基于结构星与电性星联合推进系统的极性测试方法和系统与流程

1.本发明涉及极性测试技术领域，具体地，涉及一种基于结构星与电性星联合推进系统的极性测试方法和系统。


背景技术：

2.卫星推进系统主要配合姿轨控系统完成姿态控制、轨道修改、飞轮卸载等任务，推进分系统极性错误，可能会导致探测器无推力、推力不足、控制姿态翻转等，卫星无法维持特定姿态或预定轨道，严重时导致整个任务失败。
3.目前，推进系统极性测试方法主要针对检测推力器喷口是否有喷气的采集装置或对单个卫星从姿轨控系统到推进系统的联合极性测试方法，但对于分结构星与电性星同步并行研制的卫星，尚无明确的测试方法。
4.专利文献cn107703905a(申请号：cn201710631081.9)公开了一种全闭环航天器姿控极性测试方法，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。该专利仅适用于单个卫星姿轨控、推进系统产品的极性及接口匹配验证，不适用于结构星与电性星同步并行研制的卫星。
5.专利文献cn106768915a(申请号：cn201611031083.6)公开了一种卫星双组元推进系统的电爆阀地面极性测试方法，通过对推进系统管路分段充放气，对系统内所有电爆阀的极性进行判别，通过优化管路充放气的步骤，减少电爆阀地面极性检查所需的充放气次数。该专利仅针对推进系统中电爆阀地面极性测试进行优化，不适用于对推进系统进行系统级的极性测试。
6.专利文献cn102944805a(申请号：cn201210453690.7)公开了一种采用传感器技术测试卫星推进分系统电极性的方法，使用传感器技术测试卫星推进分系统电极性，该专利旨在发明一种传感器，用来检测推力器或发动机极性测试时喷口是否有喷气，无法充分验证卫星姿轨控、推进系统产品的极性及接口匹配性。


技术实现要素：

7.针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种基于结构星与电性星联合推进系统的极性测试方法和系统。
8.根据本发明提供的基于结构星与电性星联合推进系统的极性测试方法，包括：
9.步骤1：将结构星推力器上游管路与气源连接，在推力器喷口处安装检测气体喷出的装置；
10.步骤2：将电性星置于二维转台上，将结构星置于二维转台周围预设距离处；
11.步骤3：通过脐带电缆将结构星连接到电性星；
12.步骤4：通过二维转台对电性星姿态角进行变换，结构星上对应推力器喷口检测到气体喷出后与电性星姿态角进行一致变换。
13.优选的，将结构星推进系统自锁阀和电磁阀通过脐带电缆连接到电性星，从而电
性星驱动结构星上推进系统产品。
14.优选的，所述二维转台通过转台二维运动实现电性星正负滚动、正负俯仰、正负偏航六种姿态角变换。
15.优选的，所述结构星推力器上游管路直接与0.2～0.3mpa地面气源连接或通过贮箱预增压的0.2～0.3mpa气体为推力器供气。
16.优选的，所述检测气体喷出的装置包括气球、飘带和微压计。
17.根据本发明提供的基于结构星与电性星联合推进系统的极性测试系统，包括：
18.模块m1：连接结构星推力器上游管路与气源，在推力器喷口处设有检测气体喷出的装置；
19.模块m2：置电性星于二维转台上，置结构星于二维转台周围预设距离处；
20.模块m3：通过脐带电缆将结构星连接到电性星；
21.模块m4：通过二维转台对电性星姿态角进行变换，结构星上对应推力器喷口检测到气体喷出后与电性星姿态角进行一致变换。
22.优选的，将结构星推进系统自锁阀和电磁阀通过脐带电缆连接到电性星，从而电性星驱动结构星上推进系统产品。
23.优选的，所述二维转台通过转台二维运动实现电性星正负滚动、正负俯仰、正负偏航六种姿态角变换。
24.优选的，所述结构星推力器上游管路直接与0.2～0.3mpa地面气源连接或通过贮箱预增压的0.2～0.3mpa气体为推力器供气。
25.优选的，所述检测气体喷出的装置包括气球、飘带和微压计。
26.与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
27.本发明适用于卫星型号分结构星与电性星同步并行研制过程中推进系统极性测试，推进系统真实产品仅配置在结构星，姿轨控系统真实产品仅配置在电性星，能够解决推进系统无法单独在结构星或电性星无法验证系统极性及与姿轨控系统的接口匹配性问题。
附图说明
28.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：
29.图1是本发明测试方法流程图；
30.图2是本发明测试结构图。
具体实施方式
31.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。
32.实施例：
33.如图1，根据本发明提供的结构星与电性星联合推进系统极性测试方法，包括以下步骤：
34.步骤1：结构星推力器上游管路与0.2～0.3mpa气源连接，结构星上推力器喷口装有检测气体喷出的气球、飘带或微压计；
35.步骤2：将电性星放置于二维转台上，将结构星放置于二维转台旁边，见图2；
36.步骤3：将结构星推进系统自锁阀、电磁阀等产品通过脐带电缆连接到电性星；
37.步骤4：通过二维转台实现电性星姿态角变换，结构星上对应推力器喷口能够检测到有气体喷出且与电性星姿态角变换一致。
38.卫星研制流程分结构星与电性星同步并行开展，所述的结构星配置推进系统真实产品，无姿轨控系统等真实产品，所述的电性星配置姿轨控系统电性产品，无推进系统真实产品。所述的脐带电缆连接电性星与结构星，从而电性星能够驱动结构星上推进系统产品。所述的二维转台通过转台二维运动能够实现电性星正负滚动、正负俯仰、正负偏航六种姿态角变换；
39.所述步骤1中结构星推力器上游管路直接与0.2～0.3mpa地面气源连接或通过贮箱预增压的0.2～0.3mpa气体为推力器供气，结构星上推力器喷口装有检测气体喷出的气球、飘带或微压计，可有效检测到结构星推力器喷口有无气体喷出；
40.所述步骤2中将电性星放置于二维转台上，通过二维转台实现电性星正负滚动、正负俯仰、正负偏航六种姿态角变换；将结构星放置于二维转台旁边，可方便通过脐带电缆连接到电性星；
41.所述步骤3中将结构星推进系统自锁阀、电磁阀等产品通过脐带电缆连接到电性星，从而电性星能够通过姿轨控系统电性产品驱动结构星上推进系统产品；
42.所述步骤4中通过二维转台实现电性星正负滚动、正负俯仰、正负偏航六种姿态角变换，结构星上对应推力器喷口能够检测到有气体喷出且与电性星姿态角变换一致。
43.根据本发明提供的基于结构星与电性星联合推进系统的极性测试系统，包括：模块m1：连接结构星推力器上游管路与气源，在推力器喷口处设有检测气体喷出的装置；模块m2：置电性星于二维转台上，置结构星于二维转台周围预设距离处；模块m3：通过脐带电缆将结构星连接到电性星；模块m4：通过二维转台对电性星姿态角进行变换，结构星上对应推力器喷口检测到气体喷出后与电性星姿态角进行一致变换。
44.将结构星推进系统自锁阀和电磁阀通过脐带电缆连接到电性星，从而电性星驱动结构星上推进系统产品。所述二维转台通过转台二维运动实现电性星正负滚动、正负俯仰、正负偏航六种姿态角变换。所述结构星推力器上游管路直接与0.2～0.3mpa地面气源连接或通过贮箱预增压的0.2～0.3mpa气体为推力器供气。所述检测气体喷出的装置包括气球、飘带和微压计。
45.在本技术的描述中，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技术和简化描述，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技术的限制。
46.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。
47.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，本技术的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。