【技術實現步驟摘要】
本專利技術涉及制導控制，尤其涉及一種火箭末級離軌姿態角的尋優方法、裝置、設備及介質。
技術介紹
1、發展并實施空間碎片減緩技術是保護未來空間環境的主要途徑，而離軌控制技術是空間碎片減緩技術的重要組成部分。運載火箭末級的離軌包括主動式離軌和被動式離軌兩種方式。相對被動式離軌技術而言，主動式離軌技術是通過消耗自身能源來達到航天器離軌的目的。
2、相關技術中，為減緩空間碎片，采用主動式離軌技術實現火箭末級的降軌離軌。火箭末級離軌時的姿態角直接影響離軌效果，因此，如何尋找到火箭末級離軌時的最優姿態角是目前亟待解決的技術問題。
技術實現思路
1、鑒于上述問題，提出了本專利技術以便提供一種解決上述問題的火箭末級離軌姿態角的尋優方法、裝置、設備及介質，可以根據火箭末級離軌時在軌道坐標系的第一位置和第一速度矢量，以及目標離軌時長，預測出滿足測控條件和遠場安全性條件的最優姿態角，保證火箭末級以該最優姿態角進行離軌可以具有較佳的離軌效果。
2、第一方面，本專利技術提供了一種火箭末級離軌姿態角的尋優方法，所述方法包括：
3、獲取火箭末級離軌時在發射坐標系中的第一位置和第一速度矢量，以及所述火箭末級的目標離軌時長；所述發射坐標系是以所述火箭末級離軌的發射點為原點且發射方向為橫軸方向建立的坐標系；
4、預測所述火箭末級在所述第一位置以所述第一速度矢量和不同的目標姿態角進行離軌，并在離軌時長達到所述目標離軌時長時所述火箭末級在地固坐標系中的第二位置和第二速度矢量
5、根據每個目標姿態角下對應的第二位置和對應的第二速度矢量，確定所述火箭末級離軌后的第一首圈近地點高度；
6、分別確定每個所述第一首圈近地點高度與預設的高度閾值的差值，并將所述差值小于或等于預設的差值閾值對應的目標姿態角，確定候選姿態角；
7、從滿足預設的測控條件和遠場安全性條件的候選姿態角中確定最優姿態角。
8、可選的，所述獲取火箭末級離軌時在發射坐標系中的第一位置和第一速度矢量，以及所述火箭末級的目標離軌時長之前，方法還包括：
9、獲取所述火箭末級離軌時的剩余藥量和離軌過程中單位時間的耗藥量；
10、將所述剩余藥量與所述耗藥量的比值，確定為所述目標離軌時長。
11、可選的，所述預測所述火箭末級在所述第一位置以所述第一速度矢量和不同的目標姿態角進行離軌，并在離軌時長達到所述目標離軌時長時所述火箭末級在地固坐標系中的第二位置和第二速度矢量，包括：
12、為所述火箭末級分配離軌時的初始姿態角；所述初始姿態角包括初始偏航角、初始滾轉角和初始俯仰角，所述初始俯仰角為180°；所述初始姿態角以所述軌道坐標系為參考坐標系；
13、預測所述火箭末級在所述第一位置以所述初始姿態角和所述第一速度矢量進行離軌，并在離軌時長達到所述目標離軌時長時所述火箭末級在所述地固坐標系的第三位置和第三速度矢量；
14、根據所述第三位置和所述第三速度矢量，確定所述火箭末級離軌后的第二首圈近地點高度；
15、若所述第二首圈近地點高度小于所述高度閾值，則預測所述火箭末級在所述第一位置以所述第一速度矢量和不同的目標姿態角進行離軌，并在離軌時長達到所述目標離軌時長時所述火箭末級在地固坐標系的第二位置和第二速度矢量。
16、可選的，所述根據所述第三位置和所述第三速度矢量，確定所述火箭末級離軌后的第二首圈近地點高度之后，所述方法還包括：
17、若所述第二首圈近地點高度大于或等于所述高度閾值，則增加所述火箭末級離軌時的剩余藥量。
18、可選的，所述測控條件為所述火箭末級離軌后，所述火箭末級上的天基天線指向與目標直線之間的夾角小于或等于預設的天基波束角，所述目標直線為所述火箭末級與天鏈衛星之間的連線。
19、可選的，所述遠場安全性條件為所述火箭末級離軌后，所述火箭末級與目標衛星之間的最小距離大于或等于預設的距離閾值，所述目標衛星為所述火箭末級送入預定軌道的衛星。
20、可選的，所述從滿足預設的測控條件和遠場安全性條件的候選姿態角中確定最優姿態角，包括：
21、獲取所述火箭末級離軌前的歷史姿態角；所述歷史姿態角以所述軌道坐標系為參考坐標系；
22、計算所述歷史姿態角與優選姿態角的角度差，所述優選姿態角為滿足預設的測控條件和遠場安全性條件的候選姿態角；
23、將最小的角度差對應的優選姿態角，確定為所述最優姿態角。
24、第二方面，本專利技術提供了一種火箭末級離軌姿態角的尋優裝置，所述裝置包括：
25、獲取模塊，用于獲取火箭末級離軌時在發射坐標系中的第一位置和第一速度矢量，以及所述火箭末級的目標離軌時長；所述發射坐標系是以所述火箭末級離軌的發射點為原點且發射方向為橫軸方向建立的坐標系；
26、預測模塊，用于預測所述火箭末級在所述第一位置以所述第一速度矢量和不同的目標姿態角進行離軌，并在離軌時長達到所述目標離軌時長時所述火箭末級在地固坐標系中的第二位置和第二速度矢量；所述目標姿態角以所述軌道坐標系為參考坐標系且包括目標偏航角、目標滾轉角和目標俯仰角；所述軌道坐標系是以所述火箭末級的質心為原點和所述第一速度矢量的方向為橫軸方向建立的坐標系；所述地固坐標系是以地球質心為原點建立的坐標系；
27、第一確定模塊，用于根據每個目標姿態角下對應的第二位置和對應的第二速度矢量，確定所述火箭末級離軌后的第一首圈近地點高度；
28、第二確定模塊，用于分別確定每個所述第一首圈近地點高度與預設的高度閾值的差值，并將所述差值小于或等于預設的差值閾值對應的目標姿態角，確定候選姿態角；
29、第三確定模塊，用于從滿足預設的測控條件和遠場安全性條件的候選姿態角中確定最優姿態角。
30、第三方面，本專利技術提供了一種電子設備，包括：存儲器和處理器，所述存儲器和所述處理器之間互相通信連接，所述存儲器中存儲有計算機指令，所述處理器通過執行所述計算機指令，從而執行如第一方面所述的方法。
31、第四方面，本專利技術提供了一種計算機可讀存儲介質，所述計算機可讀存儲介質存儲有計算機指令，所述計算機指令用于使所述計算機執行如第一方面所述的方法。
32、本專利技術實施例中提供的技術方案，至少具有如下技術效果或優點：
33、本專利技術實施例提供的一種火箭末級離軌姿態角的尋優方法、裝置、設備及介質，獲取火箭末級離軌時在發射坐標系中的第一位置和第一速度矢量，以及火箭末級的目標離軌時長，了解離軌的初始條件；預測火箭末級在第一位置以第一速度矢量和不同的目標姿態角進行離軌，并在離軌時長達到目標離軌時長時火箭末級在地固坐本文檔來自技高網...
【技術保護點】
1.一種火箭末級離軌姿態角的尋優方法，其特征在于，所述方法包括：
2.根據權利要求1所述的火箭末級離軌姿態角的尋優方法，其特征在于，所述獲取火箭末級離軌時在發射坐標系中的第一位置和第一速度矢量，以及所述火箭末級的目標離軌時長之前，方法還包括：
3.根據權利要求2所述的火箭末級離軌姿態角的尋優方法，其特征在于，所述預測所述火箭末級在所述第一位置以所述第一速度矢量和不同的目標姿態角進行離軌，并在離軌時長達到所述目標離軌時長時所述火箭末級在地固坐標系中的第二位置和第二速度矢量，包括：
4.根據權利要求3所述的火箭末級離軌姿態角的尋優方法，其特征在于，所述根據所述第三位置和所述第三速度矢量，確定所述火箭末級離軌后的第二首圈近地點高度之后，所述方法還包括：
5.根據權利要求1所述的火箭末級離軌姿態角的尋優方法，其特征在于，所述測控條件為所述火箭末級離軌后，所述火箭末級上的天基天線指向與目標直線之間的夾角小于或等于預設的天基波束角，所述目標直線為所述火箭末級與天鏈衛星之間的連線。
6.根據權利要求1所述的火箭末級離軌姿態角的尋優方法
7.根據權利要求1所述的火箭末級離軌姿態角的尋優方法，其特征在于，所述從滿足預設的測控條件和遠場安全性條件的候選姿態角中確定最優姿態角，包括：
8.一種火箭末級離軌姿態角的尋優裝置，其特征在于，所述裝置包括：
9.一種電子設備，其特征在于，包括：存儲器和處理器，所述存儲器和所述處理器之間互相通信連接，所述存儲器中存儲有計算機指令，所述處理器通過執行所述計算機指令，從而執行權利要求1-7中任一項所述的方法。
10.一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存儲有計算機指令，所述計算機指令用于使所述計算機執行權利要求1-7中任一項所述的方法。
...【技術特征摘要】
1.一種火箭末級離軌姿態角的尋優方法，其特征在于，所述方法包括：
2.根據權利要求1所述的火箭末級離軌姿態角的尋優方法，其特征在于，所述獲取火箭末級離軌時在發射坐標系中的第一位置和第一速度矢量，以及所述火箭末級的目標離軌時長之前，方法還包括：
3.根據權利要求2所述的火箭末級離軌姿態角的尋優方法，其特征在于，所述預測所述火箭末級在所述第一位置以所述第一速度矢量和不同的目標姿態角進行離軌，并在離軌時長達到所述目標離軌時長時所述火箭末級在地固坐標系中的第二位置和第二速度矢量，包括：
4.根據權利要求3所述的火箭末級離軌姿態角的尋優方法，其特征在于，所述根據所述第三位置和所述第三速度矢量，確定所述火箭末級離軌后的第二首圈近地點高度之后，所述方法還包括：
5.根據權利要求1所述的火箭末級離軌姿態角的尋優方法，其特征在于，所述測控條件為所述火箭末級離軌后，所述火箭末級上的天基天線指向與目標直線之間的夾角小于或等于預設的天基波束角，所述...
【專利技術屬性】
技術研發人員：俞菲斐，鄒延兵，李偉健，王志軍，范威，李鈞，李曉蘇，張旭，汪瀲，魯炎明，
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：
還沒有人留言評論。發表了對其他瀏覽者有用的留言會獲得科技券。