CN111680462B - 基于空间目标在光学相平面位置变化的制导方法和系统 - Google Patents

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CN111680462B CN202010803677.4A CN202010803677A CN111680462B CN 111680462 B CN111680462 B CN 111680462B CN 202010803677 A CN202010803677 A CN 202010803677A CN 111680462 B CN111680462 B CN 111680462B
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Abstract

本发明属于航天器制导领域，具体涉及一种基于空间目标在光学相平面位置变化的制导方法和系统，旨在为了解决降低运算量的前提下保持制导精准度的问题。本发明方法包括：基于目标小行星动力学模型，获取当前时刻目标小行星的位置矢量
Figure 443569DEST_PATH_IMAGE001
；基于撞击器姿轨一体化控制动力学模型，获取当前时刻撞击器的位置矢量
Figure 360710DEST_PATH_IMAGE002
和日心J2000惯性系到撞击器本体系的转换矩阵
Figure 609289DEST_PATH_IMAGE003
；基于
Figure 4498DEST_PATH_IMAGE001
、
Figure 818870DEST_PATH_IMAGE002
和
Figure 359442DEST_PATH_IMAGE003
计算所述目标小行星中心在所述撞击器中相机相平面横和纵方向上相对撞击器的位置
Figure 626475DEST_PATH_IMAGE004
和
Figure 294217DEST_PATH_IMAGE005
；基于
Figure 963095DEST_PATH_IMAGE004
、
Figure 956459DEST_PATH_IMAGE005
以及当前时刻距离预定撞击时刻的剩余的时间
Figure 179630DEST_PATH_IMAGE006
，获得所述撞击器的速度增量矢量。本发明运算量小，并可保证较好的计算精度。

Description

基于空间目标在光学相平面位置变化的制导方法和系统
技术领域
本发明属于航天器制导领域，具体涉及一种基于空间目标在光学相平面位置变化的制导方法和系统。
背景技术
深空撞击小行星探测是空间小行星探测方向的一种新兴的探测手段。小行星具有空间目标相对较小、运动速度快和本身具有自旋等特点，这对撞击任务中的制导方法提出了较高的要求。传统的武器制导方法，尤其是接近目标的末端制导律都是基于有大气的动力学模型实现的，而这在空间探测任务中不再适用。另外，深空撞击器属于空间探测器，其质量、能源和体积等方面严格受限，所以很难携带诸如雷达等弹上探测设备。光学自主导航系统一般体积可以做到很小，并且具有耗能低和作用距离远等特点，但是其缺点是无法直接获取撞击器与目标小行星的距离信息，所以无法准确获得撞击器与目标小行星的相对位置。
传统的基于光学自主导航系统的撞击探测制导方法一种是通过计算动力学方程的状态转移矩阵进行线性化递推解算获取末端撞击偏差来计算当前速度增量矢量，该方法在撞击器自身状态估计或目标小行星状态估计偏差较大时会出现无法命中目标的情况；另一种传统的方法是通过专门的优化方法进行优化解算，确定撞击器变轨机动的时刻和所需要的速度增量矢量。传统方法同样受制于撞击器和目标的状态估计精度，且通常需要多次迭代，收敛性差，运算速度慢，且不一定能够得到全局最优解，不利于设计人员在整个探测任务前期对探测轨道实施方案的选择与改进。
发明内容
为了解决现有技术中的上述问题，即为了解决降低运算量的前提下保持制导精准度的问题，本发明的第一方面提出了一种基于空间目标在光学相平面位置变化的制导方法，包括以下步骤：
基于目标小行星动力学模型，获取当前时刻目标小行星的位置矢量
Figure 832673DEST_PATH_IMAGE001
；
基于撞击器姿轨一体化控制动力学模型，获取当前时刻撞击器的位置矢量
Figure 356058DEST_PATH_IMAGE002
和 日心J2000惯性系到撞击器本体系的转换矩阵
Figure 504012DEST_PATH_IMAGE003
；
基于
Figure 745637DEST_PATH_IMAGE001
、
Figure 20761DEST_PATH_IMAGE002
和
Figure 133073DEST_PATH_IMAGE003
计算撞击器与目标小行星的估算距离，并基于所述目标小行 星与所述撞击器的相对位置模型，计算所述目标小行星中心在所述撞击器中相机相平面横 和纵方向上相对撞击器的位置
Figure 468239DEST_PATH_IMAGE004
和
Figure 197161DEST_PATH_IMAGE005
；
基于
Figure 744817DEST_PATH_IMAGE004
、
Figure 242794DEST_PATH_IMAGE005
以及当前时刻距离预定撞击时刻的剩余的时间
Figure 483283DEST_PATH_IMAGE006
，获得所述撞击器的速 度增量矢量；基于所述速度增量矢量进行下一时刻所述撞击器制导。
在一些优选实施例中，所述目标小行星动力学模型，其公式表示为：
Figure 433921DEST_PATH_IMAGE007
其中，
Figure 316427DEST_PATH_IMAGE008
为目标小行星对应的状态量，
Figure 387020DEST_PATH_IMAGE009
为目标小行星的速度矢量，
Figure 329568DEST_PATH_IMAGE001
为目 标小行星的位置矢量，
Figure 767503DEST_PATH_IMAGE010
为太阳引力常数。
在一些优选实施例中，所述撞击器姿轨一体化控制动力学模型，其公式表示为：
Figure 656961DEST_PATH_IMAGE011
其中，
Figure 129531DEST_PATH_IMAGE012
为撞击器对应的状态量，
Figure 711822DEST_PATH_IMAGE013
为撞击器的速度矢量，
Figure 637053DEST_PATH_IMAGE014
为太阳对撞击 器的引力加速度，
Figure 861361DEST_PATH_IMAGE015
为第三体摄动加速度，
Figure 391699DEST_PATH_IMAGE016
为太阳光压摄动加速度，
Figure 676050DEST_PATH_IMAGE017
为推力器个数，
Figure 88577DEST_PATH_IMAGE018
为撞击器的质量，
Figure 834685DEST_PATH_IMAGE019
为第
Figure 16267DEST_PATH_IMAGE020
个推力器的推力矢量，
Figure 205940DEST_PATH_IMAGE021
、
Figure 574605DEST_PATH_IMAGE022
和
Figure 140715DEST_PATH_IMAGE023
为撞击器的姿态 角，
Figure 911225DEST_PATH_IMAGE024
、
Figure 271799DEST_PATH_IMAGE025
和
Figure 658918DEST_PATH_IMAGE026
为撞击器的姿态角速度，
Figure 497561DEST_PATH_IMAGE027
为撞击器的惯量矩阵，
Figure 388157DEST_PATH_IMAGE028
为撞击器控制力矩的 总数量，
Figure 185212DEST_PATH_IMAGE029
为撞击器第
Figure 512157DEST_PATH_IMAGE020
个控制力矩，
Figure 685649DEST_PATH_IMAGE030
为推力燃料或推力剂比冲，
Figure 696330DEST_PATH_IMAGE003
为J2000惯性系到撞 击器本体系的转换矩阵，
Figure 133128DEST_PATH_IMAGE031
为海平面处的重力加速度。
在一些优选实施例中，所述目标小行星与所述撞击器的相对位置模型，其公式表示为：
Figure 229260DEST_PATH_IMAGE032
其中，
Figure 409705DEST_PATH_IMAGE004
和
Figure 274893DEST_PATH_IMAGE005
分别为目标小行星中心在相机相平面横纵方向上相对撞击器的位置，
Figure 413751DEST_PATH_IMAGE033
与
Figure 466020DEST_PATH_IMAGE034
分别为目标小行星中心点在光学相机像平面横纵方向上归一化位置，
Figure 715736DEST_PATH_IMAGE035
为光 学相机的视场角，
Figure 701009DEST_PATH_IMAGE036
为撞击器与目标小行星的估算距离。
在一些优选实施例中，撞击器与目标小行星的估算距离
Figure 728877DEST_PATH_IMAGE036
，其计算方法为：
Figure 799601DEST_PATH_IMAGE037
其中，
Figure 321850DEST_PATH_IMAGE002
为撞击器在日心J2000赤道惯性系中的位置矢量。
在一些优选实施例中，所述撞击器的速度增量矢量
Figure 161630DEST_PATH_IMAGE038
，其计算方法为：
Figure 642290DEST_PATH_IMAGE039
其中，
Figure 403572DEST_PATH_IMAGE006
为当前时刻距离预定撞击时刻的剩余的时间，
Figure 260670DEST_PATH_IMAGE040
和
Figure DEST_PATH_IMAGE041
分别为目标小行星 中心在相机相平面横和纵方向上的相对撞击器的变化率。
在一些优选实施例中，目标小行星中心在相机相平面横和纵方向上的相对撞击器 的变化率
Figure 423798DEST_PATH_IMAGE040
和
Figure 75359DEST_PATH_IMAGE041
，其计算方法为：
Figure 120675DEST_PATH_IMAGE042
其中，
Figure 233994DEST_PATH_IMAGE043
和
Figure 782787DEST_PATH_IMAGE044
分别为每个控制周期目标小行星中心在相机相平面横和纵方向上 相对撞击器的位置与上一周期对应位置的差分，
Figure DEST_PATH_IMAGE045
为一个控制周期。
本发明的第二方面，提出了一种基于空间目标在光学相平面位置变化的制导系统，包括第一模块、第二模块、第三模块和第四模块；
所述第一模块，配置为基于目标小行星动力学模型，获取当前时刻目标小行星的 位置矢量
Figure 339670DEST_PATH_IMAGE001
；
所述第二模块，配置为基于撞击器姿轨一体化控制动力学模型，获取当前时刻撞 击器的位置矢量
Figure 606703DEST_PATH_IMAGE002
和日心J2000惯性系到撞击器本体系的转换矩阵
Figure 274445DEST_PATH_IMAGE003
；
所述第三模块，配置为基于
Figure 677745DEST_PATH_IMAGE001
、
Figure 936688DEST_PATH_IMAGE002
和
Figure 159859DEST_PATH_IMAGE003
计算撞击器与目标小行星的估算距离， 并基于所述目标小行星与所述撞击器的相对位置模型，计算所述目标小行星中心在所述撞 击器中相机相平面横和纵方向上相对撞击器的位置
Figure 896870DEST_PATH_IMAGE004
和
Figure 138365DEST_PATH_IMAGE005
；
所述第四模块，配置为基于
Figure 568209DEST_PATH_IMAGE004
、
Figure 544255DEST_PATH_IMAGE005
以及当前时刻距离预定撞击时刻的剩余的时间
Figure 553800DEST_PATH_IMAGE006
， 获得所述撞击器的速度增量矢量；基于所述速度增量矢量进行所述撞击器制导。
本发明的第三方面，提出了一种存储装置，其中存储有多条程序，所述程序适于由处理器加载并执行以实现上述的基于空间目标在光学相平面位置变化的制导方法。
本发明的第四方面，提出了一种处理装置，包括处理器、存储装置；处理器，适于执行各条程序；存储装置，适于存储多条程序；所述程序适于由处理器加载并执行以实现上述的基于空间目标在光学相平面位置变化的制导方法。
本发明的有益效果：
本发明针对仅携带光学自主导航系统的撞击器，不需要复杂的优化算法或迭代运算，通过计算小行星中心点在相机相平面横和纵方向上相对撞击器位置的变化率即可解算得到变轨所需速度增量。该方法具有原理简单、方法直观和计算量小的特点，对系统状态量估计准确度依赖较小并可保证较好的计算精度，能够在任务前期较好的帮助设计人员进行轨道方案的选择与改进。
附图说明
通过阅读参照以下附图所作的对非限制性实施例所作的详细描述，本申请的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1是本发明一种实施例的基于空间目标在光学相平面位置变化的制导方法流程示意图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
下面结合附图和实施例对本申请作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释相关发明，而非对该发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与有关发明相关的部分。
需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
本发明的一种基于空间目标在光学相平面位置变化的制导方法，包括以下步骤：
基于目标小行星动力学模型，获取当前时刻目标小行星的位置矢量
Figure 197271DEST_PATH_IMAGE001
；
基于撞击器姿轨一体化控制动力学模型，获取当前时刻撞击器的位置矢量
Figure 532437DEST_PATH_IMAGE002
和 日心J2000惯性系到撞击器本体系的转换矩阵
Figure 730200DEST_PATH_IMAGE003
；
基于
Figure 809015DEST_PATH_IMAGE001
、
Figure 306992DEST_PATH_IMAGE002
和
Figure 281901DEST_PATH_IMAGE003
计算撞击器与目标小行星的估算距离，并基于所述目标小行 星与所述撞击器的相对位置模型，计算所述目标小行星中心在所述撞击器中相机相平面横 和纵方向上相对撞击器的位置
Figure 498119DEST_PATH_IMAGE004
和
Figure 98733DEST_PATH_IMAGE005
；
基于
Figure 451217DEST_PATH_IMAGE004
、
Figure 393766DEST_PATH_IMAGE005
以及当前时刻距离预定撞击时刻的剩余的时间
Figure 300542DEST_PATH_IMAGE006
，获得所述撞击器的速 度增量矢量；基于所述速度增量矢量进行下一时刻所述撞击器制导。
为了更清晰地对本发明基于空间目标在光学相平面位置变化的制导方法进行说明，下面结合附图对本方发明方法一种实施例中各步骤进行展开详述。
本发明一种实施例的基于空间目标在光学相平面位置变化的制导方法，包括步骤S100-步骤S400。
步骤S100，基于目标小行星动力学模型，获取当前时刻目标小行星的位置矢量。
在日心J2000赤道坐标系下建立目标小行星动力学模型，其表示如公式（1）所示：
Figure 721159DEST_PATH_IMAGE046
（1）
其中，
Figure 193728DEST_PATH_IMAGE008
为目标小行星对应的状态量，
Figure 510440DEST_PATH_IMAGE009
为目标小行星的速度矢量，
Figure 435671DEST_PATH_IMAGE001
为目 标小行星的位置矢量，
Figure 659979DEST_PATH_IMAGE010
为太阳引力常数。
步骤S200，基于撞击器姿轨一体化控制动力学模型，获取当前时刻撞击器的位置 矢量
Figure 455897DEST_PATH_IMAGE002
和日心J2000惯性系到撞击器本体系的转换矩阵
Figure 740247DEST_PATH_IMAGE003
。
在日心J2000赤道坐标系下撞击器姿轨一体化控制动力学模型，其表示如公式（2）所示：
Figure 882602DEST_PATH_IMAGE047
（2）
其中，
Figure 645022DEST_PATH_IMAGE012
为撞击器对应的状态量，
Figure 826604DEST_PATH_IMAGE013
为撞击器的速度矢量，
Figure 750698DEST_PATH_IMAGE014
为太阳对撞击 器的引力加速度，
Figure 650521DEST_PATH_IMAGE015
为第三体摄动加速度，
Figure 216631DEST_PATH_IMAGE016
为太阳光压摄动加速度，
Figure 721562DEST_PATH_IMAGE017
为推力器个数，
Figure 347715DEST_PATH_IMAGE018
为撞击器的质量，
Figure 734834DEST_PATH_IMAGE019
为第
Figure 307898DEST_PATH_IMAGE020
个推力器的推力矢量，
Figure 464073DEST_PATH_IMAGE021
、
Figure 979237DEST_PATH_IMAGE022
和
Figure 588073DEST_PATH_IMAGE023
为撞击器的姿态 角，
Figure 761565DEST_PATH_IMAGE024
、
Figure 241088DEST_PATH_IMAGE025
和
Figure 209044DEST_PATH_IMAGE026
为撞击器的姿态角速度，
Figure 305176DEST_PATH_IMAGE027
为撞击器的惯量矩阵，
Figure 220042DEST_PATH_IMAGE028
为撞击器控制力矩的 总数量，
Figure 350810DEST_PATH_IMAGE029
为撞击器第
Figure 489667DEST_PATH_IMAGE020
个控制力矩，
Figure 541936DEST_PATH_IMAGE030
为推力燃料或推力剂比冲，
Figure 791652DEST_PATH_IMAGE003
为J2000惯性系到撞 击器本体系的转换矩阵，
Figure 495035DEST_PATH_IMAGE031
为海平面处的重力加速度。
第三体摄动加速度
Figure 804793DEST_PATH_IMAGE015
，其计算方法如公式（3）所示：
Figure 875518DEST_PATH_IMAGE048
（3）
其中，
Figure 397766DEST_PATH_IMAGE049
为天体
Figure 237546DEST_PATH_IMAGE020
的引力常数，
Figure 718206DEST_PATH_IMAGE002
和
Figure 479488DEST_PATH_IMAGE050
分别表示撞击器和第三体在日心J2000赤 道惯性系中的位置矢量。
太阳光压摄动
Figure 336586DEST_PATH_IMAGE016
，其计算方法如公式（4）所示：
Figure 30873DEST_PATH_IMAGE051
（4）
其中，
Figure 151275DEST_PATH_IMAGE052
为太阳辐射压力系数，
Figure 196592DEST_PATH_IMAGE053
为撞击器承受光压作用的有效截面积，
Figure 309910DEST_PATH_IMAGE054
为太 阳的位置矢量，
Figure 858703DEST_PATH_IMAGE055
为太阳常数，
Figure 946745DEST_PATH_IMAGE056
为1天文单位。
步骤S300，基于
Figure 682620DEST_PATH_IMAGE001
、
Figure 615941DEST_PATH_IMAGE002
和
Figure 284819DEST_PATH_IMAGE003
计算撞击器与目标小行星的估算距离，并基于所述 目标小行星与所述撞击器的相对位置模型，计算所述目标小行星中心在所述撞击器中相机 相平面横和纵方向上相对撞击器的位置
Figure 12604DEST_PATH_IMAGE004
和
Figure 501354DEST_PATH_IMAGE005
。
本实施例中，目标小行星与所述撞击器的相对位置模型，如公式（5）所示：
Figure 503945DEST_PATH_IMAGE057
（5）
其中，
Figure 496172DEST_PATH_IMAGE004
和
Figure 660437DEST_PATH_IMAGE005
分别为目标小行星中心在相机相平面横纵方向上相对撞击器的位置，
Figure 902062DEST_PATH_IMAGE033
与
Figure 160874DEST_PATH_IMAGE034
分别为目标小行星中心点在光学相机像平面横纵方向上归一化位置，
Figure 538766DEST_PATH_IMAGE035
为光 学相机的视场角，
Figure 608353DEST_PATH_IMAGE036
为撞击器与目标小行星的估算距离。
撞击器与目标小行星的估算距离
Figure 71696DEST_PATH_IMAGE036
，其计算方法如公式（6）所示：
Figure 416089DEST_PATH_IMAGE058
（6）
其中，
Figure 382908DEST_PATH_IMAGE002
为撞击器在日心J2000赤道惯性系中的位置矢量。
步骤S400，基于
Figure 888976DEST_PATH_IMAGE004
、
Figure 105194DEST_PATH_IMAGE005
以及当前时刻距离预定撞击时刻的剩余的时间
Figure 456541DEST_PATH_IMAGE006
，获得所述撞 击器的速度增量矢量；基于所述速度增量矢量进行下一时刻所述撞击器制导。
首选计算目标小行星中心在相机相平面横和纵方向上的相对撞击器的变化率
Figure 809025DEST_PATH_IMAGE040
和
Figure 485994DEST_PATH_IMAGE041
，其计算方法如公式（7）所示：
Figure 642037DEST_PATH_IMAGE059
（7）
其中，
Figure 328233DEST_PATH_IMAGE043
和
Figure 4065DEST_PATH_IMAGE044
分别为每个控制周期目标小行星中心在相机相平面横和纵方向上 相对撞击器的位置与上一周期对应位置的差分，
Figure 117515DEST_PATH_IMAGE045
为一个控制周期。
然后计算撞击器的速度增量矢量
Figure 42746DEST_PATH_IMAGE038
，其计算方法如公式（8）所示：
Figure 735895DEST_PATH_IMAGE060
（8）
其中，
Figure 62971DEST_PATH_IMAGE006
为当前时刻距离预定撞击时刻的剩余的时间，
Figure 347322DEST_PATH_IMAGE040
和
Figure 963111DEST_PATH_IMAGE041
分别为目标小行星 中心在相机相平面横和纵方向上的相对撞击器的变化率。
在本发明施例的描述中，时刻对应的是控制周期，当前时刻为当前控制周期，上一时刻对应为上一控制周期。在控制时，基于当前控制周期进行速度增量矢量的计算，并将计算得到的速度增量矢量用于下一控制周期进行制导。
本发明另一种实施例的基于空间目标在光学相平面位置变化的制导方法，包括以下步骤：
基于步骤S100-S400获取撞击器与目标小行星的估算距离
Figure 991110DEST_PATH_IMAGE036
、撞击器的速度增量矢 量
Figure 172693DEST_PATH_IMAGE038
以及目标小行星中心在相机相平面横纵方向上相对撞击器的位置
Figure 346054DEST_PATH_IMAGE004
和
Figure 245877DEST_PATH_IMAGE005
；
若估算距离
Figure 811987DEST_PATH_IMAGE036
小于预设距离，则基于速度增量矢量
Figure 316918DEST_PATH_IMAGE038
对撞击器进行制导；否则执 行以下步骤：
基于
Figure 943071DEST_PATH_IMAGE004
和
Figure 533453DEST_PATH_IMAGE005
构建目标小行星中心和撞击器的直线Z；
计算速度增量矢量
Figure 903254DEST_PATH_IMAGE038
在直线Z上的投影，得到速度增量矢量分量
Figure 59429DEST_PATH_IMAGE061
以及速度 增量矢量
Figure 325325DEST_PATH_IMAGE038
与直线Z的夹角
Figure 934161DEST_PATH_IMAGE062
；
当夹角
Figure 842074DEST_PATH_IMAGE062
小于设定夹角阈值且速度增量矢量分量
Figure 570865DEST_PATH_IMAGE061
小于设定速度阈值时，下 一控制周期速度增量矢量不变化，保持和当前控制周期的速度增量矢量一致；否则下一控 制周期速度增量矢量为
Figure 538821DEST_PATH_IMAGE038
。
在其他实施例中，当夹角
Figure 634953DEST_PATH_IMAGE062
小于设定夹角阈值且速度增量矢量分量
Figure 815398DEST_PATH_IMAGE061
小于设 定速度阈值时，下一控制周期速度增量矢量为：
方向保持和当前控制周期的速度增量矢量一致；大小按照预设的速度增量表查表 获得；所述速度增量表为撞击器速度、
Figure 946166DEST_PATH_IMAGE038
的大小与下一控制周期速度增量矢量大小缩放比 例的映射表格。例如，当撞击器速度小于VA，
Figure 85023DEST_PATH_IMAGE038
的大小小于VB，则下一控制周期速度增量矢 量的大小为当前控制周期速度增量质量大小的C倍。通过该方法可以在远离目标小行星时 尽可能的获得加速，缩短追击时间。
通过本实施例方法，可以有效的减少制导过程中撞击器方向调整的频次，有效的 节省了燃料消耗，因此，撞击器可以携带更少的燃料执行撞击任务，有效的降低了撞击器的 携带重量；同时，基于估算距离
Figure 871713DEST_PATH_IMAGE036
的两段式控制方式，可以在距离目标小行星较远时，将控制 重点主要放在追击目标上，可以尽可能提高速度，节省了追击时间，同时，在距离目标小行 星较近时，采用步骤S100-S400计算得到的速度增量矢量
Figure 387008DEST_PATH_IMAGE038
进行控制，有效的提高了撞击 精度。
本发明第三实施例的一种基于空间目标在光学相平面位置变化的制导系统，包括第一模块、第二模块、第三模块和第四模块；
所述第一模块，配置为基于目标小行星动力学模型，获取当前时刻目标小行星的 位置矢量
Figure 841123DEST_PATH_IMAGE001
；
所述第二模块，配置为基于撞击器姿轨一体化控制动力学模型，获取当前时刻撞 击器的位置矢量
Figure 150882DEST_PATH_IMAGE002
和日心J2000惯性系到撞击器本体系的转换矩阵
Figure 956027DEST_PATH_IMAGE003
；
所述第三模块，配置为基于
Figure 727543DEST_PATH_IMAGE001
、
Figure 567323DEST_PATH_IMAGE002
和
Figure 47983DEST_PATH_IMAGE003
计算撞击器与目标小行星的估算距离， 并基于所述目标小行星与所述撞击器的相对位置模型，计算所述目标小行星中心在所述撞 击器中相机相平面横和纵方向上相对撞击器的位置
Figure 74844DEST_PATH_IMAGE004
和
Figure 666363DEST_PATH_IMAGE005
；
所述第四模块，配置为基于
Figure 95070DEST_PATH_IMAGE004
、
Figure 746631DEST_PATH_IMAGE005
以及当前时刻距离预定撞击时刻的剩余的时间
Figure 526368DEST_PATH_IMAGE006
， 获得所述撞击器的速度增量矢量；基于所述速度增量矢量进行所述撞击器制导。
所属技术领域的技术人员可以清楚地了解到，为描述的方便和简洁，上述描述的系统的具体工作过程及有关说明，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。
需要说明的是，上述实施例提供的基于空间目标在光学相平面位置变化的制导系统，仅以上述各功能模块的划分进行举例说明，在实际应用中，可以根据需要而将上述功能分配由不同的功能模块来完成，即将本发明实施例中的模块或者步骤再分解或者组合，例如，上述实施例的模块可以合并为一个模块，也可以进一步拆分成多个子模块，以完成以上描述的全部或者部分功能。对于本发明实施例中涉及的模块、步骤的名称，仅仅是为了区分各个模块或者步骤，不视为对本发明的不当限定。
本发明第四实施例的一种存储装置，其中存储有多条程序，所述程序适于由处理器加载并执行以实现上述的基于空间目标在光学相平面位置变化的制导方法。
本发明第五实施例的一种处理装置，包括处理器、存储装置；处理器，适于执行各条程序；存储装置，适于存储多条程序；所述程序适于由处理器加载并执行以实现上述的基于空间目标在光学相平面位置变化的制导方法。
所属技术领域的技术人员可以清楚地了解到，为描述的方便和简洁，上述描述的存储装置、处理装置的具体工作过程及有关说明，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。
特别地，根据本公开的实施例，上文参考流程图描述的过程可以被实现为计算机软件程序。例如，本公开的实施例包括一种计算机程序产品，其包括承载在计算机可读介质上的计算机程序，该计算机程序包含用于执行流程图所示的方法的程序代码。在这样的实施例中，该计算机程序可以通过通信部分从网络上被下载和安装，和/或从可拆卸介质被安装。在该计算机程序被中央处理单元(CPU)执行时，执行本申请的方法中限定的上述功能。需要说明的是，本申请上述的计算机可读介质可以是计算机可读信号介质或者计算机可读存储介质或者是上述两者的任意组合。计算机可读存储介质例如可以是——但不限于——电、磁、光、电磁、红外线、或半导体的系统、装置或器件，或者任意以上的组合。计算机可读存储介质的更具体的例子可以包括但不限于：具有一个或多个导线的电连接、便携式计算机磁盘、硬盘、随机访问存储器(RAM)、只读存储器(ROM)、可擦式可编程只读存储器(EPROM或闪存)、光纤、便携式紧凑磁盘只读存储器(CD-ROM)、光存储器件、磁存储器件、或者上述的任意合适的组合。在本申请中，计算机可读存储介质可以是任何包含或存储程序的有形介质，该程序可以被指令执行系统、装置或者器件使用或者与其结合使用。而在本申请中，计算机可读的信号介质可以包括在基带中或者作为载波一部分传播的数据信号，其中承载了计算机可读的程序代码。这种传播的数据信号可以采用多种形式，包括但不限于电磁信号、光信号或上述的任意合适的组合。计算机可读的信号介质还可以是计算机可读存储介质以外的任何计算机可读介质，该计算机可读介质可以发送、传播或者传输用于由指令执行系统、装置或者器件使用或者与其结合使用的程序。计算机可读介质上包含的程序代码可以用任何适当的介质传输，包括但不限于：无线、电线、光缆、RF等等，或者上述的任意合适的组合。
可以以一种或多种程序设计语言或其组合来编写用于执行本申请的操作的计算机程序代码，上述程序设计语言包括面向对象的程序设计语言—诸如Java、Smalltalk、C++，还包括常规的过程式程序设计语言—诸如“C”语言或类似的程序设计语言。程序代码可以完全地在用户计算机上执行、部分地在用户计算机上执行、作为一个独立的软件包执行、部分在用户计算机上部分在远程计算机上执行、或者完全在远程计算机或服务器上执行。在涉及远程计算机的情形中，远程计算机可以通过任意种类的网络——包括局域网(LAN)或广域网(WAN)—连接到用户计算机，或者，可以连接到外部计算机(例如利用因特网服务提供商来通过因特网连接)。
附图中的流程图和框图，图示了按照本申请各种实施例的系统、方法和计算机程序产品的可能实现的体系架构、功能和操作。在这点上，流程图或框图中的每个方框可以代表一个模块、程序段、或代码的一部分，该模块、程序段、或代码的一部分包含一个或多个用于实现规定的逻辑功能的可执行指令。也应当注意，在有些作为替换的实现中，方框中所标注的功能也可以以不同于附图中所标注的顺序发生。例如，两个接连地表示的方框实际上可以基本并行地执行，它们有时也可以按相反的顺序执行，这依所涉及的功能而定。也要注意的是，框图和/或流程图中的每个方框、以及框图和/或流程图中的方框的组合，可以用执行规定的功能或操作的专用的基于硬件的系统来实现，或者可以用专用硬件与计算机指令的组合来实现。
术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不是用于描述或表示特定的顺序或先后次序。
术语“包括”或者任何其它类似用语旨在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备/装置不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其它要素，或者还包括这些过程、方法、物品或者设备/装置所固有的要素。
至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本发明的技术方案，但是，本领域技术人员容易理解的是，本发明的保护范围显然不局限于这些具体实施方式。在不偏离本发明的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本发明的保护范围之内。

Claims (7)

1.一种基于空间目标在光学相平面位置变化的制导方法，其特征在于，包括以下步骤：
基于目标小行星动力学模型，获取当前时刻目标小行星的位置矢量
Figure DEST_PATH_IMAGE001
；所述目标小行 星动力学模型，其公式表示为：
Figure 177959DEST_PATH_IMAGE002
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE003
为目标小行星对应的状态量，
Figure 496683DEST_PATH_IMAGE004
为目标小行星的速度矢量，
Figure 318008DEST_PATH_IMAGE001
为目标小 行星的位置矢量，
Figure DEST_PATH_IMAGE005
为太阳引力常数；
基于撞击器姿轨一体化控制动力学模型，获取当前时刻撞击器的位置矢量
Figure 198239DEST_PATH_IMAGE006
和日心 J2000惯性系到撞击器本体系的转换矩阵
Figure DEST_PATH_IMAGE007
；所述撞击器姿轨一体化控制动力学模型，其公 式表示为：
Figure 573857DEST_PATH_IMAGE008
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE009
为撞击器对应的状态量，
Figure 932157DEST_PATH_IMAGE010
为撞击器的速度矢量，
Figure DEST_PATH_IMAGE011
为太阳对撞击器的 引力加速度，
Figure 840945DEST_PATH_IMAGE012
为第三体摄动加速度，
Figure DEST_PATH_IMAGE013
为太阳光压摄动加速度，
Figure 626499DEST_PATH_IMAGE014
为推力器个数，
Figure DEST_PATH_IMAGE015
为 撞击器的质量，
Figure 754992DEST_PATH_IMAGE016
为第
Figure DEST_PATH_IMAGE017
个推力器的推力矢量，
Figure 916983DEST_PATH_IMAGE018
、
Figure DEST_PATH_IMAGE019
和
Figure 680277DEST_PATH_IMAGE020
为撞击器的姿态角，
Figure DEST_PATH_IMAGE021
、
Figure 902311DEST_PATH_IMAGE022
和
Figure DEST_PATH_IMAGE023
为撞击器的姿态角速度，
Figure 252521DEST_PATH_IMAGE024
为撞击器的惯量矩阵，
Figure DEST_PATH_IMAGE025
为撞击器控制力矩的总数量，
Figure 925860DEST_PATH_IMAGE026
为撞击器第
Figure 576284DEST_PATH_IMAGE017
个控制力矩，
Figure DEST_PATH_IMAGE027
为推力燃料或推力剂比冲，
Figure 234798DEST_PATH_IMAGE007
为J2000惯性系到撞击器本 体系的转换矩阵，
Figure 603463DEST_PATH_IMAGE028
为海平面处的重力加速度；
基于
Figure 638415DEST_PATH_IMAGE001
、
Figure 143346DEST_PATH_IMAGE006
和
Figure 238340DEST_PATH_IMAGE007
计算撞击器与目标小行星的估算距离，并基于所述目标小行星与所 述撞击器的相对位置模型，计算所述目标小行星中心在所述撞击器中相机相平面横和纵方 向上相对撞击器的位置
Figure DEST_PATH_IMAGE029
和
Figure 61678DEST_PATH_IMAGE030
；所述目标小行星与所述撞击器的相对位置模型，其公式表示 为：
Figure 900321DEST_PATH_IMAGE032
其中，
Figure 525337DEST_PATH_IMAGE029
和
Figure 525654DEST_PATH_IMAGE030
分别为目标小行星中心在相机相平面横纵方向上相对撞击器的位置，
Figure DEST_PATH_IMAGE033
与
Figure 337752DEST_PATH_IMAGE034
分别为目标小行星中心点在光学相机像平面横纵方向上归一化位置，
Figure DEST_PATH_IMAGE035
为光学相机 的视场角，
Figure 448928DEST_PATH_IMAGE036
为撞击器与目标小行星的估算距离；
基于
Figure 426986DEST_PATH_IMAGE029
、
Figure 863783DEST_PATH_IMAGE030
以及当前时刻距离预定撞击时刻的剩余的时间
Figure DEST_PATH_IMAGE037
，获得所述撞击器的速度增 量矢量；基于所述速度增量矢量进行下一时刻所述撞击器制导。
2.根据权利要求1所述的一种基于空间目标在光学相平面位置变化的制导方法，其特 征在于，撞击器与目标小行星的估算距离
Figure 897599DEST_PATH_IMAGE036
，其计算方法为：
Figure DEST_PATH_IMAGE039
其中，
Figure 546886DEST_PATH_IMAGE006
为撞击器在日心J2000赤道惯性系中的位置矢量。
3.根据权利要求2所述的一种基于空间目标在光学相平面位置变化的制导方法，其特 征在于，所述撞击器的速度增量矢量
Figure 146494DEST_PATH_IMAGE040
，其计算方法为：
Figure 754193DEST_PATH_IMAGE042
其中，
Figure 806463DEST_PATH_IMAGE037
为当前时刻距离预定撞击时刻的剩余的时间，
Figure DEST_PATH_IMAGE043
和
Figure 492397DEST_PATH_IMAGE044
分别为目标小行星中心 在相机相平面横和纵方向上的相对撞击器的变化率。
4.根据权利要求3所述的一种基于空间目标在光学相平面位置变化的制导方法，其特 征在于，目标小行星中心在相机相平面横和纵方向上的相对撞击器的变化率
Figure 946512DEST_PATH_IMAGE043
和
Figure 725112DEST_PATH_IMAGE044
，其计 算方法为：
Figure 530257DEST_PATH_IMAGE046
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE047
和
Figure 521347DEST_PATH_IMAGE048
分别为每个控制周期目标小行星中心在相机相平面横和纵方向上相对 撞击器的位置与上一周期对应位置的差分，
Figure DEST_PATH_IMAGE049
为一个控制周期。
5.一种基于空间目标在光学相平面位置变化的制导系统，其特征在于，包括第一模块、第二模块、第三模块和第四模块；
所述第一模块，配置为基于目标小行星动力学模型，获取当前时刻目标小行星的位置 矢量
Figure 627423DEST_PATH_IMAGE001
；所述目标小行星动力学模型，其公式表示为：
Figure 576925DEST_PATH_IMAGE002
其中，
Figure 338207DEST_PATH_IMAGE003
为目标小行星对应的状态量，
Figure 664146DEST_PATH_IMAGE004
为目标小行星的速度矢量，
Figure 827275DEST_PATH_IMAGE001
为目标小 行星的位置矢量，
Figure 213256DEST_PATH_IMAGE005
为太阳引力常数；
所述第二模块，配置为基于撞击器姿轨一体化控制动力学模型，获取当前时刻撞击器 的位置矢量
Figure 461835DEST_PATH_IMAGE006
和日心J2000惯性系到撞击器本体系的转换矩阵
Figure 325886DEST_PATH_IMAGE007
；所述撞击器姿轨一体 化控制动力学模型，其公式表示为：
Figure 842056DEST_PATH_IMAGE008
其中，
Figure 398939DEST_PATH_IMAGE009
为撞击器对应的状态量，
Figure 400393DEST_PATH_IMAGE010
为撞击器的速度矢量，
Figure 536976DEST_PATH_IMAGE011
为太阳对撞击器的 引力加速度，
Figure 940276DEST_PATH_IMAGE012
为第三体摄动加速度，
Figure 668060DEST_PATH_IMAGE013
为太阳光压摄动加速度，
Figure 625652DEST_PATH_IMAGE014
为推力器个数，
Figure 97085DEST_PATH_IMAGE015
为 撞击器的质量，
Figure 89312DEST_PATH_IMAGE016
为第
Figure 220953DEST_PATH_IMAGE017
个推力器的推力矢量，
Figure 931420DEST_PATH_IMAGE018
、
Figure 940965DEST_PATH_IMAGE019
和
Figure 787698DEST_PATH_IMAGE020
为撞击器的姿态角，
Figure 857285DEST_PATH_IMAGE021
、
Figure 55048DEST_PATH_IMAGE022
和
Figure 602704DEST_PATH_IMAGE023
为撞击器的姿态角速度，
Figure 569523DEST_PATH_IMAGE024
为撞击器的惯量矩阵，
Figure 42968DEST_PATH_IMAGE025
为撞击器控制力矩的总数量，
Figure 993606DEST_PATH_IMAGE026
为撞击器第
Figure 344953DEST_PATH_IMAGE017
个控制力矩，
Figure 166279DEST_PATH_IMAGE027
为推力燃料或推力剂比冲，
Figure 312089DEST_PATH_IMAGE007
为J2000惯性系到撞击器本 体系的转换矩阵，
Figure 218865DEST_PATH_IMAGE028
为海平面处的重力加速度；
所述第三模块，配置为基于
Figure 373903DEST_PATH_IMAGE001
、
Figure 49735DEST_PATH_IMAGE006
和
Figure 136421DEST_PATH_IMAGE007
计算撞击器与目标小行星的估算距离，并基 于所述目标小行星与所述撞击器的相对位置模型，计算所述目标小行星中心在所述撞击器 中相机相平面横和纵方向上相对撞击器的位置
Figure 530493DEST_PATH_IMAGE029
和
Figure 223642DEST_PATH_IMAGE030
；所述目标小行星与所述撞击器的相 对位置模型，其公式表示为：
Figure 285139DEST_PATH_IMAGE050
其中，
Figure 38332DEST_PATH_IMAGE029
和
Figure 654121DEST_PATH_IMAGE030
分别为目标小行星中心在相机相平面横纵方向上相对撞击器的位置，
Figure 150961DEST_PATH_IMAGE033
与
Figure 801385DEST_PATH_IMAGE034
分别为目标小行星中心点在光学相机像平面横纵方向上归一化位置，
Figure 725479DEST_PATH_IMAGE035
为光学相机 的视场角，
Figure 592679DEST_PATH_IMAGE036
为撞击器与目标小行星的估算距离；
所述第四模块，配置为基于
Figure 627631DEST_PATH_IMAGE029
、
Figure 132561DEST_PATH_IMAGE030
以及当前时刻距离预定撞击时刻的剩余的时间
Figure 227556DEST_PATH_IMAGE037
，获得 所述撞击器的速度增量矢量；基于所述速度增量矢量进行所述撞击器制导。
6.一种存储装置，其中存储有多条程序，其特征在于，所述程序适于由处理器加载并执行以实现权利要求1-4任一项所述的基于空间目标在光学相平面位置变化的制导方法。
7.一种处理装置，包括：处理器，适于执行各条程序；存储装置，适于存储多条程序；其特征在于，所述程序适于由处理器加载并执行以实现权利要求1-4任一项所述的基于空间目标在光学相平面位置变化的制导方法。
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