CN112989496A - 航天器制导方法、装置、电子设备及存储介质 - Google Patents

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CN112989496A CN202110421614.7A CN202110421614A CN112989496A CN 112989496 A CN112989496 A CN 112989496A CN 202110421614 A CN202110421614 A CN 202110421614A CN 112989496 A CN112989496 A CN 112989496A
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Abstract

本发明提供一种航天器制导方法、装置、电子设备及存储介质，其中方法包括：获取当前时刻航天器在发射惯性坐标系中的实时姿态角、实时位置和实时速度；确定当前时刻所述发射惯性坐标系与航天器本体坐标系之间的旋转矩阵；确定当前时刻所述发射惯性坐标系与指令箭体坐标系之间的旋转矩阵；确定所述航天器在当前时刻的姿态角调整量，并基于所述姿态角调整量对所述航天器的实时姿态角进行调整。本发明提供的方法、装置、电子设备及存储介质，所需要的参数易于获取，计算简便，求解速度快，能够在航天器内的计算机内执行，能够实现高精度和强鲁棒性的制导。

Description

航天器制导方法、装置、电子设备及存储介质
技术领域
本发明涉及航空航天动力技术领域，尤其涉及一种航天器制导方法、装置、电子设备及存储介质。
背景技术
随着航天科技及其相关技术的飞速发展，人类利用太空的能力不断增强，有限的空间资源日趋紧张。每年全世界都要发射大量的航天器，例如人造地球卫星，同时也会有部分在轨的航天器因寿命终结或故障问题而失去控制，在原来的任务轨道附近振荡。航天器离轨钝化问题越来越突出。
航天器离轨钝化是指航天器在完成自身任务后，采取一系列措施，使航天器的飞行轨道偏离原有轨道，并降低航天器自身危险性的过程，具体可以分为“离轨”和“钝化”两部分。目前，航天器离轨技术包括被动式离轨和主动式离轨两大类。被动式离轨利用自然天体摄动引力等实现离轨，一般耗时较久；主动式离轨技术是航天器利用自身携带的离轨能源和装置，改变航天器的飞行状态，最终使航天器快速偏离原有轨道。在航天器主动离轨过程中，制导控制是保证其能顺利完成的关键一环，因而采取合适且高效的制导方法十分重要。
因此，如何在航天器离轨钝化过程中对其进行制导控制是目前业界亟待解决的课题。
发明内容
本发明提供一种航天器制导方法、装置、电子设备及存储介质，用以实现在航天器离轨钝化过程中对其进行制导控制。
本发明提供一种航天器制导方法，包括：
获取当前时刻航天器在发射惯性坐标系中的实时姿态角、实时位置和实时速度；
基于所述实时姿态角，确定当前时刻所述发射惯性坐标系与航天器本体坐标系之间的旋转矩阵；
基于所述实时位置和所述实时速度，以及所述航天器的姿态角约束量，确定当前时刻所述发射惯性坐标系与指令箭体坐标系之间的旋转矩阵；
基于当前时刻所述发射惯性坐标系与航天器本体坐标系之间的旋转矩阵，以及当前时刻所述发射惯性坐标系与指令箭体坐标系之间的旋转矩阵，确定所述航天器在当前时刻的姿态角调整量，并基于所述姿态角调整量对所述航天器的实时姿态角进行调整。
根据本发明提供的航天器制导方法，所述基于当前时刻所述发射惯性坐标系与航天器本体坐标系之间的旋转矩阵，以及当前时刻所述发射惯性坐标系与指令箭体坐标系之间的旋转矩阵，确定所述航天器在当前时刻的姿态角调整量，包括：
基于当前时刻所述发射惯性坐标系与航天器本体坐标系之间的旋转矩阵，以及当前时刻所述发射惯性坐标系与指令箭体坐标系之间的旋转矩阵，确定当前时刻所述航天器本体坐标系与所述指令箭体坐标系之间的旋转矩阵；
基于当前时刻所述航天器本体坐标系与所述指令箭体坐标系之间的旋转矩阵，确定所述航天器在当前时刻的姿态角调整量。
根据本发明提供的航天器制导方法，所述基于所述实时位置和所述实时速度，以及所述航天器的姿态角约束量，确定当前时刻所述发射惯性坐标系与指令箭体坐标系之间的旋转矩阵，包括：
基于所述实时位置和所述实时速度，确定当前时刻所述发射惯性坐标系与所述航天器所在的航天器轨道坐标系之间的旋转矩阵；
基于所述姿态角约束量，确定所述航天器轨道坐标系与所述指令箭体坐标系之间的旋转矩阵；
基于当前时刻所述发射惯性坐标系与所述航天器所在的航天器轨道坐标系之间的旋转矩阵，以及所述航天器轨道坐标系与所述指令箭体坐标系之间的旋转矩阵，确定当前时刻所述发射惯性坐标系与所述指令箭体坐标系之间的旋转矩阵。
根据本发明提供的航天器制导方法，所述基于所述实时位置和所述实时速度，确定当前时刻所述发射惯性坐标系与所述航天器所在的航天器轨道坐标系之间的旋转矩阵，包括：
基于所述实时位置，以及所述航天器在所述发射惯性坐标系中的发射点位置，确定当前时刻所述航天器在发射惯性坐标系中的位置基向量；
基于所述实时速度，确定当前时刻所述航天器在发射惯性坐标系中的速度基向量；
基于所述位置基向量和所述速度基向量，确定当前时刻所述发射惯性坐标系与所述航天器所在的航天器轨道坐标系之间的旋转矩阵。
根据本发明提供的航天器制导方法，所述获取当前时刻航天器在发射惯性坐标系中的实时姿态角、实时位置和实时速度，之前包括：
若所述航天器满足离轨条件，则获取当前时刻航天器在发射惯性坐标系中的实时姿态角、实时位置和实时速度；
其中，所述离轨条件包括所述航天器的运行时间达到预设年限和/或所述航天器完成试验任务。
根据本发明提供的航天器制导方法，所述基于所述姿态角调整量对所述航天器的实时姿态角进行调整，之后包括：
若调整后的实时姿态角满足预设条件，则基于所述调整后的实时姿态角，控制发动机驱动所述航天器离开原有轨道。
根据本发明提供的航天器制导方法，所述控制发动机驱动所述航天器离开原有轨道，之后包括：
保持所述航天器的各个设备在工作状态，直至所述航天器进入大气层被烧毁。
本发明还提供一种航天器制导装置，包括：
获取单元，用于获取当前时刻航天器在发射惯性坐标系中的实时姿态角、实时位置和实时速度；
第一确定单元，用于基于所述实时姿态角，确定当前时刻所述发射惯性坐标系与航天器本体坐标系之间的旋转矩阵；
第二确定单元，用于基于所述实时位置和所述实时速度，以及所述航天器的姿态角约束量，确定当前时刻所述发射惯性坐标系与指令箭体坐标系之间的旋转矩阵；
调整单元，用于基于当前时刻所述发射惯性坐标系与航天器本体坐标系之间的旋转矩阵，以及当前时刻所述发射惯性坐标系与指令箭体坐标系之间的旋转矩阵，确定所述航天器在当前时刻的姿态角调整量，并基于所述姿态角调整量对所述航天器的实时姿态角进行调整。
本发明还提供一种电子设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述程序时实现如上述任一种所述航天器制导方法的步骤。
本发明还提供一种非暂态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时实现如上述任一种所述航天器制导方法的步骤。
本发明提供的航天器制导方法、装置、电子设备及存储介质，通过获取当前时刻航天器在发射惯性坐标系中的实时姿态角、实时位置和实时速度，确定当前时刻发射惯性坐标系与航天器本体坐标系之间的旋转矩阵，以及当前时刻发射惯性坐标系与指令箭体坐标系之间的旋转矩阵，进而确定航天器在当前时刻的姿态角调整量，并基于姿态角调整量对航天器的实时姿态进行调整，所得到的姿态角调整量的变化曲线比较平滑，有利于对航天器进行制导，此外，所需要的参数易于获取，计算简便，求解速度快，能够在航天器内的计算机内执行，能够实现高精度和强鲁棒性的制导。
附图说明
为了更清楚地说明本发明或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明提供的航天器制导方法的流程示意图；
图2为本发明提供的航天器离轨钝化方法的流程示意图；
图3为本发明提供的航天器制导装置的结构示意图；
图4为本发明提供的电子设备的结构示意图。
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，下面将结合本发明中的附图，对本发明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作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。
图1为本发明提供的航天器制导方法的流程示意图，如图1所示，该方法包括：
步骤110，获取当前时刻航天器在发射惯性坐标系中的实时姿态角、实时位置和实时速度。
具体地，航天器，又称空间飞行器，是按照天体力学的规律在太空运行，执行探索、开发、利用太空和天体等特定任务的各类飞行器。
发射惯性坐标系为原点O在发射点，OX轴在发射点水平面内指向发射瞄准方向，OY轴沿着发射点的铅垂线向上，OZ轴分别与OX轴、OY轴垂直，构成的右手直角坐标系。例如，发射惯性坐标系中的原点O可以为航天器的发射点在大地坐标系参考椭球体表面的投影点。OX轴可以为经过原点的参考椭球体切平面内指向发射方向，OY可以与参考椭球体当地法线方向一致并且指向上方。航天器的发射点一经确定，则整个发射惯性坐标系就已经确定，并在航天器的整个发射过程中保持不变。
实时姿态角为当前时刻航天器相对于发射惯性坐标系各个坐标轴的旋转角度。例如，可以用俯仰角、偏航角和滚转角表示。其中，俯仰角表示航天器绕OX轴旋转的角度，偏航角表示航天器绕OY轴旋转的角度，滚转角表示航天器绕OZ轴旋转的角度。
实时位置为当前时刻航天器在发射惯性坐标系中的位置。例如，可以用位置向量 来表示K时刻航天器在发射惯性坐标系m中的实时位置
Figure 280515DEST_PATH_IMAGE001
。
实时速度为当前时刻航天器在发射惯性坐标系中的速度。例如，可以用速度向量 来表示K时刻航天器在发射惯性坐标系m中的实时速度
Figure 221927DEST_PATH_IMAGE002
。
步骤120，基于实时姿态角，确定当前时刻发射惯性坐标系与航天器本体坐标系之间的旋转矩阵。
具体地，航天器本体坐标系为航天器实际飞行时根据自身质心建立的坐标系。例如，航天器本体坐标系为以航天器质心为原点O，OX轴沿着航天器纵向对称轴指向航天器头部，OY轴在航天器纵向对称面内垂直于OX轴指向上方，OZ轴分别与OX轴、OY轴垂直，构成的右手直角坐标系。
旋转矩阵是在乘以一个向量的时候改变向量的方向但不改变大小的效果的矩阵。通过旋转矩阵，可以将一个坐标系的坐标轴进行旋转变换后与另一个坐标系的坐标轴保持相同方向。
用于表征航天器所在的发射惯性坐标系与航天器本体坐标系之间的各个坐标轴对应的旋转变换关系的旋转矩阵，可以根据航天器的实时姿态角得到。
例如，在当前时刻，航天器所在的发射惯性坐标系m中的实时姿态角分别为俯仰角
Figure 663272DEST_PATH_IMAGE003
、偏航角
Figure 57344DEST_PATH_IMAGE004
和滚转角
Figure 875128DEST_PATH_IMAGE005
。根据发射惯性坐标系m与航天器本体坐标系b之间坐标轴的对 应关系，按照“OZ-OY-OX”的旋转顺序有：
Figure 671045DEST_PATH_IMAGE006
为发射惯性坐标系m中OZ轴旋转到航天器本体坐标系b中OX轴的矩阵：
Figure 548872DEST_PATH_IMAGE007
Figure 695819DEST_PATH_IMAGE008
为发射惯性坐标系m中OY轴旋转到航天器本体坐标系b中OY轴的矩阵：
Figure 51714DEST_PATH_IMAGE009
Figure 702138DEST_PATH_IMAGE010
为发射惯性坐标系m中OX轴旋转到航天器本体坐标系b中OZ轴的矩阵：
Figure 750866DEST_PATH_IMAGE011
当前时刻发射惯性坐标系m旋转变换到航天器本体坐标系b的旋转矩阵
Figure 385109DEST_PATH_IMAGE012
可以表 示为：
Figure 420062DEST_PATH_IMAGE013
步骤130，基于实时位置和实时速度，以及航天器的姿态角约束量，确定当前时刻发射惯性坐标系与指令箭体坐标系之间的旋转矩阵。
具体地，指令箭体坐标系为理想姿态下根据航天器自身质心建立的坐标系。例如，指令箭体坐标系可以为以航天器质心为原点O，OX轴沿着理想姿态下的航天器的纵向对称轴，指向理想姿态下航天器前进的方向，OY轴在理想姿态下的航天器纵向对称面内，垂直于OX轴指向理想姿态下的航天器的上方，OZ轴分别与OX轴、OY轴垂直，构成的右手直角坐标系。
航天器的姿态角约束量是指为了对航天器的姿态进行平稳控制而设置的用于约 束姿态角调整范围的数值。例如，航天器离开原有轨道时进行姿态调整，可以设置
Figure 49626DEST_PATH_IMAGE014
、
Figure 144621DEST_PATH_IMAGE015
、
Figure 125215DEST_PATH_IMAGE016
分别为俯仰角约束量、偏航角约束量、滚转角约束量，单位为弧度（rad）。
根据航天器的实时位置和实时速度，可以确定当前时刻航天器在发射惯性坐标系中的飞行状态，再结合航天器的姿态角约束量，可以确定当前时刻航天器进行姿态控制后理想的飞行姿态。在此过程中，航天器的飞行姿态的改变可以用当前时刻发射惯性坐标系与指令箭体坐标系之间的旋转矩阵来表征。
步骤140，基于当前时刻发射惯性坐标系与航天器本体坐标系之间的旋转矩阵，以及当前时刻发射惯性坐标系与指令箭体坐标系之间的旋转矩阵，确定航天器在当前时刻的姿态角调整量，并基于姿态角调整量对航天器的实时姿态角进行调整。
具体地，当前时刻发射惯性坐标系与航天器本体坐标系之间的旋转矩阵，表征了当前时刻航天器的实际飞行姿态。当前时刻发射惯性坐标系与指令箭体坐标系之间的旋转矩阵，表征了当前时刻航天器的理想飞行姿态。根据航天器的实际飞行姿态和理想飞行姿态，可以确定航天器在当前时刻的姿态角调整量。姿态角调整量用于表征航天器的理想飞行姿态与实际飞行姿态之间的姿态角偏差。
根据姿态角调整量，可以控制航天器的发动机参数，产生相应的推力，对航天器的实时姿态角进行调整，从而实现精确制导。
本发明实施例提供的航天器制导方法，通过获取当前时刻航天器在发射惯性坐标系中的实时姿态角、实时位置和实时速度，确定当前时刻发射惯性坐标系与航天器本体坐标系之间的旋转矩阵，以及当前时刻发射惯性坐标系与指令箭体坐标系之间的旋转矩阵，进而确定航天器在当前时刻的姿态角调整量，并基于姿态角调整量对航天器的实时姿态进行调整，所得到的姿态角调整量的变化曲线比较平滑，有利于对航天器进行制导，此外，所需要的参数易于获取，计算简便，求解速度快，能够在航天器内的计算机内执行，能够实现高精度和强鲁棒性的制导。
基于上述任一实施例，步骤140包括：
基于当前时刻发射惯性坐标系与航天器本体坐标系之间的旋转矩阵，以及当前时刻发射惯性坐标系与指令箭体坐标系之间的旋转矩阵，确定当前时刻航天器本体坐标系与指令箭体坐标系之间的旋转矩阵；
基于当前时刻航天器本体坐标系与指令箭体坐标系之间的旋转矩阵，确定航天器在当前时刻的姿态角调整量。
具体地，当前时刻发射惯性坐标系与航天器本体坐标系之间的旋转矩阵，表征了当前时刻航天器的实际飞行姿态。当前时刻发射惯性坐标系与指令箭体坐标系之间的旋转矩阵，表征了当前时刻航天器的理想飞行姿态，可以将当前时刻航天器的实际飞行姿态和当前时刻航天器的理想飞行姿态可以分别转换到航天器本体坐标系和指令箭体坐标系中进行比较，由于航天器本体坐标系与指令箭体坐标系均是以航天器质心为原点，得到的航天器在当前时刻的姿态角调整量更加准确和直观，便于对航天器的实际飞行姿态进行调整。
例如，当前时刻发射惯性坐标系m旋转变换到航天器本体坐标系b的旋转矩阵为
Figure 698279DEST_PATH_IMAGE012
，当前时刻发射惯性坐标系m旋转变换到指令箭体坐标系bc的旋转矩阵
Figure 447929DEST_PATH_IMAGE017
，则当前时刻 航天器本体坐标系b旋转变换到指令箭体坐标系bc的旋转矩阵
Figure 713826DEST_PATH_IMAGE018
可以用公式表示为：
Figure 181716DEST_PATH_IMAGE019
由于各个坐标系均为三轴直角坐标系，则当前时刻航天器本体坐标系b旋转变换 到指令箭体坐标系bc的旋转矩阵
Figure 824050DEST_PATH_IMAGE018
还可以表示为：
Figure 428207DEST_PATH_IMAGE020
其中，
Figure 130583DEST_PATH_IMAGE021
为矩阵中对应位置元素数值，
Figure 695557DEST_PATH_IMAGE022
，
Figure 735057DEST_PATH_IMAGE023
。
根据旋转矩阵和姿态角之间的转换关系，根据
Figure 334666DEST_PATH_IMAGE018
矩阵中的元素，计算可得姿态 角调整量，分别为俯仰角调整量
Figure 66998DEST_PATH_IMAGE024
、偏航角调整量
Figure 384847DEST_PATH_IMAGE025
、滚转角调整量
Figure 228038DEST_PATH_IMAGE026
，用公式表示 为：
Figure 682153DEST_PATH_IMAGE027
基于上述任一实施例，步骤130包括：
基于实时位置和实时速度，确定当前时刻发射惯性坐标系与航天器所在的航天器轨道坐标系之间的旋转矩阵；
基于姿态角约束量，确定航天器轨道坐标系与指令箭体坐标系之间的旋转矩阵；
基于当前时刻发射惯性坐标系与航天器所在的航天器轨道坐标系之间的旋转矩阵，以及航天器轨道坐标系与指令箭体坐标系之间的旋转矩阵，确定当前时刻发射惯性坐标系与指令箭体坐标系之间的旋转矩阵。
具体地，航天器轨道坐标系为航天器飞行轨道所在的坐标系。例如，航天器轨道坐标系可以为以航天器质心为原点O，OZ轴在航天器轨道平面内由航天器指向地心，OX轴在航天器轨道平面内垂直于OZ轴并指向速度方向， OY轴分别与OX轴、OZ轴垂直，构成的右手直角坐标系。
由于航天器处在飞行状态，地球也一直在转动，航天器轨道坐标系也会随着发生变化，因此，可以用航天器在发射惯性坐标系中的实时位置和实时速度，来表征航天器轨道坐标系相对于发射惯性坐标系的变化。也就是说，可以根据航天器的实时位置和实时速度，确定当前时刻发射惯性坐标系与航天器所在的航天器轨道坐标系之间的旋转矩阵。
姿态角约束量用于对航天器轨道坐标系中的航天器的姿态进行平稳控制，控制的 目的是为了使航天器的姿态满足理想姿态。那么，可以根据姿态角约束量，可以确定航天器 轨道坐标系与指令箭体坐标系之间的旋转矩阵。例如，若航天器离开原有轨道时进行姿态 调整，姿态角约束量可以包括俯仰角约束量
Figure 585387DEST_PATH_IMAGE014
、偏航角约束量
Figure 124953DEST_PATH_IMAGE015
和滚转角约束量
Figure 912781DEST_PATH_IMAGE016
。 根据航天器轨道坐标系orb与指令箭体坐标系bc之间坐标轴的对应关系，按照“OZ-OY-OX” 的旋转顺序有：
Figure 346036DEST_PATH_IMAGE028
为航天器轨道坐标系orb中OZ轴旋转到指令箭体坐标系bc中OX轴的矩 阵：
Figure 295537DEST_PATH_IMAGE029
Figure 181454DEST_PATH_IMAGE030
为航天器轨道坐标系orb中OY轴旋转到指令箭体坐标系bc中OY轴的矩阵：
Figure 507393DEST_PATH_IMAGE031
Figure 795155DEST_PATH_IMAGE032
为航天器轨道坐标系orb中OX轴旋转到指令箭体坐标系bc中OZ轴的矩 阵：
Figure 181137DEST_PATH_IMAGE033
航天器轨道坐标系orb旋转变换到指令箭体坐标系bc的旋转矩阵
Figure 819928DEST_PATH_IMAGE034
可以表示 为：
Figure 683979DEST_PATH_IMAGE035
当前时刻发射惯性坐标系m旋转变换到指令箭体坐标系bc的旋转矩阵
Figure 826248DEST_PATH_IMAGE017
，可以 根据当前时刻发射惯性坐标系m旋转变换到航天器所在的航天器轨道坐标系orb的旋转矩 阵
Figure 383131DEST_PATH_IMAGE036
，以及航天器轨道坐标系orb旋转变换到指令箭体坐标系bc的旋转矩阵
Figure 243640DEST_PATH_IMAGE034
进行确 定，用公式表示为：
Figure 911381DEST_PATH_IMAGE037
基于上述任一实施例，基于实时位置和实时速度，确定当前时刻发射惯性坐标系与航天器所在的航天器轨道坐标系之间的旋转矩阵，包括：
基于实时位置，以及航天器在发射惯性坐标系中的发射点位置，确定当前时刻航天器在发射惯性坐标系中的位置基向量；
基于实时速度，确定当前时刻航天器在发射惯性坐标系中的速度基向量；
基于位置基向量和速度基向量，确定当前时刻发射惯性坐标系与航天器所在的航天器轨道坐标系之间的旋转矩阵。
具体地，根据K时刻航天器在发射惯性坐标系m中的实时位置
Figure 49102DEST_PATH_IMAGE001
，以及航天器在 发射惯性坐标系m中的发射点位置
Figure 901520DEST_PATH_IMAGE038
，可以确定K时刻航天器在发射惯性坐标系m中的位置 向量
Figure 859112DEST_PATH_IMAGE039
，用公式表示为：
Figure 720757DEST_PATH_IMAGE040
上式中，
Figure 712984DEST_PATH_IMAGE041
为位置向量
Figure 470724DEST_PATH_IMAGE039
在OX轴上的分量，
Figure 181192DEST_PATH_IMAGE042
为位置向量
Figure 315370DEST_PATH_IMAGE039
在OY轴上的 分量，
Figure 162103DEST_PATH_IMAGE043
为位置向量
Figure 497269DEST_PATH_IMAGE039
在OZ轴上的分量。
进一步地，位置向量
Figure 554087DEST_PATH_IMAGE039
的模
Figure 367322DEST_PATH_IMAGE044
可以用公式表示为：
Figure 458775DEST_PATH_IMAGE045
则当前时刻航天器在发射惯性坐标系中的位置基向量
Figure 433684DEST_PATH_IMAGE046
可以用公式表示为：
Figure 243377DEST_PATH_IMAGE047
上式中，
Figure 594724DEST_PATH_IMAGE048
为位置基向量
Figure 806263DEST_PATH_IMAGE046
在OX轴上的分量，
Figure 952073DEST_PATH_IMAGE049
为位置基向量
Figure 983483DEST_PATH_IMAGE046
在OY轴上的 分量，
Figure 138521DEST_PATH_IMAGE050
为位置基向量
Figure 938987DEST_PATH_IMAGE046
在OZ轴上的分量。
Figure 521278DEST_PATH_IMAGE038
为可以根据发射点的经纬度和地球地理参数计算得出。
根据K时刻航天器在发射惯性坐标系m中的实时速度
Figure 180929DEST_PATH_IMAGE002
，确定当前时刻航天 器在发射惯性坐标系m中的速度基向量
Figure 998713DEST_PATH_IMAGE051
，用公式表示为：
Figure 794630DEST_PATH_IMAGE052
Figure 672456DEST_PATH_IMAGE053
上式中，
Figure 288245DEST_PATH_IMAGE054
为速度向量
Figure 175299DEST_PATH_IMAGE002
的模，
Figure 825723DEST_PATH_IMAGE055
为速度基向量
Figure 874451DEST_PATH_IMAGE051
在OX轴上的分量，
Figure 243115DEST_PATH_IMAGE056
为速度基向量
Figure 402701DEST_PATH_IMAGE051
在OY轴上的分量，
Figure 907632DEST_PATH_IMAGE057
为速度基向量
Figure 268206DEST_PATH_IMAGE051
在OZ轴上的分量。
根据位置基向量
Figure 983221DEST_PATH_IMAGE046
和速度基向量
Figure 821864DEST_PATH_IMAGE051
，可以确定航天器所在的航天器轨道坐标系 orb的坐标轴基向量，用公式表示为：
Figure 571514DEST_PATH_IMAGE058
Figure 102990DEST_PATH_IMAGE059
Figure 305301DEST_PATH_IMAGE060
上式中，
Figure 682055DEST_PATH_IMAGE061
为航天器轨道坐标系orb的OX轴基向量，
Figure 286212DEST_PATH_IMAGE062
为航天器轨道坐标系 orb的OY轴基向量，
Figure 723010DEST_PATH_IMAGE063
为航天器轨道坐标系orb的OZ轴基向量。
进一步地，当前时刻航天器所在的航天器轨道坐标系orb旋转变换到发射惯性坐 标系m的旋转矩阵
Figure 553562DEST_PATH_IMAGE064
可以用公式表示为：
Figure 858642DEST_PATH_IMAGE065
则当前时刻发射惯性坐标系m旋转变换到航天器所在的航天器轨道坐标系orb的 旋转矩阵
Figure 458250DEST_PATH_IMAGE036
可以用公式表示为：
Figure 190583DEST_PATH_IMAGE066
基于上述任一实施例，步骤110之前包括：
若航天器满足离轨条件，则获取当前时刻航天器在发射惯性坐标系中的实时姿态角、实时位置和实时速度；
其中，离轨条件包括航天器的运行时间达到预设年限和/或航天器完成试验任务。
具体地，上述航天器制导方法可以应用于航天器的离轨钝化过程。在进行制导前，航天器需要对离轨条件进行判断。离轨条件可以包括航天器的运行时间达到预设年限，或者航天器完成试验任务。
此外，离轨条件还可以根据需要进行设置。例如，航天器当前所处轨道高度是否满足离轨要求、航天器的推进装置是否正常、航天器的控制系统是否正常、航天器的剩余燃料是否满足离轨要求等。
基于上述任一实施例，步骤140之后包括：
若调整后的实时姿态角满足预设条件，则基于调整后的实时姿态角，控制发动机驱动航天器离开原有轨道。
具体地，预设条件可以为调整后的实时姿态角等于预设姿态角。当调整后的实时姿态角满足预设条件时，航天器的控制系统可以发出离轨指令，控制发动机点火，减小航天器飞行速度，降低航天器轨道近地点高度并减小轨道倾角，直至发动机燃料耗尽。此过程中航天器姿态一直保持稳定状态。
基于上述任一实施例，控制发动机驱动航天器离开原有轨道，之后包括：
保持航天器的各个设备在工作状态，直至航天器进入大气层被烧毁。
具体地，当航天器离开原有轨道后，需要进一步消除航天器自爆的危险。此时，可以保持航天器的各个设备在工作状态，持续消耗航天器中的燃料和/或电量，直至航天器进入大气层烧毁。
基于上述任一实施例，图2为本发明提供的航天器离轨钝化方法的流程示意图，如图2所示，该方法包括：
第一步，设计时序和制导计算方法切换条件，由计算机程序实时判断飞行状态，确保航天器满足离轨钝化的必要条件后，允许航天器执行调姿程序，并主动切换为上文所述制导方法。此部分其实属于离轨钝化方案设计工作，其中时序的设计需要综合多方面考虑，离轨钝化的必要条件包括但不限于安全性和飞行位置等要求。
第二步，获取航天器当前的位置、速度和姿态角信息，作为后续步骤的计算输入参数。此过程在航天器飞行过程中是一直进行的，由箭上设备完成。
第三步，开始执行航天器姿态调整程序，姿态调整期间由箭上计算机实时计算制导指令，调姿过程平稳，整个过程航天器姿态满足三通道姿态角目标约束。
第四步，调姿到位即达到设计目标后，计算机发出点火指令，离轨发动机点火，减小航天器飞行速度，进而降低航天器轨道近地点高度并减小轨道倾角，直至发动机燃料耗尽。此过程中航天器姿态一直保持稳定状态。
第五步，发动机燃料耗尽后，航天器电池等装置保持开机状态，持续进行航天器钝化操作，直至航天器再入大气层被烧毁。
本发明实施例中第三、四步中制导指令具体计算包括以下步骤：
（1）根据航天器当前时刻的发射惯性系位置和速度，确定航天器航天器轨道坐标系与发射惯性系的坐标转换矩阵。
（2）根据离轨指令箭体坐标系与航天器航天器轨道坐标系的姿态角调姿量，确定航天器航天器轨道坐标系与指令箭体系的坐标转换矩阵。
（3）根据上述结果确定发射惯性系与指令箭体系的坐标转换矩阵；根据当前发惯系下姿态角确定发射惯性系与箭体系坐标转换矩阵；最终确定箭体系与指令箭体系坐标转换矩阵，输出制导指令。
基于上述任一实施例，图3为本发明提供的航天器制导装置的结构示意图，如图3所示，该装置包括：
获取单元310，用于获取当前时刻航天器在发射惯性坐标系中的实时姿态角、实时位置和实时速度；
第一确定单元320，用于基于实时姿态角，确定当前时刻发射惯性坐标系与航天器本体坐标系之间的旋转矩阵；
第二确定单元330，用于基于实时位置和实时速度，以及航天器的姿态角约束量，确定当前时刻发射惯性坐标系与指令箭体坐标系之间的旋转矩阵；
调整单元340，用于基于当前时刻发射惯性坐标系与航天器本体坐标系之间的旋转矩阵，以及当前时刻发射惯性坐标系与指令箭体坐标系之间的旋转矩阵，确定航天器在当前时刻的姿态角调整量，并基于姿态角调整量对航天器的实时姿态角进行调整。
本发明实施例提供的航天器制导装置，通过获取当前时刻航天器在发射惯性坐标系中的实时姿态角、实时位置和实时速度，确定当前时刻发射惯性坐标系与航天器本体坐标系之间的旋转矩阵，以及当前时刻发射惯性坐标系与指令箭体坐标系之间的旋转矩阵，进而确定航天器在当前时刻的姿态角调整量，并基于姿态角调整量对航天器的实时姿态进行调整，所得到的姿态角调整量的变化曲线比较平滑，有利于对航天器进行制导，此外，所需要的参数易于获取，计算简便，求解速度快，能够在航天器内的计算机内执行，能够实现高精度和强鲁棒性的制导。
基于上述任一实施例，调整单元340包括：
旋转矩阵确定子单元，用于基于当前时刻发射惯性坐标系与航天器本体坐标系之间的旋转矩阵，以及当前时刻发射惯性坐标系与指令箭体坐标系之间的旋转矩阵，确定当前时刻航天器本体坐标系与指令箭体坐标系之间的旋转矩阵；
调整量确定子单元，用于基于当前时刻航天器本体坐标系与指令箭体坐标系之间的旋转矩阵，确定航天器在当前时刻的姿态角调整量。
基于上述任一实施例，第一确定单元320包括：
第一确定子单元，用于基于实时位置和实时速度，确定当前时刻发射惯性坐标系与航天器所在的航天器轨道坐标系之间的旋转矩阵；
第二确定子单元，用于基于姿态角约束量，确定航天器轨道坐标系与指令箭体坐标系之间的旋转矩阵；
第三确定子单元，用于基于当前时刻发射惯性坐标系与航天器所在的航天器轨道坐标系之间的旋转矩阵，以及航天器轨道坐标系与指令箭体坐标系之间的旋转矩阵，确定当前时刻发射惯性坐标系与指令箭体坐标系之间的旋转矩阵。
基于上述任一实施例，第一确定子单元包括：
位置基向量确定模块，用于基于实时位置，以及航天器在发射惯性坐标系中的发射点位置，确定当前时刻航天器在发射惯性坐标系中的位置基向量；
速度基向量确定模块，用于基于实时速度，确定当前时刻航天器在发射惯性坐标系中的速度基向量；
旋转矩阵确定模块，用于基于位置基向量和速度基向量，确定当前时刻发射惯性坐标系与航天器所在的航天器轨道坐标系之间的旋转矩阵。
基于上述任一实施例，还包括：
离轨判断单元，用于若航天器满足离轨条件，则获取当前时刻航天器在发射惯性坐标系中的实时姿态角、实时位置和实时速度；其中，离轨条件包括航天器的运行时间达到预设年限和/或航天器完成试验任务。
基于上述任一实施例，还包括：
离轨控制单元，用于若调整后的实时姿态角满足预设条件，则基于调整后的实时姿态角，控制发动机驱动航天器离开原有轨道。
基于上述任一实施例，还包括：
钝化控制单元，用于保持航天器的各个设备在工作状态，直至航天器进入大气层被烧毁。
基于上述任一实施例，图4为本发明提供的电子设备的结构示意图，如图4所示，该电子设备可以包括：处理器（Processor）410、通信接口（Communications Interface）420、存储器（Memory）430和通信总线（Communications Bus）440，其中，处理器410，通信接口420，存储器430通过通信总线440完成相互间的通信。处理器410可以调用存储器430中的逻辑命令，以执行如下方法：
获取当前时刻航天器在发射惯性坐标系中的实时姿态角、实时位置和实时速度；
基于实时姿态角，确定当前时刻发射惯性坐标系与航天器本体坐标系之间的旋转矩阵；
基于实时位置和实时速度，以及航天器的姿态角约束量，确定当前时刻发射惯性坐标系与指令箭体坐标系之间的旋转矩阵；
基于当前时刻发射惯性坐标系与航天器本体坐标系之间的旋转矩阵，以及当前时刻发射惯性坐标系与指令箭体坐标系之间的旋转矩阵，确定航天器在当前时刻的姿态角调整量，并基于姿态角调整量对航天器的实时姿态角进行调整。
此外，上述的存储器430中的逻辑命令可以通过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，包括若干命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、只读存储器（ROM，Read-Only Memory）、随机存取存储器（RAM，Random Access Memory）、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
本发明实施例提供的电子设备中的处理器可以调用存储器中的逻辑指令，实现上述方法，其具体的实施方式与前述方法实施方式一致，且可以达到相同的有益效果，此处不再赘述。
本发明实施例还提供一种非暂态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时实现以执行上述各实施例提供的方法，例如包括：
获取当前时刻航天器在发射惯性坐标系中的实时姿态角、实时位置和实时速度；
基于实时姿态角，确定当前时刻发射惯性坐标系与航天器本体坐标系之间的旋转矩阵；
基于实时位置和实时速度，以及航天器的姿态角约束量，确定当前时刻发射惯性坐标系与指令箭体坐标系之间的旋转矩阵；
基于当前时刻发射惯性坐标系与航天器本体坐标系之间的旋转矩阵，以及当前时刻发射惯性坐标系与指令箭体坐标系之间的旋转矩阵，确定航天器在当前时刻的姿态角调整量，并基于姿态角调整量对航天器的实时姿态角进行调整。
本发明实施例提供的非暂态计算机可读存储介质上存储的计算机程序被执行时，实现上述方法，其具体的实施方式与前述方法实施方式一致，且可以达到相同的有益效果，此处不再赘述。
以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，其中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模块来实现本实施例方案的目的。本领域普通技术人员在不付出创造性的劳动的情况下，即可以理解并实施。
通过以上的实施方式的描述，本领域的技术人员可以清楚地了解到各实施方式可借助软件加必需的通用硬件平台的方式来实现，当然也可以通过硬件。基于这样的理解，上述技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品可以存储在计算机可读存储介质中，如ROM/RAM、磁碟、光盘等，包括若干命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）执行各个实施例或者实施例的某些部分所述的方法。
最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (10)

1.一种航天器制导方法，其特征在于，包括：
获取当前时刻航天器在发射惯性坐标系中的实时姿态角、实时位置和实时速度；
基于所述实时姿态角，确定当前时刻所述发射惯性坐标系与航天器本体坐标系之间的旋转矩阵；
基于所述实时位置和所述实时速度，以及所述航天器的姿态角约束量，确定当前时刻所述发射惯性坐标系与指令箭体坐标系之间的旋转矩阵；
基于当前时刻所述发射惯性坐标系与航天器本体坐标系之间的旋转矩阵，以及当前时刻所述发射惯性坐标系与指令箭体坐标系之间的旋转矩阵，确定所述航天器在当前时刻的姿态角调整量，并基于所述姿态角调整量对所述航天器的实时姿态角进行调整。
2.根据权利要求1所述的航天器制导方法，其特征在于，所述基于当前时刻所述发射惯性坐标系与航天器本体坐标系之间的旋转矩阵，以及当前时刻所述发射惯性坐标系与指令箭体坐标系之间的旋转矩阵，确定所述航天器在当前时刻的姿态角调整量，包括：
基于当前时刻所述发射惯性坐标系与航天器本体坐标系之间的旋转矩阵，以及当前时刻所述发射惯性坐标系与指令箭体坐标系之间的旋转矩阵，确定当前时刻所述航天器本体坐标系与所述指令箭体坐标系之间的旋转矩阵；
基于当前时刻所述航天器本体坐标系与所述指令箭体坐标系之间的旋转矩阵，确定所述航天器在当前时刻的姿态角调整量。
3.根据权利要求1所述的航天器制导方法，其特征在于，所述基于所述实时位置和所述实时速度，以及所述航天器的姿态角约束量，确定当前时刻所述发射惯性坐标系与指令箭体坐标系之间的旋转矩阵，包括：
基于所述实时位置和所述实时速度，确定当前时刻所述发射惯性坐标系与所述航天器所在的航天器轨道坐标系之间的旋转矩阵；
基于所述姿态角约束量，确定所述航天器轨道坐标系与所述指令箭体坐标系之间的旋转矩阵；
基于当前时刻所述发射惯性坐标系与所述航天器所在的航天器轨道坐标系之间的旋转矩阵，以及所述航天器轨道坐标系与所述指令箭体坐标系之间的旋转矩阵，确定当前时刻所述发射惯性坐标系与所述指令箭体坐标系之间的旋转矩阵。
4.根据权利要求3所述的航天器制导方法，其特征在于，所述基于所述实时位置和所述实时速度，确定当前时刻所述发射惯性坐标系与所述航天器所在的航天器轨道坐标系之间的旋转矩阵，包括：
基于所述实时位置，以及所述航天器在所述发射惯性坐标系中的发射点位置，确定当前时刻所述航天器在发射惯性坐标系中的位置基向量；
基于所述实时速度，确定当前时刻所述航天器在发射惯性坐标系中的速度基向量；
基于所述位置基向量和所述速度基向量，确定当前时刻所述发射惯性坐标系与所述航天器所在的航天器轨道坐标系之间的旋转矩阵。
5.根据权利要求1至4任一项所述的航天器制导方法，其特征在于，所述获取当前时刻航天器在发射惯性坐标系中的实时姿态角、实时位置和实时速度，之前包括：
若所述航天器满足离轨条件，则获取当前时刻航天器在发射惯性坐标系中的实时姿态角、实时位置和实时速度；
其中，所述离轨条件包括所述航天器的运行时间达到预设年限和/或所述航天器完成试验任务。
6.根据权利要求1至4任一项所述的航天器制导方法，其特征在于，所述基于所述姿态角调整量对所述航天器的实时姿态角进行调整，之后包括：
若调整后的实时姿态角满足预设条件，则基于所述调整后的实时姿态角，控制发动机驱动所述航天器离开原有轨道。
7.根据权利要求6所述的航天器制导方法，其特征在于，所述控制发动机驱动所述航天器离开原有轨道，之后包括：
保持所述航天器的各个设备在工作状态，直至所述航天器进入大气层被烧毁。
8.一种航天器制导装置，其特征在于，包括：
获取单元，用于获取当前时刻航天器在发射惯性坐标系中的实时姿态角、实时位置和实时速度；
第一确定单元，用于基于所述实时姿态角，确定当前时刻所述发射惯性坐标系与航天器本体坐标系之间的旋转矩阵；
第二确定单元，用于基于所述实时位置和所述实时速度，以及所述航天器的姿态角约束量，确定当前时刻所述发射惯性坐标系与指令箭体坐标系之间的旋转矩阵；
调整单元，用于基于当前时刻所述发射惯性坐标系与航天器本体坐标系之间的旋转矩阵，以及当前时刻所述发射惯性坐标系与指令箭体坐标系之间的旋转矩阵，确定所述航天器在当前时刻的姿态角调整量，并基于所述姿态角调整量对所述航天器的实时姿态角进行调整。
9.一种电子设备，包括存储器、处理器及存储在所述存储器上并可在所述处理器上运行的计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述程序时实现如权利要求1至7任一项所述航天器制导方法的步骤。
10.一种非暂态计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现如权利要求1至7任一项所述航天器制导方法的步骤。
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