CN112379680B - 一种飞行器姿态角控制方法、控制装置及存储介质 - Google Patents

Abstract

本申请实施例中提供了一种飞行器姿态角控制方法、控制装置及存储介质。飞行器姿态角控制方法通过根据目标点的地心系坐标以及飞行器的地心系坐标计算飞行器‑目标矢量的地心系投影；再根据飞行器‑目标矢量的地心系投影得到飞行器‑目标矢量的发射惯性系投影；然后根据飞行器‑目标矢量的发射惯性系投影进行归一化得到飞行器姿态角指令输入参数；最后根据飞行器姿态角指令输入参数得到飞行器姿态角指令控制飞行器姿态角。实现了使其飞行器X、Y及Z某一轴线或任意轴线指向地面固定位置时进行飞行器姿态角度约束控制，解决了目前还未出现飞行器姿态调整使飞行器某一轴线定向的问题。

Description

一种飞行器姿态角控制方法、控制装置及存储介质

技术领域

本申请属于航空航天技术领域，具体地，涉及一种飞行器姿态角控制方法、 控制装置及存储介质。

背景技术

在固体运载火箭制导设计中，固体运载火箭在卫星释放时刻需要满足特定 的姿态角度约束，使其箭体某一轴线或任意轴线指向地面固定纬度、经度、高 程位置。而目前固体火箭制导中还未出现对箭体姿态调整使箭体某一轴线定向 进行设计的方法，也未出现相关理论研究工作。

因此，亟待一种使飞行器某一轴线指向地面固定位置时对飞行器的姿态角 进行控制的方法。

发明内容

本发明提出了一种飞行器姿态角控制方法、控制装置及存储介质，旨在解 决现有技术中还未出现对箭体姿态定向调整进行设计的方法的问题。

根据本申请实施例的第一个方面，提供了一种飞行器姿态角控制方法，包 括以下步骤：

根据目标点的地心系坐标以及飞行器的地心系坐标计算飞行器-目标矢量 的地心系投影；

根据飞行器-目标矢量的地心系投影得到飞行器-目标矢量的发射惯性系投 影；

根据飞行器-目标矢量的发射惯性系投影进行归一化得到飞行器姿态角指 令输入参数；

根据飞行器姿态角指令输入参数得到飞行器姿态角指令；

根据飞行器姿态角指令控制飞行器姿态角。

根据本申请实施例的第二个方面，提供了一种飞行器姿态角控制装置，具 体包括：

飞行器-目标矢量的地心系投影模块，用于根据目标点的地心系坐标以及 飞行器的地心系坐标计算飞行器-目标矢量的地心系投影；

飞行器-目标矢量的发射惯性系投影模块，用于根据所述飞行器-目标矢量 的地心系投影得到飞行器-目标矢量的发射惯性系投影；

飞行器姿态角指令输入参数模块，用于根据所述飞行器-目标矢量的发射 惯性系投影进行归一化得到飞行器姿态角指令输入参数；

飞行器姿态角指令模块，用于根据所述飞行器姿态角指令输入参数得到飞 行器姿态角指令；

控制模块，用于根据所述飞行器姿态角指令控制飞行器姿态角。

根据本申请实施例的第三个方面，提供了一种计算机可读存储介质，其上 存储有计算机程序；计算机程序被处理器执行以实现飞行器姿态角控制方法。

采用本申请实施例中的飞行器姿态角控制方法，通过根据目标点的地心系 坐标以及飞行器的地心系坐标计算飞行器-目标矢量的地心系投影；再根据飞 行器-目标矢量的地心系投影得到飞行器-目标矢量的发射惯性系投影；然后根 据飞行器-目标矢量的发射惯性系投影进行归一化得到飞行器姿态角指令输入 参数；最后根据飞行器姿态角指令输入参数得到飞行器姿态角指令控制飞行器 姿态角。实现使其飞行器X、Y及Z某一轴线或任意轴线指向地面固定位置时 进行飞行器姿态角度约束控制，解决了目前还未出现箭体姿态调整使箭体某一 轴线定向的问题。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本申请的进一步理解，构成本申请的一部分， 本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，并不构成对本申请的不当限 定。在附图中：

图1中示出了根据本申请实施例的一种飞行器姿态角控制方法的步骤流程 图；

图2中示出了根据本申请实施例的飞行器姿态角控制装置的结构示意图。

具体实施方式

在实现本申请的过程中，发明人发现在固体运载火箭制导设计中，固体运 载火箭在卫星释放时刻需要满足特定的姿态角度约束，使其箭体某一轴线或任 意轴线指向地面固定纬度、经度、高程位置。而目前固体火箭制导中还未出现 对箭体姿态调整使箭体某一轴线定向进行设计的方法，也未出现相关理论研究 工作。因此，亟待一种使飞行器某一轴线指向地面固定位置时对飞行器的姿态 角进行控制的方法。

针对上述问题，本申请实施例中提供了一种飞行器姿态角控制方法，使其 飞行器X、Y及Z某一轴线或任意轴线指向地面固定位置时进行飞行器姿态角 度约束控制。

为了使本申请实施例中的技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图对 本申请的示例性实施例进行进一步详细的说明，显然，所描述的实施例仅是本 申请的一部分实施例，而不是所有实施例的穷举。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。

实施例1

图1中示出了根据本申请实施例的一种飞行器姿态角控制方法的步骤流程 图。

如图1所示，本实施例的飞行器姿态角控制方法具体包括以下步骤：

S101，根据目标点的地心系坐标以及飞行器的地心系坐标计算飞行器-目 标矢量的地心系投影。

S102，根据所述飞行器-目标矢量的地心系投影得到飞行器-目标矢量的发 射惯性系投影。

S103，根据所述飞行器-目标矢量的发射惯性系投影进行归一化得到飞行 器姿态角指令输入参数。

S104，根据所述飞行器姿态角指令输入参数得到飞行器姿态角指令。

S105，根据所述飞行器姿态角指令控制飞行器姿态角。

具体的，首先计算目标点在地心坐标系中位置，计算公式如下：

其中，B_t为目标点地理纬度、λ_t为目标点经度、H_t为目标点高程。

其中，N的计算公式如下所示：

其中，a＝6378137m为地球半长轴，e²＝6.6943800229E-3为第一偏心率的平 方。

进一步的，步骤S101中，飞行器-目标矢量的地心系投影计算公式为：

其中，[X_{t_e} Y_{t_e} Z_{t_e}]^T为目标点的地心系坐标，[X_e Y_e Z_e]^T为飞行器实时 飞行的地心系坐标，可由导航系统计算获得。

进一步的，步骤S102中，飞行器-目标矢量的发射惯性系投影计算公式为：

其中，A_G为发射系转发射惯性系的转换矩阵，G_E为地心系转发射系的转 换矩阵，[X_{st_e} Y_{st_e} Z_{st_e}]^T为飞行器-目标矢量的地心系投影。

具体的，所述转换矩阵A_G计算公式如下：

A_G＝G_A ^T

其中，ω_e为地球自转角速度，t为火箭距离点火时间，b_x＝cosB₀cosA₀， b_y＝sinB₀，b_z-cosB₀sinA₀；

所述转换矩阵G_E计算公式如下：

G_E＝E_G ^T

其中，A₀为发射方位角，B₀为发射点纬度，λ₀为发射点经度。

进一步的，步骤S103中，所述根据所述飞行器-目标矢量的发射惯性系投 影进行归一化得到飞行器姿态角指令输入参数，飞行器姿态角指令输入参数具 体计算公式为：

其中，[X_{st_a} Y_{st_a} Z_{st_a}]^T为飞行器-目标矢量的发射惯性系投影。

本实施例中，指向的目标点的地理纬度为B_t、经度为L_t、高程为H_t的固定 点。

进一步的，步骤S104中，根据所述飞行器姿态角指令输入参数得到飞行 器姿态角指令具体包括：

首先，根据所述飞行器姿态角调整参数计算飞行器X轴指向目标点的姿态 角指令，姿态角指令计算公式为：

姿态角指令包括俯仰角、偏航角以及滚转角指令。

然后，根据所述姿态角指令调整飞行器姿态角使飞行器X轴指向目标点。

进一步的，步骤S102中，根据所述飞行器姿态角指令输入参数得到飞行 器姿态角指令具体还包括：

首先，根据所述飞行器姿态角指令输入参数计算飞行器Y轴指向目标点的 姿态角指令，姿态角指令计算公式为：

然后，根据所述姿态角指令调整飞行器姿态角使飞行器Y轴指向目标点。

进一步的，步骤S102中，根据所述飞行器姿态角指令输入参数得到飞行 器姿态角指令具体还包括：

首先，根据所述飞行器姿态角指令输入参数计算飞行器Z轴指向目标点的 姿态角指令，姿态角指令计算公式为：

然后，根据所述姿态角指令调整飞行器姿态角使飞行器Z轴指向目标点。

进一步的，步骤S102中，根据所述飞行器姿态角指令输入参数得到飞行 器姿态角指令具体还包括：

首先，根据所述飞行器姿态角指令输入参数计算飞行器参考轴指向目标点 的第一姿态角指令；

然后，根据所述第一姿态角指令使飞行器参考轴指向目标点；

然后，计算飞行器α轴线在箭体系下与参考轴的夹角；

最后，根据飞行器α轴线在箭体系下与参考轴的夹角以及第一姿态角指令 计算飞行器α轴线指向目标点的姿态角指令；

其中，所述参考轴为X轴、Y轴或Z轴。

另一种实施方式中，还包括将能耗指标作为约束条件确定参考轴，能耗指 标为：

J_i＝k_ηiη_i+k_xω_x+k_yω_y+k_zω_z,i＝x,y,z

J_i＝min{J_x,J_y,J_z}

其中，k_ηx,k_ηy,k_ηz分别表示α轴线转向X轴、Y轴以及Z轴的耗能系数，k_x,k_y,k_z分别表示飞行器旋转角速度在箭体系下投影的耗能系数，ω_x,ω_y,ω_z为飞行器旋 转角速度在箭体系下的投影；η_i为飞行器α轴线在箭体系下与X轴、Y轴或Z 轴的夹角。

具体的，所述飞行器α轴线在箭体系下与参考轴的夹角的具体计算公式为：

η_i＝acos(X_αAX_i+Y_αAY_i+Z_αAZ_i),i＝x,y,z

其中，(X_αA Y_αA Z_αA)^T为α轴线在发射惯性系的单位矢量，(X_i Y_i Z_i)^T表示 箭体X、Y或Z轴在发射惯性系的单位矢量。

进一步的，所述根据飞行器α轴线在箭体系下与X轴、Y轴或Z轴的夹角 计算飞行器α轴线指向目标点的姿态角指令，姿态角指令计算公式为：

其中，

[X_α1 Y_α1 Z_α1]^T为α轴线的单位 矢量在箭体系下的投影。

实施例2

图2示出了根据本申请实施例的一种飞行器姿态角控制装置的结构示意图。

如图2所示，本实施例提供的飞行器姿态角控制装置具体包括：

飞行器-目标矢量的地心系投影模块10，用于根据目标点的地心系坐标以 及飞行器的地心系坐标计算飞行器-目标矢量的地心系投影；

飞行器-目标矢量的发射惯性系投影模块20，用于根据所述飞行器-目标矢 量的地心系投影得到飞行器-目标矢量的发射惯性系投影；

飞行器姿态角指令输入参数模块30，用于根据所述飞行器-目标矢量的发 射惯性系投影进行归一化得到飞行器姿态角指令输入参数；

飞行器姿态角指令模块40，用于根据所述飞行器姿态角指令输入参数得到 飞行器姿态角指令；

控制模块50，用于根据所述飞行器姿态角指令控制飞行器姿态角。

具体的，飞行器姿态角指令模块包括：

飞行器X轴指向目标点指令单元，用于根据飞行器姿态角调整参数计算飞 行器X轴指向目标点的姿态角指令；

飞行器Y轴指向目标点指令单元，用于根据所述飞行器姿态角指令输入参 数计算飞行器Y轴指向目标点的姿态角指令；

飞行器Z轴指向目标点指令单元，用于根据所述飞行器姿态角指令输入参 数计算飞行器Z轴指向目标点的姿态角指令；

飞行器α轴线指向目标点指令单元，用于根据所述飞行器姿态角指令输入 参数计算飞行器α轴线指向目标点的姿态角指令。

本申请实施例中的飞行器姿态角控制方法，通过根据目标点的地心系坐标 以及飞行器的地心系坐标计算飞行器-目标矢量的地心系投影；再根据飞行器- 目标矢量的地心系投影得到飞行器-目标矢量的发射惯性系投影；然后根据飞 行器-目标矢量的发射惯性系投影进行归一化得到飞行器姿态角指令输入参数； 最后根据飞行器姿态角指令输入参数得到飞行器姿态角指令控制飞行器姿态 角。实现使其飞行器X、Y及Z某一轴线或任意轴线指向地面固定位置时进行 飞行器姿态角度约束控制，解决了目前还未出现箭体姿态调整使箭体某一轴线 定向的问题。

本申请实施例中的飞行器姿态角控制方法及飞行器姿态角控制装置以解 决固体运载火箭箭体某轴线或任意轴线指向地面特定位置的方法研究为目的， 通过将地面目标点位置与火箭当前位置在特定坐标系内进行正交投影和坐标 系转换，计算得出任意时刻火箭指向地面某点的姿态角指令，解决固体火箭调 姿指向问题。

具体的，本申请实施例中的飞行器姿态角控制方法及飞行器姿态角控制装 置明确了目标位置在地心系的计算方法，实现了火箭-目标相对位置矢量从地 心系向发射惯性系的转换。

本申请实施例中的飞行器姿态角控制方法及飞行器姿态角控制装置根据 目标任务需求，实现了将火箭箭体X、Y及Z轴分别转向特定地面纬/经/高位 置的制导。

本申请实施例中的飞行器姿态角控制方法及飞行器姿态角控制装置在线 计算任意轴线α的耗能指标J_i，定向中先将箭体X、Y及Z轴中某轴指向目标 点，然后将轴线α指向目标点，实现了箭体任意轴线指向目标的最小耗能转动。

本申请实施例中的飞行器姿态角控制方法及飞行器姿态角控制装置可适 应各类型飞行器以及商业固体火箭的制导设计工作，具有普适性，可在航天航 空领域推广广泛使用。

本实施例还提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该计 算机程序被处理器执行以实现如上任一内容所提供的飞行器姿态角控制方法。

基于同一发明构思，本申请实施例中还提供了一种计算机程序产品，由于 该计算机程序产品解决问题的原理与本申请实施例一所提供的方法相似，因此 该计算机程序产品的实施可以参见方法的实施，重复之处不再赘述。

本领域内的技术人员应明白，本申请的实施例可提供为方法、系统、或计 算机程序产品。因此，本申请可采用完全硬件实施例、完全软件实施例、或结 合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本申请可采用在一个或多个其中包 含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质(包括但不限于磁盘存储器、 CD-ROM、光学存储器等)上实施的计算机程序产品的形式。

本申请是参照根据本申请实施例的方法、设备(系统)、和计算机程序产 品的流程图和/或方框图来描述的。应理解可由计算机程序指令实现流程图和 /或方框图中的每一流程和/或方框、以及流程图和/或方框图中的流程和/ 或方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入 式处理机或其他可编程数据处理设备的处理器以产生一个机器，使得通过计算 机或其他可编程数据处理设备的处理器执行的指令产生用于实现在流程图一 个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。

这些计算机程序指令也可存储在能引导计算机或其他可编程数据处理设 备以特定方式工作的计算机可读存储器中，使得存储在该计算机可读存储器中 的指令产生包括指令装置的制造品，该指令装置实现在流程图一个流程或多个 流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能。

这些计算机程序指令也可装载到计算机或其他可编程数据处理设备上，使 得在计算机或其他可编程设备上执行一系列操作步骤以产生计算机实现的处 理，从而在计算机或其他可编程设备上执行的指令提供用于实现在流程图一个 流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的步骤。

尽管已描述了本申请的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基 本创造性概念，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以，所附权利要 求意欲解释为包括优选实施例以及落入本申请范围的所有变更和修改。

显然，本领域的技术人员可以对本申请进行各种改动和变型而不脱离本申 请的精神和范围。这样，倘若本申请的这些修改和变型属于本申请权利要求及 其等同技术的范围之内，则本申请也意图包含这些改动和变型在内。

Claims (9)

1.一种飞行器姿态角控制方法，其特征在于，包括以下步骤：

根据目标点的地心系坐标以及飞行器的地心系坐标计算飞行器-目标矢量的地心系投影；

所述飞行器-目标矢量的地心系投影计算公式为：

其中，[X_{t_e} Y_{t_e} Z_{t_e}]^T为目标点的地心系坐标，[X_e Y_e Z_e]^T为飞行器的地心系坐标；

根据所述飞行器-目标矢量的地心系投影得到飞行器-目标矢量的发射惯性系投影；

飞行器-目标矢量的发射惯性系投影计算公式为：

其中，A_G为发射系转发射惯性系的转换矩阵，G_E为地心系转发射系的转换矩阵，[X_{st_e}Y_{st_e} Z_{st_e}]^T为飞行器-目标矢量的地心系投影；

所述转换矩阵A_G计算公式如下：

A_G＝G_A ^T

其中，ω_e为地球自转角速度，t为火箭距离点火时间，b_x＝cosB₀cosA₀，b_y＝sinB₀，b_z-cosB₀sinA₀；

所述转换矩阵G_E计算公式如下：

G_E＝E_G ^T

其中，A₀为发射方位角，B₀为发射点纬度，λ₀为发射点经度；

根据所述飞行器-目标矢量的发射惯性系投影进行归一化得到飞行器姿态角指令输入参数；

根据所述飞行器姿态角指令输入参数得到飞行器姿态角指令，具体包括：

根据所述飞行器姿态角指令输入参数计算飞行器参考轴指向目标点的第一姿态角指令；

根据所述第一姿态角指令使飞行器参考轴指向目标点；

计算飞行器α轴线在箭体系下与参考轴的夹角；

根据飞行器α轴线在箭体系下与参考轴的夹角以及第一姿态角指令计算飞行器α轴线指向目标点的姿态角指令；

其中，所述参考轴为X轴、Y轴或Z轴

根据所述飞行器姿态角指令控制飞行器姿态角。

2.根据权利要求1所述的飞行器姿态角控制方法，其特征在于，所述根据所述飞行器-目标矢量的发射惯性系投影进行归一化得到飞行器姿态角指令输入参数，飞行器姿态角指令输入参数具体计算公式为：

其中，[X_{st_a} Y_{st_a} Z_{st_a}]^T为飞行器-目标矢量的发射惯性系投影。

3.根据权利要求1所述的飞行器姿态角控制方法，其特征在于，所述根据所述飞行器姿态角指令输入参数得到飞行器姿态角指令具体包括：

根据所述飞行器姿态角调整参数计算飞行器X轴指向目标点的姿态角指令，姿态角指令计算公式为：

a＝6378137m为地球半长轴,

根据所述姿态角指令调整飞行器姿态角使飞行器X轴指向目标点。

4.根据权利要求1所述的飞行器姿态角控制方法，其特征在于，所述根据所述飞行器姿态角指令输入参数得到飞行器姿态角指令具体包括：

根据所述飞行器姿态角指令输入参数计算飞行器Y轴指向目标点的姿态角指令，姿态角指令计算公式为：

根据所述姿态角指令调整飞行器姿态角使飞行器Y轴指向目标点。

5.根据权利要求1所述的飞行器姿态角控制方法，其特征在于，所述根据所述飞行器姿态角指令输入参数得到飞行器姿态角指令具体包括：

根据所述飞行器姿态角指令输入参数计算飞行器Z轴指向目标点的姿态角指令，姿态角指令计算公式为：

根据所述姿态角指令调整飞行器姿态角使飞行器Z轴指向目标点。

6.根据权利要求1所述的飞行器姿态角控制方法，其特征在于，还包括将能耗指标作为约束条件确定参考轴，能耗指标为：

J_i＝k_ηiη_i+k_xω_x+k_yω_y+k_zω_z,i＝x,y,z

J_i＝min{J_x,J_y,J_z}

其中，k_ηx,k_ηy,k_ηz分别表示α轴线转向X轴、Y轴以及Z轴的耗能系数，k_x,k_y,k_z分别表示飞行器旋转角速度在箭体系下投影的耗能系数，ω_x,ω_y,ω_z为飞行器旋转角速度在箭体系下的投影；η_i为飞行器α轴线在箭体系下与X轴、Y轴或Z轴的夹角。

7.根据权利要求6所述的飞行器姿态角控制方法，其特征在于，所述飞行器α轴线在箭体系下与参考轴的夹角的具体计算公式为：

η_i＝acos(X_αAX_i+Y_αAY_i+Z_αAZ_i),i＝x,y,z

其中，(X_αA Y_αA Z_αA)^T为α轴线在发射惯性系的单位矢量，(X_i Y_i Z_i)^T表示箭体X、Y或Z轴在发射惯性系的单位矢量，a＝6378137m为地球半长轴。

8.根据权利要求1所述的飞行器姿态角控制方法，其特征在于，所述根据飞行器α轴线在箭体系下与参考轴的夹角以及第一姿态角指令计算飞行器α轴线指向目标点的姿态角指令，姿态角指令计算公式为：

其中，

[X_α1 Y_α1 Z_α1]^T为α轴线的单位矢量在箭体系下的投影，a＝6378137m为地球半长轴。

9.一种计算机可读存储介质，其特征在于，其上存储有计算机程序；所述计算机程序被处理器执行以实现如权利要求1-8任一项所述的飞行器姿态角控制方法。

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