CN113094371A - 一种用户自定义坐标系的实现方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种用户自定义坐标系的实现方法，包括以下步骤：建立场景；在场景中构建对象，同时计算地心地固坐标系到该对象本体坐标系的旋转矩阵；当用户首次自定义坐标系A时，选择对象的本体坐标系作为参考矢量；再次自定义坐标系B，并选择首次自定义坐标系A作为参考矩阵；以此类推，再定义以用户再次自定义坐标系B为参考坐标系的新的用户自定义坐标系C；对自定义坐标系C进行计算/绘图。本发明的用户自定义坐标系的实现方法，用户在自定义坐标系时，参考坐标系嵌套的用户自定义坐标系越多，越能够提高运算效率。

Description

一种用户自定义坐标系的实现方法
技术领域
本发明属于航空航天技术领域，具体涉及一种用户自定义坐标系的实现方法。
背景技术
在进行航空航天领域飞行轨迹设计、姿态设计等过程中，通常会需要基于已有坐标系(如飞行器本体坐标系、发射站本体坐标系等)或历史自定义的坐标系来自定义新坐标系。在用自定义坐标系进行计算或者绘图时，需要将该自定义坐标系转换到地心地固坐标系下，如果用户自定义坐标系是基于已有坐标系则比较容易处理；如果是基于历史自定义坐标系则会带来一些问题。因为历史自定义坐标系本身可能也是一个基于其他历史自定义坐标系来定义的。这种“嵌套式”自定义坐标系计算起来相对较复杂，如图1所示。目前多采用将多个关联坐标系的信息在数据库中关联起来，待使用时通过查询所有的关联坐标系，然后计算新坐标系的参数值，这种计算方法如果轨迹参数较大则会耗时较长。
发明内容
为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是：一种用户自定义坐标系的实现方法，包括以下步骤：
(1)建立场景；
(2)在场景中构建发射站或航天器对象，同时计算地心地固坐标系到该对象本体坐标系的旋转矩阵，并将该旋转矩阵存入数据库中；
(3)当用户首次自定义坐标系A时，选择场景中对象的本体坐标系作为参考矢量，此时从数据库中读取地心地固坐标系到参考坐标系的旋转矩阵，再左乘新坐标系基于参考坐标系的旋转矩阵，得到地心地固坐标系到用户首次自定义坐标系A的旋转矩阵，并存入数据库待后续使用；
(4)当用户再次自定义坐标系B，并选择首次自定义坐标系A作为参考矩阵时，从数据库中读取地心地固坐标系到自定义坐标系A的旋转矩阵，然后左乘自定义坐标系B基于自定义坐标系A的旋转矩阵，并存入数据库待后续使用；
(5)重复步骤(4)，再定义以用户再次自定义坐标系B为参考坐标系的新的用户自定义坐标系C；
(6)对自定义坐标系C进行计算/绘图。
作为上述技术方案的优选，所述地心地固坐标系为：原点为地球质心，Z轴与地轴平行指向北极点，X轴指向本初子午线与赤道的焦点，Y轴垂直于XOZ平面构成右手坐标系。
作为上述技术方案的优选，所述对象为发射站时，对象本体坐标系为发射站本体坐标系；对象为航天器时，对象本体坐标系为飞行器本体坐标系。
作为上述技术方案的优选，所述发射站本体坐标系为：发射点所在地的北天东坐标系。
作为上述技术方案的优选，所述飞行器本体坐标系为：原点O在飞行器质心，OX轴沿飞行器纵轴指向头部；OY轴在飞行器的纵对称面内垂直于OX轴，指向上；OZ轴与OX轴、OY轴构成右手直角坐标系。
本发明的有益效果是：本发明的用户自定义坐标系的实现方法，用户在自定义坐标系时，参考坐标系嵌套的用户自定义坐标系越多，越能够提高运算效率。
附图说明
图1是现有自定义坐标系方法流程图；
图2是本发明用户自定义坐标系的实现方法流程图。
具体实施方式
下面将结合附图对本发明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。
在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
如图2所示，一种用户自定义坐标系的实现方法，包括以下步骤：
(1)建立场景；
(2)在场景中构建发射站或航天器对象，同时计算地心地固坐标系到该对象本体坐标系的旋转矩阵，并将该旋转矩阵存入数据库中；
(3)当用户首次自定义坐标系A时，选择场景中对象的本体坐标系作为参考矢量，此时从数据库中读取地心地固坐标系到参考坐标系的旋转矩阵，再左乘新坐标系基于参考坐标系的旋转矩阵，可得到地心地固坐标系到用户首次自定义坐标系A的旋转矩阵，并存入数据库待后续使用；
(4)当用户再次自定义坐标系B，并选择首次自定义坐标系A作为参考矩阵时，从数据库中读取地心地固坐标系到自定义坐标系A的旋转矩阵，然后左乘自定义坐标系B基于自定义坐标系A的旋转矩阵，并存入数据库待后续使用；
(5)重复步骤(4)，再定义以用户再次自定义坐标系B为参考坐标系的新的用户自定义坐标系C；
(6)对自定义坐标系C进行计算/绘图。
进一步的，所述地心地固坐标系(ECEF)为：原点为地球质心，Z轴与地轴平行指向北极点，X轴指向本初子午线与赤道的焦点，Y轴垂直于XOZ平面构成右手坐标系。
进一步的，所述对象为发射站时，对象本体坐标系为发射站本体坐标系；对象为航天器时，对象本体坐标系为飞行器本体坐标系。
进一步的，所述发射站本体坐标系为：发射点所在地的北天东坐标系。
进一步的，所述飞行器本体坐标系为：原点O在飞行器质心，OX轴沿飞行器纵轴指向头部；OY轴在飞行器的纵对称面内垂直于OX轴，指向上；OZ轴与OX轴、OY轴构成右手直角坐标系。
具体的，在某航天器发射场景中，构建一个火箭对象，火箭轨迹历时2140秒，轨迹步长为1秒。首先基于火箭本体坐标系A进行欧拉旋转定义一个箭载天线坐标系B，欧拉旋转角度分别为20°、10°、30°，转序为123；然后基于天线坐标系B再进行欧拉旋转定义一个目标坐标系C，欧拉旋转角度分别为90°、0°、30°。
现有实现方法步骤如下：
(1)在场景中构建火箭(航天器)对象；
(2)以火箭本体坐标系为参考坐标系自定义箭载天线坐标系B，设置欧拉旋转参数和转序；
(3)以天线坐标系B为参考坐标系自定义目标坐标系C，设置欧拉旋转参数和转序；
(4)计算ECEF坐标系到火箭本体坐标系A的旋转矩阵matrix_ECEFtoBody；
(5)计算火箭本体坐标系A到箭载天线坐标系B的旋转矩阵matrix_BodytoB；
(6)计算天线坐标系B到目标坐标系C的旋转矩阵matrix_BtoC；
(7)计算ECEF坐标系到目标坐标系的旋转矩阵为matrix_BtoC*matrix_BodytoB*matrix_ECEFtoBody；
(8)将步骤(4)中所得矩阵求转置可得到目标坐标系C到ECEF坐标系的旋转矩阵。
本方案实现方法如下：
(1)构建火箭对象，计算ECEF到火箭本体坐标系的旋转矩阵matrix_ECEFtoBody，并保存至数据库；
(2)以火箭本体坐标系为参考坐标系自定义箭载天线坐标系B，设置欧拉旋转参数和转序；
(3)加载旋转矩阵matrix_ECEFtoBody数据，左乘坐标系A到B的旋转矩阵，得到ECEF到坐标系B的旋转矩阵matrixECEFtoB，保存至数据库；
(4)以天线坐标系B为参考坐标系自定义目标坐标系C，设置欧拉旋转参数和转序；
(5)加载旋转矩阵matrixECEFtoB数据，左乘坐标系B到C的旋转矩阵，得到ECEF到坐标系C的旋转矩阵matrixECEFtoC，保存至数据库；
(6)从数据库中加载matrixECEFtoC，计算转置即可得到目标坐标系C到ECEF坐标系的旋转矩阵。
实际操作发现，上述过程采用现有方法时耗时1.5秒，而利用本方案方法只要0.5秒。从上述计算中可以看出本案方法在计算效率上优于现有方法，并且如果参考坐标系为多个自定义坐标系，本案计算效率提升越明显。
值得一提的是，本发明专利申请涉及的计算/绘图等技术特征应被视为现有技术，这些技术特征的具体结构、工作原理以及可能涉及到的控制方式、空间布置方式采用本领域的常规选择即可，不应被视为本发明专利的发明点所在，本发明专利不做进一步具体展开详述。
以上详细描述了本发明的较佳具体实施例，应当理解，本领域的普通技术人员无需创造性劳动就可以根据本发明的构思做出诸多修改和变化，因此，凡本技术领域中技术人员依本发明的构思在现有技术的基础上通过逻辑分析、推理或者有限的实验可以得到的技术方案，皆应在由权利要求书所确定的保护范围内。

Claims (5)

1.一种用户自定义坐标系的实现方法，其特征在于，包括以下步骤：
(1)建立场景；
(2)在场景中构建发射站或航天器对象，同时计算地心地固坐标系到该对象本体坐标系的旋转矩阵，并将该旋转矩阵存入数据库中；
(3)当用户首次自定义坐标系A时，选择场景中对象的本体坐标系作为参考矢量，此时从数据库中读取地心地固坐标系到参考坐标系的旋转矩阵，再左乘新坐标系基于参考坐标系的旋转矩阵，得到地心地固坐标系到用户首次自定义坐标系A的旋转矩阵，并存入数据库待后续使用；
(4)当用户再次自定义坐标系B，并选择首次自定义坐标系A作为参考矩阵时，从数据库中读取地心地固坐标系到自定义坐标系A的旋转矩阵，然后左乘自定义坐标系B基于自定义坐标系A的旋转矩阵，并存入数据库待后续使用；
(5)重复步骤(4)，再定义以用户再次自定义坐标系B为参考坐标系的新的用户自定义坐标系C；
(6)对自定义坐标系C进行计算/绘图。
2.如权利要求1所述的用户自定义坐标系的实现方法，其特征在于，所述地心地固坐标系为：原点为地球质心，Z轴与地轴平行指向北极点，X轴指向本初子午线与赤道的焦点，Y轴垂直于XOZ平面构成右手坐标系。
3.如权利要求1所述的用户自定义坐标系的实现方法，其特征在于，所述对象为发射站时，对象本体坐标系为发射站本体坐标系；对象为航天器时，对象本体坐标系为飞行器本体坐标系。
4.如权利要求3所述的用户自定义坐标系的实现方法，其特征在于，所述发射站本体坐标系为：发射点所在地的北天东坐标系。
5.如权利要求3所述的用户自定义坐标系的实现方法，其特征在于，所述飞行器本体坐标系为：原点O在飞行器质心，OX轴沿飞行器纵轴指向头部；OY轴在飞行器的纵对称面内垂直于OX轴，指向上；OZ轴与OX轴、OY轴构成右手直角坐标系。
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