一种航天器的极性测试方法和系统与流程

1.本发明涉及航天器的测试技术领域，特别是指一种航天器的极性测试方法和系统。


背景技术：

2.目前，主流的运载火箭完成总体装配工作后均需进行火箭总体测试，总体测试主要考核运载火箭各系统间协调性、匹配性，对运载火箭总体性能、可靠性及飞行指标进行全面考核，该测试技术关系着火箭性能指标考核的全面性和准确性，是客观评价火箭性能的关键技术。
3.其中，极性测试是运载火箭系统总体测试阶段重要的指标考核项目，其目的主要是考核伺服系统和末修姿控修正系统是否正确响应运载火箭姿态控制系统的指令，及时准确的进行箭体姿态的修正。现有的极性测试时，主要通过观察伺服系统的执行部件的运动以及末修姿控修正系统电磁阀开闭情况进行人为的定性判别，并进行多媒体摄像记录；但是，依靠测试人员现场观察执行部件运动轨迹和/或听取电磁阀开闭声音进行判别，存在几方面的问题：首先，测试人员能力参差不齐，观察存在误判、漏判的风险，产品可靠性得不到保障；其次，记录方法无法生成测试数据，不利于产品测试数据复查比对；然后，多媒体影像资料记录效果不佳，参考价值有限；最后，对于助推器有伺服系统的运载火箭，测试现象的观察更为复杂，需对各助推器伺服系统执行部位运动轨迹进行关联判读，对观察人员数量以及能力都有更高的要求，多媒体摄像无法将各助推的伺服系统执行部位运动轨迹均记录到同一个影像中。


技术实现要素：

4.本发明要解决的技术问题是如何提供一种航天器的极性测试方法和系统。实现了自动化的极性测试判别，有效地避免了潜在的质量隐患，提高了产品可靠性，且可以生成对应的有效测试数据，具有可追溯性。
5.为解决上述技术问题，本发明的技术方案如下：一种航天器的极性测试方法，包括：通过设置于航天器的待测试部件上的至少一种采集设备，获取所述待测试部件的实时状态数据；对所述实时状态数据进行过滤处理，得到处理结果；根据预设控制设备的预设极性测试启动指令和预设极性测试阈值，对所述处理结果进行极性测试处理，得到极性测试结果。
6.可选的，对所述实时状态数据进行过滤处理，得到处理结果，包括：对所述实时状态数据进行干扰数据的过滤处理，得到处理结果。
7.可选的，根据预设控制设备的预设极性测试启动指令和预设极性测试阈值，对所述处理结果进行极性测试处理，得到极性测试结果，包括：
在接收到预设控制设备的预设极性测试启动指令时，判断所述处理结果大于预设极性测试阈值的情况下，根据极性测试数据范围，对所述处理结果进行极性测试处理，得到极性测试结果。
8.可选的，根据极性测试数据范围，对所述处理结果进行极性测试处理，得到极性测试结果，包括：将所述处理结果和极性测试数据范围进行比对，若所述处理结果在所述极性测试数据范围内，得到极性测试合格的极性测试结果；否则，得到极性测试不合格的极性测试结果。
9.可选的，所述极性测试数据范围根据实时采集的实时状态数据的特征点与标准判断数据之间的最大误差值形成的，所述标准判断数据是首次达到预设极性测试标准的数据。
10.可选的，判断所述处理结果大于预设极性测试阈值的情况下，还包括：若接收到预设终端设备发送的记录所述实时状态数据的记录指令，根据所述记录指令记录所述实时状态数据。
11.本发明还提供一种航天器的极性测试系统，包括：设置于航天器的待测试部件上的至少一种采集设备，用于采集所述待测试部件的实时状态数据；中心控制器，与所述至少一种采集设备电连接，用于接收所述待测试部件的实时状态数据，并对所述实时状态数据进行过滤处理，得到处理结果，根据预设极性测试启动指令和预设极性测试阈值，将所述处理结果发送至数据处理子系统；数据处理子系统，与所述中心控制器电连接，用于根据极性测试数据范围，对所述处理结果进行极性测试处理，得到极性测试结果。
12.可选的，所述至少一种采集设备包括以下至少一项：外接于所述航天器的伺服系统的第一待测试部件的陀螺仪；外接于所述航天器的末修姿控修正系统的第二待测试部件的压力传感器和/或电磁传感器。
13.本发明还提供一种计算设备，包括：处理器、存储有计算机程序的存储器，所述计算机程序被处理器运行时，执行如上述的方法。
14.本发明还提供一种计算机可读存储介质，存储有指令，所述指令在计算机上运行时，使得计算机执行如上述的方法。
15.本发明的上述方案至少包括以下有益效果：通过设置于航天器的待测试部件上的至少一种采集设备，获取所述待测试部件的实时状态数据；对所述实时状态数据进行过滤处理，得到处理结果；根据预设控制设备的预设极性测试启动指令和预设极性测试阈值，对所述处理结果进行极性测试处理，得到极性测试结果；实现了自动化的极性测试判别，有效地避免了潜在的质量隐患，提高了产品可靠性，且可以生成对应的有效测试数据，具有可追溯性。
附图说明
16.图1是本发明实施例的航天器的极性测试方法的流程示意图；
图2是本发明实施例的安装基准坐标系与陀螺仪本体坐标系的转换关系示意图；图3是本发明提供的具体实施例中陀螺仪与火箭舵轴的安装结构示意图；图4是本发明提供的具体实施例中工控一体机的显示界面示意图；图5是本发明提供的具体实施例中陀螺仪与工控一体机的连接关系示意图；图6是本发明提供的具体实施例中航天器的极性测试系统的模块框示意图。
具体实施方式
17.下面将参照附图更详细地描述本公开的示例性实施例。虽然附图中显示了本公开的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本公开，并且能够将本公开的范围完整的传达给本领域的技术人员。
18.如图1所示，本发明的实施例提供一种航天器的极性测试方法，包括：步骤11，通过设置于航天器的待测试部件上的至少一种采集设备，获取所述待测试部件的实时状态数据；步骤12，对所述实时状态数据进行过滤处理，得到处理结果；步骤13，根据预设控制设备的预设极性测试启动指令和预设极性测试阈值，对所述处理结果进行极性测试处理，得到极性测试结果。
19.该实施例中，对至少一种采集设备得到的待测试部件的实时状态数据进行过滤处理，得到处理结果，这里的过滤处理优选通过整型稳定器进行处理，根据预设控制设备的预设极性测试启动指令和预设极性测试阈值，对处理结果进行极性测试处理，得到极性测试结果；实现了自动化的极性测试判别，有效地避免了潜在的质量隐患，提高了产品可靠性，且可以生成对应的有效测试数据，具有可追溯性。
20.其中，航天器的待测试部件包括：伺服系统的执行部件；末修姿控修正系统的电磁阀；伺服系统的执行部件包括：空气舵、燃气舵以及发动机喷管；采集设备包括：陀螺仪、压力传感器以及电磁感应传感器；优选地，陀螺仪设置在空气舵、燃气舵以及发动机喷管上，用于测试这些待测试部件的运动情况；陀螺仪是用高速回转体的动量矩敏感壳体相对于惯性空间绕正交于自转轴的一个或两个轴的角度检测装置，本实施例中选用陀螺仪测量空气舵、燃气舵以及发动机喷管等在极性测试时会产生相对运动的执行部件；需要说明的是，相较于其他的角位移传感器或测距类传感器等测量运动情况的传感器，陀螺仪的安装更方便，不需要对相对位置变化进行采集。
21.将陀螺仪与伺服系统的执行部件进行零点校准之后，测量出伺服系统的执行部件的沿着轴运动的角速度和角度，并转化为对应的实时状态数据；压力传感器和/或电磁感应传感器设置于末修姿控修正系统的电磁阀上，用于测试电磁阀的开闭情况；在极性测试时，压力传感器可以采集末修喷管喷出气体所产生的风压，将风压的变化状态作为实时状态数据；电磁感应传感器可以采集电磁阀开启时产生的漏磁量，将漏磁量的变化状态作为实时状态数据；根据采集到的风压和漏磁量的实时状态数据可以实现对电磁阀的开闭情况的判别；另外，本发明一可选的实施例中，还可以通过振动传感器对末修喷管的振动情况进行测量，将振动量作为实时状态数据实现对极性测试；
通过上述的采集设备可以为极性测试提供实时、准确的实时状态数据。
22.需要说明的是，极性测试用于航天器控制系统验证姿态控制是否正确执行的测试，极性测试是航天器总体测试阶段的重要的指标考核项目，通常航天器的极性错误必然会直接导致飞行失利；具体的，主要通过对航天器的伺服系统的执行部件的运动情况以及末修姿控修正系统电磁阀开闭情况进行定性判别，得到测试结果。
23.这里，对陀螺仪的安装过程进行说明：陀螺仪设置在一伺服系统的执行部件上，由于陀螺仪为惯性器件，在使用过程中对工况要求较高，如果陀螺仪在待测试部件的安装位置超过允许范围，测试时产生的数据会发生耦合现象，影响实时状态数据的有效性，这里，对陀螺仪按照的位置进行说明：如图2所示，坐标系原点位于陀螺仪质心处，陀螺仪测量本体坐标系为，轴沿的加速度计正向，轴在的加速度计和的加速度计确定的平面内与轴垂直，在不考虑陀螺仪的安装误差下，陀螺仪的坐标系与待测试部件的坐标系平行；图2中的安装基准坐标系为，通常情况下，应该将安装基准坐标系与陀螺仪测量本体坐标系设置为重合，但在一些情况下，无法实现将二者重合，因此，安装基准坐标系与陀螺仪测量本体坐标系之间的转换可以用三个欧拉角来表示，安装基准坐标系到陀螺仪本体坐标系的转换角度符号和旋转次序设置为；其中，安装基准坐标系是指由安装基准面和方位基准面确定的坐标系；另外，本发明的实施例中，为了突破陀螺仪安装要求的局限，还可以对安装基准坐标系与陀螺仪测量本体坐标系进行角度偏差计算，得到角度偏差值；并进一步的，进行角度偏差补偿，得到可用的测试坐标模型；在测试过程中，采集任意轴的角度输出变化量，还可以避免其它轴的数据干扰，从而可以得到伺服系统的执行部件准确性更高的运动轨迹曲线；这样设置的陀螺仪实现了极性测试方法在航天器上的通用性，具有更广泛的应用场景，提升了其实用性；另外，通过陀螺仪、压力传感器、电磁感应传感器以及振动传感器等进行极性测试，得到的极性测试结果的准确性高，成本低，实用性强。
24.本发明一可选的实施例中，步骤12，包括：步骤121，对所述实时状态数据进行干扰数据的过滤处理，得到处理结果。
25.本实施例中，这里的过滤处理优选是基于整型稳定器实现的，对如振动或电磁等而引起的干扰数据进行整型处理，将这些干扰数据最大程度的过滤掉，得到准确度更高的数据作为处理结果，以使极性测试的效果更好。
26.本发明一可选的实施例中，步骤13，包括：步骤131，在接收到预设控制设备的预设极性测试启动指令时，判断所述处理结果大于预设极性测试阈值的情况下，根据极性测试数据范围，对所述处理结果进行极性测试处理，得到极性测试结果。
27.本实施例中，为了实现判据数据库具有通用性，消除操作上产生的时间误差，为极
性测试设置了预设极性测试阈值，只有在接收到预设控制设备的预设极性测试启动指令，且处理结果大于预设极性测试阈值时，对处理结果进行极性测试处理，采集并记录该处理结果以及极性测试结果。预设极性测试阈值的设置实现了处理结果与判据数据库的可对比性。
28.本发明一可选的实施例中，步骤131中，根据极性测试数据范围，对所述处理结果进行极性测试处理，得到极性测试结果，包括：步骤1311，将所述处理结果和极性测试数据范围进行比对，若所述处理结果在所述极性测试数据范围内，得到极性测试合格的极性测试结果；否则，得到极性测试不合格的极性测试结果。
29.其中，所述极性测试数据范围根据实时采集的实时状态数据的特征点与标准判断数据之间的最大误差值形成的，所述标准判断数据是首次达到预设极性测试标准的数据。
30.该实施例中，将首次采集的正确数据作为这一类型的航天器的极性测试的标准判据，在后续对同一类型的航天器进行极性测试时，同时，设置误差范围，根据标注判据和误差范围，可以得到极性测试数据范围，进而将处理结果和极性测试数据范围进行比对，在该极性测试数据范围内的处理结果为极性测试合格的，反之则不合格，实现了极性测试自动判读功能；另外，需要说明的是，该标准判断数据在经过首次达到预设极性测试标准的数据后存储于判据数据库，以便于后续对同一类型的航天器进行极性测试的时候作为标准判断数据与处理结果进行比对。
31.本发明一可选的实施例中，步骤13中判断所述处理结果大于预设极性测试阈值的情况下，还包括：步骤132，若接收到预设终端设备发送的记录所述实时状态数据的记录指令，根据所述记录指令记录所述实时状态数据。
32.本实施例中，当判断所述处理结果大于预设极性测试阈值的情况下，预设终端设备发送了实时状态数据的记录指令，此时记录该实时状态数据，并可以将该实时状态数据保存至数据存储模块中；另外，需要说明的是，当判断所述处理结果小于或等于预设极性测试阈值的情况时，预设终端设备发送了实时状态数据的记录指令，此时，即使接收到了预设控制设备的预设极性测试启动指令，也会进行实时状态数据的采集，此时只进行实时状态数据的采集，但并不进行实时状态数据记录，即采集到的实时状态数据不会存储至数据存储模块中。
33.如图3所示，一个具体的实施例中，通过陀螺仪测量火箭上4个舵轴的旋转方向，其中，4个陀螺仪分别安装在火箭的舵轴上，图3中示出了火箭箭体第三象限iii和第四象限iv之间设置的舵3，第一象限i和第四象限iv之间设置的舵4，在箭体第一象限i和第二象限ii之间设置有舵1，第二象限ii和第三象限iii之间设置有舵2。每个舵轴上安装1个陀螺仪，舵可以绕着本身的轴顺时针或逆时针旋转，陀螺仪可以测量出舵的旋转方向和角度；该陀螺仪是外接于火箭的舵轴上的，是可拆卸的，便于使用；陀螺仪将测量到的实时状态数据通过rs485接口发送给工控一体机（预设终端设备），由工控一体机进行处理、判断和显示；下面对工控一体机的显示进行说明：
如图4所示，工控一体机的显示界面会在开启时自动铺满全屏，该界面具体包括：待测试部件所属的产品编号；测试结果指示；校准指示；启动记录指示；查看数据指示；每个舵的曲线示意图；每个舵的预设极性测试阈值设置；其中，每个舵的曲线示意图的x轴为时间（s），y轴为角度（
°
）；校准指示用于记录每舵的传感器输出初始值或清零；启动记录指示用于表示后台开始记录数据，但舵的曲线示意图并不会生成（即接收到了预设极性测试启动指令，进行实时状态数据的采集，但并不进行实时状态数据记录）；每个舵的预设极性测试阈值设置是开始生成曲线的条件，检测到传感器数据（实时状态数据）大于预设极性测试阈值时开始生成曲线，预设极性测试阈值设置用于产品的调试，调试结束后，该内容不再在界面上显示；查看数据指示用于表示将主界面关闭，弹出数据显示界面；这里的4个舵经过测试的曲线示意图如图2所示，每个舵的测试周期为96s，共有12段折线，每段折线的幅值为﹢16
°
或-16
°
，周期为8s；测试结果的判别方法为：每段折线的时间为8s，判断每段折线的第1s~第7s，数值为递增或递减，若8段折线均与首次采集的正确数据对应的曲线一致，则相应的舵测试结果通过，若4个舵的结果均通过，则测试结果指示给出舵测试通过的指示，否则给出第几个舵测试不通过的指示。测试数据通常在后台保存，可保存一定数量的产品的测试结果，超过时自动覆盖；可保存的产品的测试结果根据计算机资源而定。
34.下面对陀螺仪将采集到的实时状态数据通过rs485接口发送给工控一体机的连接关系进行说明，如图5所示，rs485接口的波特率设置为9600bps（可选范围为4800~23040bps）；输出速率设置为10hz（可选范围为0.2~200hz）；速率陀螺启动时间设置为1s；输出内容包括：片上时间，加速度：3维，角速度：3维，磁场：3维，角度：3维；指令流程包括：波特率设置、航向角清零、读取航向角数据；工控一体机读取4路速率陀螺仪的数据，将角度或角速度信息在界面上画出如图4所示的曲线示意图；下面是4个陀螺仪在测试过程中的极性测试数据：表1由表1可见，在不同的时间戳上4个陀螺仪上的实时状态数据；通过上述过程可以实现自动化的极性测试判别，相较于传统的人工判别的方式，测试数据更加可靠，更具有可追溯性。
35.本发明的实施例通过设置于航天器的待测试部件上的至少一种采集设备，获取所述待测试部件的实时状态数据；对所述实时状态数据进行过滤处理，得到处理结果；根据预设控制设备的预设极性测试启动指令和预设极性测试阈值，对所述处理结果进行极性测试
处理，得到极性测试结果；实现了自动化的极性测试判别，有效地避免了潜在的质量隐患，提高了产品可靠性，且可以生成对应的有效测试数据，具有可追溯性。
36.本发明的实施例还提供一种航天器的极性测试系统，包括：设置于航天器的待测试部件上的至少一种采集设备，用于采集所述待测试部件的实时状态数据；中心控制器，与所述至少一种采集设备电连接，用于接收所述待测试部件的实时状态数据，并对所述实时状态数据进行过滤处理，得到处理结果，根据预设极性测试启动指令和预设极性测试阈值，将所述处理结果发送至数据处理子系统；数据处理子系统，与所述中心控制器电连接，用于根据极性测试数据范围，对所述处理结果进行极性测试处理，得到极性测试结果。
37.可选的，所述至少一种采集设备包括以下至少一项：外接于所述航天器的伺服系统的第一待测试部件的陀螺仪；外接于所述航天器的末修姿控修正系统的第二待测试部件的压力传感器和/或电磁传感器。
38.如图6所示，一个具体的实施例中，航天器的极性测试系统设置在极性测试仪上，由设置在极性测试仪内部的数据处理子系统、中心控制稳定系统和设置在极性测试仪外部的信息采集系统组成，分别实现了数据的采集、转换处理和自动判别等功能；其中，信息采集系统用于极性测试自动判别系统的信息采集，主要通过传感器（采集设备）进行数据采集，传感器的选择依据为航天器的伺服系统和末修姿态修正系统；可以是陀螺仪、压力传感器以及电磁感应传感器；中心控制稳定系统用于实现信息采集系统和数据处理子系统信息传输的中枢纽带功能，中心控制稳定系统包括中心控制器和传感器数据整型稳定器，具体地，将数据处理子系统的指令传输至信息采集系统的传感器，当然这里说的指令包括：预设极性测试启动指令、预设极性测试停止指令、预设极性测试校准指令等；同时，中心控制稳定系统将信息采集系统的实时状态数据通过传感器数据整型稳定器进行整型处理，滤除了如振动、电磁等引起的干扰数据，并将整型完成的数据传输至数据处理子系统的指令控制模块或数据实时采集模块，实现了信息采集系统和数据处理子系统之间的信息交互。
39.数据处理子系统起到了极性测试系统的核心作用，数据处理子系统包括指令控制模块，数据实时采集模块，自动判读比对模块以及数据存储导出模块；其中，指令控制模块用于在接收到预设控制设备的预设极性测试启动指令之前，接收信息采集系统通过中心控制稳定系统整型处理后的实时状态数据，并通过数据实时采集模块进行采集；当接收到预设控制设备的预设极性测试启动指令之后，接收信息采集系统通过中心控制稳定系统整型处理后的实时状态数据不再传输至指令控制模块，而数据实时采集模块采集，同时，通过自动判读比对模块将实时状态数据与标准判断数据进行比对处理，得到极性测试结果，并将极性测试结果存储至数据存储导出模块。
40.需要说明的是，该系统是与上述方法对应的系统，上述方法实施例中的所有实现方式均适用于该装置的实施例中，也能达到相同的技术效果。
41.本发明的实施例还提供一种计算设备，包括：处理器、存储有计算机程序的存储
器，所述计算机程序被处理器运行时，执行如上述的方法。上述方法实施例中的所有实现方式均适用于该实施例中，也能达到相同的技术效果。
42.本发明的实施例还提供一种计算机可读存储介质，存储有指令，所述指令在计算机上运行时，使得计算机执行如上述的方法。上述方法实施例中的所有实现方式均适用于该实施例中，也能达到相同的技术效果。
43.本领域普通技术人员可以意识到，结合本文中所公开的实施例描述的各示例的单元及算法步骤，能够以电子硬件、或者计算机软件和电子硬件的结合来实现。这些功能究竟以硬件还是软件方式来执行，取决于技术方案的特定应用和设计约束条件。专业技术人员可以对每个特定的应用来使用不同方法来实现所描述的功能，但是这种实现不应认为超出本发明的范围。
44.所属领域的技术人员可以清楚地了解到，为描述的方便和简洁，上述描述的系统、装置和单元的具体工作过程，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。
45.在本发明所提供的实施例中，应该理解到，所揭露的装置和方法，可以通过其它的方式实现。例如，以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，例如，所述单元的划分，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，例如多个单元或组件可以结合或者可以集成到另一个系统，或一些特征可以忽略，或不执行。另一点，所显示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，装置或单元的间接耦合或通信连接，可以是电性，机械或其它的形式。
46.所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部单元来实现本实施例方案的目的。
47.另外，在本发明各个实施例中的各功能单元可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中。
48.所述功能如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本发明的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)执行本发明各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：u盘、移动硬盘、rom、ram、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
49.此外，需要指出的是，在本发明的装置和方法中，显然，各部件或各步骤是可以分解和/或重新组合的。这些分解和/或重新组合应视为本发明的等效方案。并且，执行上述系列处理的步骤可以自然地按照说明的顺序按时间顺序执行，但是并不需要一定按照时间顺序执行，某些步骤可以并行或彼此独立地执行。对本领域的普通技术人员而言，能够理解本发明的方法和装置的全部或者任何步骤或者部件，可以在任何计算装置（包括处理器、存储介质等）或者计算装置的网络中，以硬件、固件、软件或者它们的组合加以实现，这是本领域普通技术人员在阅读了本发明的说明的情况下运用他们的基本编程技能就能实现的。
50.因此，本发明的目的还可以通过在任何计算装置上运行一个程序或者一组程序来
实现。所述计算装置可以是公知的通用装置。因此，本发明的目的也可以仅仅通过提供包含实现所述方法或者装置的程序代码的程序产品来实现。也就是说，这样的程序产品也构成本发明，并且存储有这样的程序产品的存储介质也构成本发明。显然，所述存储介质可以是任何公知的存储介质或者将来所开发出来的任何存储介质。还需要指出的是，在本发明的装置和方法中，显然，各部件或各步骤是可以分解和/或重新组合的。这些分解和/或重新组合应视为本发明的等效方案。并且，执行上述系列处理的步骤可以自然地按照说明的顺序按时间顺序执行，但是并不需要一定按照时间顺序执行。某些步骤可以并行或彼此独立地执行。
51.以上所述是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明所述原理的前提下，还可以作出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。