一種姿態角的計算方法、裝置、介質、以及電子設備制造方法及圖紙

本申請涉及航天技術領域，具體而言，涉及一種姿態角的計算方法、裝置、介質、以及電子設備，所述方法包括：所述方法包括：構建目標坐標系，確定所述目標坐標系和地心坐標系之間的第一轉換矩陣；獲取目標過程前后箭體坐標系和所述目標坐標系之間的第二轉換矩陣，基于所述第二轉換矩陣計算所述目標過程前后所述箭體坐標系和所述目標坐標系之間的目標歐拉角；基于所述目標歐拉角，確定所述目標過程中所述箭體坐標系和所述目標坐標系的第三轉換矩陣；計算所述目標過程中所述箭體坐標系和導航坐標系之間的第四轉換矩陣，確定所述導航坐標系中的火箭姿態角。本申請提供的技術方案能夠準確計算火箭在調姿過程中的飛行姿態角變化。算火箭在調姿過程中的飛行姿態角變化。算火箭在調姿過程中的飛行姿態角變化。

【技術實現步驟摘要】
一種姿態角的計算方法、裝置、介質、以及電子設備


[0001]本申請涉及航天
，具體而言，涉及一種姿態角的計算方法、裝置、介質、以及電子設備。

技術介紹

[0002]目前，由于適配器設計以及星箭分離方式等原因，星箭分離前到星箭分離時火箭姿態可能需要作較大調整，標準彈道計算往往將調姿過程省略，能給出星箭分離前后、滿足天基測控需求的姿態角信息。而實際的調姿過程需要時間，在這段時間內只要調姿前后滿足標準彈道給出的首尾姿態角約束即可，而三個姿態角具體變化規律其實存在無數種，實際操作需要事先確定姿態角的變化歷程同時還要保證天基測控條件。尤其是在某些姿態角變化較大的情況下，從天基天線對中繼衛星的視線角的變化可能嚴重偏離線性，并有可能出現中繼星處于天基天線視野之外的情況。
[0003]基于此，本領域技術人員急需一種姿態角的計算方法，能夠準確計算火箭在調姿過程中的飛行姿態角變化。

技術實現思路

[0004]本申請的實施例提供了一種姿態角的計算方法，進而至少在一定程度上能夠準確計算火箭在調姿過程中的飛行姿態角變化。
[0005]本申請的其他特性和優點將通過下面的詳細描述變得顯然，或部分地通過本申請的實踐而習得。
[0006]根據本申請實施例的一個方面，提供了一種姿態角的計算方法，所述方法包括：構建目標坐標系，確定所述目標坐標系和地心坐標系之間的第一轉換矩陣；獲取目標過程前后箭體坐標系和所述目標坐標系之間的第二轉換矩陣，基于所述第二轉換矩陣計算所述目標過程前后所述箭體坐標系和所述目標坐標系之間的目標歐拉角；基于所述目標歐拉角，確定所述目標過程中所述箭體坐標系和所述目標坐標系的第三轉換矩陣；計算所述目標過程中所述箭體坐標系和導航坐標系之間的第四轉換矩陣，確定所述導航坐標系中的火箭姿態角。
[0007]在本申請的一些實施例中，所述構建目標坐標系，包括：獲取箭體
?
中繼星連線矢量，基于所述箭體
?
中繼星連線矢量確定目標坐標系的y軸；根據地心坐標系確定所述目標坐標系的x軸，按照右手定則確定所述目標坐標系的z軸，以構建所述目標坐標系。
[0008]在本申請的一些實施例中，基于前述方案，所述確定所述目標坐標系和地心坐標系之間的第一轉換矩陣，包括：根據所述箭體
?
中繼星連線矢量在所述地心坐標系內的分量，確定所述目標坐標系和地心坐標系之間的第一轉換矩陣。
[0009]在本申請的一些實施例中，所述目標過程為火箭調姿過程。
[0010]在本申請的一些實施例中，基于前述方案，所述基于所述目標歐拉角，確定所述目標過程中所述箭體坐標系和所述目標坐標系的第三轉換矩陣，包括：基于所述目標歐拉角，
確定所述目標過程中所述箭體坐標系和所述目標坐標系的目標歐拉角；基于所述目標歐拉角，確定所述目標過程中所述箭體坐標系和所述目標坐標系的第三轉換矩陣。
[0011]在本申請的一些實施例中，基于前述方案，所述計算所述目標過程中所述箭體坐標系和導航坐標系之間的第四轉換矩陣，包括：獲取所述地心坐標系和發射坐標系之間的第五轉換矩陣；獲取所述發射坐標系和導航坐標系之間的第六轉換矩陣；基于所述第一轉換矩陣、所述第三轉換矩陣、所述第五轉換矩陣、以及所述第六轉換矩陣，計算所述目標過程中所述箭體坐標系和導航坐標系之間的第四轉換矩陣。
[0012]在本申請的一些實施例中，基于前述方案，所述確定所述導航坐標系中的火箭姿態角，包括：根據所述第四轉換矩陣，確定所述導航坐標系中的火箭俯仰角、火箭偏航角、以及火箭滾動角。
[0013]根據本申請實施例的一個方面，提供了一種姿態角計算裝置，所述裝置包括：構建單元，被用于構建目標坐標系，確定所述目標坐標系和地心坐標系之間的第一轉換矩陣；獲取單元，被用于獲取目標過程前后箭體坐標系和所述目標坐標系之間的第二轉換矩陣，基于所述第二轉換矩陣計算所述目標過程前后所述箭體坐標系和所述目標坐標系之間的目標歐拉角；確定單元，被用于基于所述目標歐拉角，確定所述目標過程中所述箭體坐標系和所述目標坐標系的第三轉換矩陣；計算單元，被用于計算所述目標過程中所述箭體坐標系和導航坐標系之間的第四轉換矩陣，確定所述導航坐標系中的火箭姿態角。
[0014]根據本申請實施例的一個方面，提供了一種計算機可讀存儲介質，其特征在于，所述計算機可讀存儲介質中存儲有至少一條程序代碼，所述至少一條程序代碼由處理器加載并執行以實現如所述的姿態角的計算方法所執行的操作。
[0015]根據本申請實施例的一個方面，提供了一種計算機設備，其特征在于，所述計算機設備包括一個或多個處理器和一個或多個存儲器，所述一個或多個存儲器中存儲有至少一條程序代碼，所述至少一條程序代碼由所述一個或多個處理器加載并執行以實現如所述的姿態角的計算方法所執行的操作
[0016]基于上述方案，本申請至少具備以下優點或進步之處：
[0017]在本申請的一些實施例所提供的技術方案中，通過構建目標坐標系，確定所述目標坐標系和地心坐標系之間的第一轉換矩陣；再獲取目標坐標系和其余坐標系在目標過程前后的轉換矩陣；最后計算所述目標過程中所述箭體坐標系和導航坐標系之間的第四轉換矩陣，進而確定所述導航坐標系中的火箭姿態角。在本申請中，在構建獨創的目標坐標系后，可以確定目標坐標系以及其余坐標系目標過程前后的轉換矩陣，進而確定在目標過程中的轉換矩陣，最終可以確定目標過程中的火箭姿態角，為后續火箭飛行姿態調整提供合適的參考數據。
[0018]應當理解的是，以上的一般描述和后文的細節描述僅是示例性和解釋性的，并不能限制本申請。
附圖說明
[0019]此處的附圖被并入說明書中并構成本說明書的一部分，示出了符合本申請的實施例，并與說明書一起用于解釋本申請的原理。
[0020]顯而易見地，下面描述中的附圖僅僅是本申請的一些實施例，對于本領域普通技
術人員來講，在不付出創造性勞動的前提下，還可以根據這些附圖獲得其他的附圖。
[0021]在附圖中：
[0022]圖1示出了根據本申請一個實施例的姿態角的計算方法的流程圖；
[0023]圖2示出了根據本申請一個實施例的姿態角的計算方法的流程圖；
[0024]圖3示出了根據本申請一個實施例的姿態角的計算方法的流程圖；
[0025]圖4示出了根據本申請的一個實施例中的火箭控制裝置的結構簡圖；
[0026]圖5示出了根據本申請一個實施例的導航坐標系姿態角線性過渡曲線簡圖；
[0027]圖6示出了根據本申請一個實施例的天基天線視角η變化情況簡圖；
[0028]圖7示出了根據本申請一個實施例的導航坐標系姿態角線性過渡曲線對比簡圖；
[0029]圖8示出了根據本申請一個實施例的天基天線視角η變化情況對比簡圖；
[0030]圖9示出了根據本申請的一個實施例的姿態角計算裝置結構簡圖；
[0031]圖10示出了適于用來實現本申請實施例的電子設備的計算機系統的結構示意圖本文檔來自技高網...

【技術保護點】

【技術特征摘要】
1.一種姿態角的計算方法，其特征在于，所述方法包括：構建目標坐標系，確定所述目標坐標系和地心坐標系之間的第一轉換矩陣；獲取目標過程前后箭體坐標系和所述目標坐標系之間的第二轉換矩陣，基于所述第二轉換矩陣計算所述目標過程前后所述箭體坐標系和所述目標坐標系之間的目標歐拉角；基于所述目標歐拉角，確定所述目標過程中所述箭體坐標系和所述目標坐標系的第三轉換矩陣；計算所述目標過程中所述箭體坐標系和導航坐標系之間的第四轉換矩陣，確定所述導航坐標系中的火箭姿態角。2.根據權利要求1所述的方法，其特征在于，所述構建目標坐標系，包括：獲取箭體
?
中繼星連線矢量，基于所述箭體
?
中繼星連線矢量確定目標坐標系的y軸；根據地心坐標系確定所述目標坐標系的x軸，按照右手定則確定所述目標坐標系的z軸，以構建所述目標坐標系。3.根據權利要求2所述的方法，其特征在于，所述確定所述目標坐標系和地心坐標系之間的第一轉換矩陣，包括：根據所述箭體
?
中繼星連線矢量在所述地心坐標系內的分量，確定所述目標坐標系和地心坐標系之間的第一轉換矩陣。4.根據權利要求1所述的方法，其特征在于，所述目標過程為火箭調姿過程。5.根據權利要求4所述的方法，其特征在于，所述基于所述目標歐拉角，確定所述目標過程中所述箭體坐標系和所述目標坐標系的第三轉換矩陣，包括：基于所述目標歐拉角，確定所述目標過程中所述箭體坐標系和所述目標坐標系的目標歐拉角；基于所述目標歐拉角，確定所述目標過程中所述箭體坐標系和所述目標坐標系的第三轉換矩陣。6.根據權利要求4所述的方法，其特征在于，所述計算所述目標過程中所述箭體坐標...

【專利技術屬性】
技術研發人員：汪瀲，黎桪，李曉蘇，
申請(專利權)人：航天科工火箭技術有限公司，
類型：發明
國別省市：