任务时分别采集到的所述陀螺仪的转速实际测量值，分析所述磁力计在所述第一子测试任务、所述第二子测试任务以及所述第三子测试任务下的极性测试结果；所述控制设备根据所述第一子测试任务、所述第二子测试任务以及所述第三子测试任务分别对应的转速范围，以及根据在执行所述第一子测试任务、所述第二子测试任务以及所述第三子测试任务时分别采集到的所述陀螺仪的转速实际测量值，分析所述陀螺仪在所述第一子测试任务、所述第二子测试任务以及所述第三子测试任务下的极性测试结果；所述控制设备根据所述第一子测试任务、所述第二子测试任务以及所述第三子测试任务分别对应的工作台的目标转速范围，以及根据在执行所述第一子测试任务、所述第二子测试任务以及所述第三子测试任务时分别采集到的所述工作台的实际转速，分析所述反作用飞轮在所述第一子测试任务、所述第二子测试任务以及所述第三子测试任务下的极性测试结果。

2.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，所述第一测试任务具体用于测试所述卫星姿态控制系统中太阳敏感器的极性，所述机械臂在所述第一控制信号的控制下，将自身的空间位置调整至目标空间位置，并将安装于所述机械臂的太阳模拟器模拟出的模拟太阳光源调整至所述目标模拟太阳光源，所述第一极性测量值范围包括所述目标空间位置以及所述目标模拟太阳光源两者所对应的太阳角范围，所述第一实际极性测量值包括太阳角实际测量值。

3.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，所述第一测试任务具体用于测试所述卫星姿态控制系统中星敏感器的极性，所述机械臂在所述第一控制信号的控制下，将自身的空间位置调整至目标空间位置，并将安装于所述机械臂的星模拟器模拟出的模拟星图调整至目标模拟星图，所述第一极性测量值范围包括所述目标空间位置以及所述目标模拟星图两者所对应的星敏姿态角范围，所述第一实际极性测量值包括星敏姿态角实际测量值。

4.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，所述第一测试任务具体用于测试所述卫星姿态控制系统中磁强计的极性，所述机械臂在所述第一控制信号的控制下，将自身的空间位置调整至目标空间位置，并将安装于所述机械臂的磁力矩器输出的模拟磁矩调整至目标模拟磁矩，所述第一极性测量值范围包括所述目标空间位置以及所述目标模拟磁矩两者所对应的磁矩范围，所述第一实际极性测量值包括磁强计测得的磁矩实际测量值。

5.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，当触发用于测量所述卫星姿态控制系统中磁力矩器的极性的第二测试任务时，所述控制设备向所述待测卫星发送第二控制信号，所述待测卫星在所述第二控制信号的控制下，将安装于所述待测试卫星的磁力矩器输出的磁矩调整至目标磁矩，所述控制设备根据所述目标磁矩以及安装于所述机械臂的磁强计的当前空间位置两者所对应的磁矩范围，以及根据所述磁强计测得的磁矩实际测量值，分析所述磁力矩器在所述第二测试任务下的极性测量结果。

6.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，当触发用于测量所述卫星姿态控制系统中陀螺仪的极性的第三测试任务时，所述控制设备向所述工作台发送第三控制信号，所述工作台在所述第三控制信号的控制下，进行旋转，进而使得所述待测卫星在所述工作台的作用力下旋转并改变所述陀螺仪的极性，所述控制设备根据所述第三控制信号对应的转速范围以及采集到的所述陀螺仪的转速实际测量值，分析所述陀螺仪在所述第三测试任务下的极性测试结果。

7.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，当触发用于测量所述卫星姿态控制系统中反作用飞轮的极性的第四测试任务时，所述控制设备向所述待测卫星发送第四控制信号，所述待测卫星在所述第四控制信号的控制下，旋转所述反作用飞轮，进而使得所述工作台在所述反作用飞轮的作用力下转动，所述控制设备根据所述第四控制信号对应的工作台的目标转速范围以及采集到的所述工作台的实际转速，分析所述反作用飞轮在所述第四测试任务下的极性测试结果。

8.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，当触发用于测量所述卫星姿态控制系统中闭环逻辑的极性的第五测试任务时，所述控制设备向所述工作台发送第五控制信号，所述工作台在所述第五控制信号的控制下，进行旋转，所述控制设备还向所述待测卫星发送第六控制信号，以使得阻尼控制系统进行阻尼控制，所述控制设备根据所述第五控制信号以及所述第六控制信号两者所对应的工作台的目标转速变化范围，以及根据采集到的所述工作台的实际转速变化，分析所述闭环逻辑在所述第五测试任务下的极性测试结果。

9.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，所述控制设备与所述待测卫星之间通过无线通信连接进行信号的传输；或者，所述工作台通过滑环连接结构安装所述待测卫星，所述控制设备通过所述滑环连接结构与所述待测卫星建立有线通信连接，以进行信号的传输。

Images