CN113525720B - 一种航天器目标姿态的确定方法、装置、设备及存储介质 - Google Patents
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Abstract
本发明实施例公开了一种航天器目标姿态的确定方法，包括：获取航天器的主任务目标方向，确定与主任务目标方向相同的第一矢量对应的第一姿态四元数；获取航天器的副任务目标方向，确定与副任务目标方向之间夹角最小的第二矢量对应的第二姿态四元数；根据第一姿态四元数和第二姿态四元数确定航天器目标姿态。本发明实施例提供的航天器目标姿态的确定方法，将航天器的主任务目标方向和副任务目标方向进行组合设计，这样建立的姿态能最大限度的保证主任务和副任务的实施，达到了确定航天器最优姿态的效果。
Description
技术领域
本发明涉及航天器姿态控制技术领域，尤其涉及一种航天器目标姿态的确定方法、装置、设备及存储介质。
背景技术
目标姿态指的是航天器本体坐标系三个坐标轴在惯性空间的指向。航天器在空间要完成指定的任务需要将本体坐标系的某个坐标轴指向特定的方向，从而使传感器能够探测目标物体，同时为了其他目的还对本体坐标系内的另外一个矢量的指向有要求。例如对地观测卫星需要将传感器视轴指向地心方向完成目标观测，同时还需要使太阳能电池板法向指向太阳补充能源，考虑到地球和太阳相对于卫星的相对位置，可能不能完全满足这两个指向要求。
现有的航天器目标姿态确定方法是建立目标指向基准坐标系，例如在对日模式下建立对日定向基准坐标系，通过将J2000惯性坐标系转动太阳的赤经和赤纬得到指向基准坐标系，作为航天器对日的目标姿态，通过姿态机动将航天器本体坐标系与该指向基准坐标系重合即可完成目标指向。
现有的目标姿态确定方法的基准坐标系选取根据任务不同而变化，例如对日定向需要选择对日定向基准坐标系，对地定向需要选择对地定向基准坐标系；而且这种方法很难保证在主任务目标实现的条件下副任务目标指向一直靠近目标方向。例如对日定向基准坐标系是根据太阳的赤经和赤纬得到的，而太阳的赤经和赤纬在一年中是变化的，所以在保证主任务目标指向一直对日的情况下，副任务目标指向是随时间变化的。
发明内容
本发明实施例提供了一种航天器目标姿态的确定方法、装置、设备及存储介质，实现了确定可以最大限度保证主任务和副任务的实施的最优目标姿态的目的。
第一方面，本发明实施例提供了一种航天器目标姿态的确定方法，包括：
获取航天器的主任务目标方向，确定与所述主任务目标方向相同的第一矢量对应的第一姿态四元数；
获取航天器的副任务目标方向，确定与所述副任务目标方向之间夹角最小的第二矢量对应的第二姿态四元数；
根据所述第一姿态四元数和第二姿态四元数确定所述航天器目标姿态。
进一步地，确定与所述主任务目标方向相同的第一矢量对应的第一姿态四元数，包括：
根据所述主任务目标方向和第一矢量确定使所述第一矢量指向所述主任务目标方向的第一旋转轴方向和第一旋转角；
通过给定的姿态信息确定公式，结合所述第一旋转轴方向和第一旋转角，确定所述第一姿态四元数。
进一步地，确定与所述副任务目标方向之间夹角最小的第二矢量对应的第二姿态四元数，包括：
将所述第一矢量作为所述第二矢量的第二旋转轴；
建立旋转坐标系，确定所述第二矢量在所述旋转坐标系下按照所述第二旋转轴旋转后的第三矢量；
构建所述副任务目标方向与第三矢量之间的关系模型，并通过所述关系模型确定使所述副任务目标方向与第三矢量之间的夹角值最小的第二旋转角；
通过给定的姿态信息确定公式，结合所述第二旋转角和第二旋转轴，确定所述第二姿态四元数。
进一步地，所述旋转坐标系的x轴方向为所述主任务目标方向，所述旋转坐标系的y轴位于所述第一矢量和第二矢量组成的平面内且垂直于x轴，所述旋转坐标系的x轴y轴和z轴满足右手定则。
进一步地，根据所述第一姿态四元数和第二姿态四元数确定所述航天器目标姿态，包括：
根据所述第一姿态四元数和第二姿态四元数确定目标姿态四元数；
根据所述目标姿态四元数确定所述航天器目标姿态对应的航天器本体坐标系的坐标轴指向。
进一步地，根据所述第一姿态四元数和第二姿态四元数确定所述航天器目标姿态之后，还包括：
根据所述航天器目标姿态调节航天器姿态控制执行机构的输出。
进一步地，根据所述航天器目标姿态调节航天器姿态控制执行机构的输出，包括：
获取航天器当前姿态；
确定所述航天器当前姿态和航天器目标姿态之间的姿态偏差；
根据所述姿态偏差调节航天器姿态控制执行机构的输出。
第二方面，本发明实施例还提供了一种航天器目标姿态的确定装置，包括：
第一姿态四元数确定模块，用于获取航天器的主任务目标方向，确定与所述主任务目标方向相同的第一矢量对应的第一姿态四元数；
第二姿态四元数确定模块，用于获取航天器的副任务目标方向，确定与所述副任务目标方向之间夹角最小的第二矢量对应的第二姿态四元数；
航天器目标姿态确定模块，用于根据所述第一姿态四元数和第二姿态四元数确定所述航天器目标姿态。
可选的，第一姿态四元数确定模块还用于：
根据所述主任务目标方向和第一矢量确定使所述第一矢量指向所述主任务目标方向的第一旋转轴方向和第一旋转角；
通过给定的姿态信息确定公式，结合所述第一旋转轴方向和第一旋转角，确定所述第一姿态四元数。
可选的，第二姿态四元数确定模块还用于：
将所述第一矢量作为所述第二矢量的第二旋转轴；
建立旋转坐标系，确定所述第二矢量在所述旋转坐标系下按照所述第二旋转轴旋转后的第三矢量；
构建所述副任务目标方向与第三矢量之间的关系模型，并通过所述关系模型确定使所述副任务目标方向与第三矢量之间的夹角值最小的第二旋转角；
通过给定的姿态信息确定公式，结合所述第二旋转角和第二旋转轴，确定所述第二姿态四元数。
可选的，航天器目标姿态确定模块还用于：
根据所述第一姿态四元数和第二姿态四元数确定目标姿态四元数；
根据所述目标姿态四元数确定所述航天器目标姿态对应的航天器本体坐标系的坐标轴指向。
可选的，航天器目标姿态的确定装置还包括航天器姿态控制执行机构调节模块，用于根据所述航天器目标姿态调节航天器姿态控制执行机构的输出。
可选的，航天器姿态控制执行机构调节模块还用于：
获取航天器当前姿态；
确定所述航天器当前姿态和航天器目标姿态之间的姿态偏差；
根据所述姿态偏差调节航天器姿态控制执行机构的输出。
第三方面，本发明实施例还提供了一种航天器目标姿态的确定的计算机设备，该计算机设备位于航天器上，包括：
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本发明实施例任一所述的航天器目标姿态的确定方法。
第四方面，本发明实施例还提供了一种航天器目标姿态的确定存储介质，其上存储有计算机程序，该程序被处理装置执行时实现如本发明实施例任一所述的航天器目标姿态的确定方法。
本发明实施例首先获取航天器的主任务目标方向，确定与主任务目标方向相同的第一矢量对应的第一姿态四元数；然后获取航天器的副任务目标方向，确定与副任务目标方向之间夹角最小的第二矢量对应的第二姿态四元数；最后根据第一姿态四元数和第二姿态四元数确定航天器目标姿态。本发明实施例提供的航天器目标姿态的确定方法，将航天的主任务目标指向和副任务目标指向进行组合设计，根据主任务目标方向要求计算姿态四元数，使航天器本体坐标系的一个矢量指向主任务目标方向，然后使航天器绕主任务方向轴旋转，直到另一个矢量与副任务目标方向的夹角最小，这样确定的目标姿态能最大限度的保证主任务和副任务的实施，达到了确定航天器最优姿态的效果。
附图说明
图1是现有技术中的一种航天器目标姿态的确定方法示意图；
图2是本发明实施例一中的一种航天器目标姿态的确定方法流程图；
图3是本发明实施例一中的一种姿态旋转过程示意图；
图4是本发明实施例一中的一种航天器的姿态控制过程示意图；
图5是本发明实施例二中的一种航天器目标姿态的确定装置结构示意图；
图6是本发明实施例三中的一种计算机设备的结构示意图。
具体实施方式
现有的航天器目标姿态确定方法是建立目标指向基准坐标系，图1为现有技术中的一种航天器目标姿态确定方法示意图，如图所示，在对日模式下建立对日定向基准坐标系，通过将J2000惯性坐标系转动太阳的赤经和赤纬得到指向基准坐标系，作为航天器对日的目标姿态，通过姿态机动将航天器本体坐标系与该指向基准坐标系重合即可完成目标指向。
下面结合附图和实施例对本发明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本发明，而非对本发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本发明相关的部分而非全部结构。
实施例一
图2为本发明实施例一提供的一种航天器目标姿态的确定方法流程图，本实施例可适用于确定卫星等航天器在设定任务目标下的目标姿态的情况，该方法可以由航天器目标姿态的确定装置来执行，该装置可由硬件和/或软件组成，并一般可集成在具有航天器目标姿态的确定功能的设备中，该设备可以是具有航天器目标姿态的确定功能的航天器等设备。如图1所示，具体包括如下步骤：
步骤110、获取航天器的主任务目标方向，确定与主任务目标方向相同的第一矢量对应的第一姿态四元数。
其中，航天器可以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，例如卫星等。航天器在空间要完成指定的任务需要将本体坐标系的某个矢量指向特定的方向，从而使传感器能够探测目标物体，同时为了其他目的还对本体坐标系内的另外一个矢量的指向有要求。例如对地观测卫星需要将传感器视轴指向地心方向完成目标观测，同时还需要使太阳能电池板法向指向太阳补充能源，考虑到地球和太阳相对于卫星的相对位置，可能不能完全满足这两个指向要求，这就需要首先保证一个指向，将其作为主任务目标指向，即重要的任务目标指向，另一个指向作为副任务目标指向，在其无法满足指向要求的时候，需要使其尽量靠近目标指向。
进一步地，航天器本体坐标系可以是原点在航天器质心，X轴沿航天器纵轴指向头部；Y轴在航天器的纵对称面内垂直于X轴，指向上；Z轴与X轴、Y轴构成右手直角坐标系的坐标系。第一矢量可以是航天器本体坐标系内的一个矢量，其方向与主任务目标方向一致时即主任务目标完成。第一矢量的选取与具体任务目标有关，例如，当需要航天器进行对地观测时，主任务目标方向指向地心，则第一矢量可以是沿着航天器传感器视轴指向地心的方向。
进一步地，四元数是一种姿态的表示方法，在本实施例中，可以用来表示航天器以某一旋转轴旋转一定角度后的姿态。
在本实施例中，确定与主任务目标方向相同的第一矢量对应的第一姿态四元数的方式可以是：根据主任务目标方向和第一矢量确定使第一矢量指向主任务目标方向的第一旋转轴方向和第一旋转角；通过给定的姿态信息确定公式，结合第一旋转轴方向和第一旋转角，确定第一姿态四元数。
可选的，令主任务目标方向为
第一矢量为
使第一矢量指向主任务目标方向的第一旋转轴方向和第一旋转角分别为
和θ，则第一旋转轴方向和第一旋转角的计算方法可如下所示：
进一步地，令第一姿态四元数为
则
的计算方法如下所示：
式中，dx、dy和dz分别为第一旋转轴方向
在航天器本体坐标系的x轴、y轴和z轴上的分量。
步骤120、获取航天器的副任务目标方向，确定与副任务目标方向之间夹角最小的第二矢量对应的第二姿态四元数。
其中，副任务目标是在实现主任务目标的前提下尽可能接近的次要任务目标；第二矢量是航天器本体坐标系内的一个矢量，例如，若航天器在进行对地观测时，同时还需要使太阳能电池板法向指向太阳补充能源，即副任务目标方向是太阳能电池板法向指向太阳的方向，则可以令第二矢量为太阳能电池板法向。当由于地球和太阳相对于航天器的相对位置因素，副任务目标不能实现时，需要令第二矢量与副任务目标方向之间的夹角尽可能小。
在本实施例中，确定与副任务目标方向之间夹角最小的第二矢量对应的第二姿态四元数的方式可以是：将第一矢量作为第二矢量的第二旋转轴；建立旋转坐标系，确定第二矢量在旋转坐标系下按照第二旋转轴旋转后的第三矢量；构建副任务目标方向与第三矢量之间的关系模型，并通过关系模型确定使副任务目标方向与第三矢量之间的夹角值最小的第二旋转角；通过给定的姿态信息确定公式，结合第二旋转角和第二旋转轴，确定第二姿态四元数。
可选的，在已确定第一矢量对应的第一姿态四元数的情况下，为保证第一矢量指向主任务目标方向不变，可以将第一矢量作为第二矢量的旋转轴在旋转坐标系中旋转第二矢量，旋转过第二旋转角后的第二矢量称为第三矢量。建立副任务目标方向与第三矢量之间的关系模型，通过关系模型获取使副任务目标方向与第三矢量之间的夹角最小时的第二旋转角。
进一步地，旋转坐标系的x轴方向为主任务目标方向，旋转坐标系的y轴位于第一矢量和第二矢量组成的平面内且垂直于x轴，旋转坐标系的x轴y轴和z轴满足右手定则。
可选的，令副任务目标方向为
第二矢量为
第三矢量为
第二旋转角为
副任务目标方向与第三矢量之间的夹角为α，图3为本实施例提供的一种姿态旋转过程示意图，如图所示，旋转坐标系xyz，其x轴为主任务目标指向，与第一矢量
方向相同，y轴在矢量
和
组成的平面内且与x轴垂直，矢量
经过第二旋转角
之后变为
此时
与副任务目标方向
的夹角为α。
第三矢量
在旋转坐标系xyz下的表示可以是：
副任务目标方向
在旋转坐标系xyz下的表示可以是：
则第三矢量
和副任务目标方向
的夹角α可通过下式求解：
为了使夹角α最小，可以求cosα的极大值。将cosα对
求导，并令导数为0：
则可求得第二旋转角
为：
进一步地，已知第二旋转轴为第一矢量
第二旋转轴为
则可以得到第二姿态四元数
步骤130、根据第一姿态四元数和第二姿态四元数确定航天器目标姿态。
可选的，确定第一姿态四元数和第二姿态四元数之后即可确定航天器的目标姿态。
在本实施例中，根据第一姿态四元数和第二姿态四元数确定航天器目标姿态的方式可以是：根据第一姿态四元数和第二姿态四元数确定目标姿态四元数；根据目标姿态四元数确定航天器目标姿态对应的航天器本体坐标系的坐标轴指向。
可选的，目标姿态四元数可以根据第一姿态四元数和第二姿态四元数计算出来，表征航天器的目标姿态。进一步地，航天器可以根据获取的目标姿态四元数确定本体坐标器的坐标轴指向。目标姿态四元数的计算方法可以是：
进一步地，根据第一姿态四元数和第二姿态四元数确定航天器目标姿态之后，还可以：根据航天器目标姿态调节航天器姿态控制执行机构的输出。
可选的，确定航天器的目标姿态之后，可以对航天器的姿态进行控制，将航天器的姿态调整到与目标姿态一致。航天器的姿态控制系统可以包括控制器、执行机构和传感器，控制器用于根据设定的控制算法输出控制指令，执行机构用于根据控制指令执行控制动作，传感器用于获取航天器当前姿态。
在本实施例中，根据航天器目标姿态调节航天器姿态控制执行机构的输出的方式可以是：获取航天器当前姿态；确定航天器当前姿态和航天器目标姿态之间的姿态偏差；根据姿态偏差调节航天器姿态控制执行机构的输出。
可选的，图4是本发明实施例提供的一种航天器的姿态控制过程示意图，如图所示，航天器的姿态控制系统主要包括控制器131、执行机构132、航天器动力学模块133和测量传感器134。航天器的姿态控制系统通过测量传感器134获取航天器当前姿态，并计算目标姿态和当前姿态的偏差，若目标姿态与当前姿态存在姿态偏差则说明当前航天器的姿态没有达到目标姿态，需要对航天器姿态进行控制。控制器131可以根据姿态偏差按照设定的控制算法进行控制并输出控制指令，其中，控制算法可以是比例微分(PD)控制或比例积分微分(PID)控制等。执行机构132根据控制器输出的控制指令输出控制动作，控制动作可以是反作用飞轮的加减速运动或推力器的喷气调节。执行机构132输出的控制动作施加在航天器上，同时在航天器动力学模块133的作用下使航天器的姿态变化符合航天动力学规律。航天器的姿态控制为负反馈控制，由测量传感器134反馈调控之后的航天器姿态，直到航天器的当前姿态与目标姿态之间的姿态偏差趋近于0。
本发明实施例首先获取航天器的主任务目标方向，确定与主任务目标方向相同的第一矢量对应的第一姿态四元数；然后获取航天器的副任务目标方向，确定与副任务目标方向之间夹角最小的第二矢量对应的第二姿态四元数；最后根据第一姿态四元数和第二姿态四元数确定航天器目标姿态。本发明实施例提供的航天器目标姿态的确定方法，将航天的主任务目标指向和副任务目标指向进行组合设计，根据主任务目标方向要求计算姿态四元数，使航天器本体坐标系的一个矢量指向主任务目标方向，然后使航天器绕主任务方向轴旋转，直到另一个矢量与副任务目标方向的夹角最小，这样确定的目标姿态能最大限度的保证主任务和副任务的实施，达到了确定航天器最优姿态的效果。
实施例二
图5为本发明实施例二提供的一种航天器目标姿态的确定装置结构示意图。如图5所示，该装置包括：第一姿态四元数确定模块210，第二姿态四元数确定模块220，航天器目标姿态确定模块230。
第一姿态四元数确定模块210，用于获取航天器的主任务目标方向，确定与主任务目标方向相同的第一矢量对应的第一姿态四元数。
可选的，第一姿态四元数确定模块210还用于：
根据主任务目标方向和第一矢量确定使第一矢量指向主任务目标方向的第一旋转轴方向和第一旋转角；通过给定的姿态信息确定公式，结合第一旋转轴方向和第一旋转角，确定第一姿态四元数。
第二姿态四元数确定模块220，用于获取航天器的副任务目标方向，确定与副任务目标方向之间夹角最小的第二矢量对应的第二姿态四元数。
可选的，第二姿态四元数确定模块220还用于：将第一矢量作为第二矢量的第二旋转轴；建立旋转坐标系，确定第二矢量在旋转坐标系下按照第二旋转轴旋转后的第三矢量；构建副任务目标方向与第三矢量之间的关系模型，并通过关系模型确定使副任务目标方向与第三矢量之间的夹角值最小的第二旋转角；通过给定的姿态信息确定公式，结合第二旋转角和第二旋转轴，确定第二姿态四元数。
航天器目标姿态确定模块230，用于根据第一姿态四元数和第二姿态四元数确定航天器目标姿态。
可选的，航天器目标姿态确定模块230还用于：
根据第一姿态四元数和第二姿态四元数确定目标姿态四元数；根据目标姿态四元数确定航天器目标姿态对应的航天器本体坐标系的坐标轴指向。
可选的，航天器目标姿态的确定装置还包括航天器姿态控制执行机构调节模块，用于根据航天器目标姿态调节航天器姿态控制执行机构的输出。
可选的，航天器姿态控制执行机构调节模块还用于：
获取航天器当前姿态；确定航天器当前姿态和航天器目标姿态之间的姿态偏差；根据姿态偏差调节航天器姿态控制执行机构的输出。
上述装置可执行本公开前述所有实施例所提供的方法，具备执行上述方法相应的功能模块和有益效果。未在本实施例中详尽描述的技术细节，可参见本公开前述所有实施例所提供的方法。
实施例三
图6为本发明实施例三提供的一种计算机设备的结构示意图。图6示出了适于用来实现本发明实施方式的计算机设备312的框图。图6显示的计算机设备312仅仅是一个示例，不应对本发明实施例的功能和使用范围带来任何限制。设备312是典型的航天器目标姿态的确定计算设备，该计算机设备可以位于航天器上。
如图6所示，计算机设备312以通用计算设备的形式表现。计算机设备312的组件可以包括但不限于：一个或者多个处理器316，存储装置328，连接不同系统组件(包括存储装置328和处理器316)的总线318。
总线318表示几类总线结构中的一种或多种，包括存储器总线或者存储器控制器，外围总线，图形加速端口，处理器或者使用多种总线结构中的任意总线结构的局域总线。举例来说，这些体系结构包括但不限于工业标准体系结构(Industry StandardArchitecture，ISA)总线，微通道体系结构(Micro Channel Architecture，MCA)总线，增强型ISA总线、视频电子标准协会(Video Electronics Standards Association，VESA)局域总线以及外围组件互连(Peripheral Component Interconnect，PCI)总线。
计算机设备312典型地包括多种计算机系统可读介质。这些介质可以是任何能够被计算机设备312访问的可用介质，包括易失性和非易失性介质，可移动的和不可移动的介质。
存储装置328可以包括易失性存储器形式的计算机系统可读介质，例如随机存取存储器(Random Access Memory，RAM)330和/或高速缓存存储器332。计算机设备312可以进一步包括其它可移动/不可移动的、易失性/非易失性计算机系统存储介质。仅作为举例，存储系统334可以用于读写不可移动的、非易失性磁介质(图6未显示，通常称为“硬盘驱动器”)。尽管图6中未示出，可以提供用于对可移动非易失性磁盘(例如“软盘”)读写的磁盘驱动器，以及对可移动非易失性光盘(例如只读光盘(Compact Disc-Read Only Memory，CD-ROM)、数字视盘(Digital Video Disc-Read Only Memory，DVD-ROM)或者其它光介质)读写的光盘驱动器。在这些情况下，每个驱动器可以通过一个或者多个数据介质接口与总线318相连。存储装置328可以包括至少一个程序产品，该程序产品具有一组(例如至少一个)程序模块，这些程序模块被配置以执行本发明各实施例的功能。
具有一组(至少一个)程序模块326的程序336，可以存储在例如存储装置328中，这样的程序模块326包括但不限于操作系统、一个或者多个应用程序、其它程序模块以及程序数据，这些示例中的每一个或某种组合中可能包括网络环境的实现。程序模块326通常执行本发明所描述的实施例中的功能和/或方法。
计算机设备312也可以与一个或多个外部设备314(例如键盘、指向设备、摄像头、显示器324等)通信，还可与一个或者多个使得用户能与该计算机设备312交互的设备通信，和/或与使得该计算机设备312能与一个或多个其它计算设备进行通信的任何设备(例如网卡，调制解调器等等)通信。这种通信可以通过输入/输出(I/O)接口322进行。并且，计算机设备312还可以通过网络适配器320与一个或者多个网络(例如局域网(Local AreaNetwork，LAN)，广域网Wide Area Network，WAN)和/或公共网络，例如因特网)通信。如图所示，网络适配器320通过总线318与计算机设备312的其它模块通信。应当明白，尽管图中未示出，可以结合计算机设备312使用其它硬件和/或软件模块，包括但不限于：微代码、设备驱动器、冗余处理单元、外部磁盘驱动阵列、磁盘阵列(Redundant Arrays of IndependentDisks，RAID)系统、磁带驱动器以及数据备份存储系统等。
处理器316通过运行存储在存储装置328中的程序，从而执行各种功能应用以及数据处理，例如实现本发明上述实施例所提供的航天器目标姿态的确定方法。
实施例四
本发明实施例提供了一种计算机可读存储介质，该计算机可读存储介质上存储有计算机程序，该程序被处理装置执行时实现如本发明实施例中的航天器目标姿态的确定方法。本发明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。在本公开中，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。而在本公开中，计算机可读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，该计算机可读信号介质可以发送、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：电线、光缆、RF(射频)等等，或者上述的任意合适的组合。
在一些实施方式中，客户端、服务器可以利用诸如HTTP(HyperText TransferProtocol，超文本传输协议)之类的任何当前已知或未来研发的网络协议进行通信，并且可以与任意形式或介质的数字数据通信(例如，通信网络)互连。通信网络的示例包括局域网(“LAN”)，广域网(“WAN”)，网际网(例如，互联网)以及端对端网络(例如，ad hoc端对端网络)，以及任何当前已知或未来研发的网络。
上述计算机可读介质可以是上述电子设备中所包含的；也可以是单独存在，而未装配入该电子设备中。
上述计算机可读介质承载有一个或者多个程序，当上述一个或者多个程序被该电子设备执行时，使得该电子设备：获取航天器的主任务目标方向，确定与主任务目标方向相同的第一矢量对应的第一姿态四元数；获取航天器的副任务目标方向，确定与副任务目标方向之间夹角最小的第二矢量对应的第二姿态四元数；根据第一姿态四元数和第二姿态四元数确定航天器目标姿态。
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公开的操作的计算机程序代码，上述程序设计语言包括但不限于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连接到用户计算机，包括局域网(LAN)或广域网(WAN)，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，图示了按照本公开各种实施例的系统、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。
描述于本公开实施例中所涉及到的单元可以通过软件的方式实现，也可以通过硬件的方式来实现。其中，单元的名称在某种情况下并不构成对该单元本身的限定。
本文中以上描述的功能可以至少部分地由一个或多个硬件逻辑部件来执行。例如，非限制性地，可以使用的示范类型的硬件逻辑部件包括：现场可编程门阵列(FPGA)、专用集成电路(ASIC)、专用标准产品(ASSP)、片上系统(SOC)、复杂可编程逻辑设备(CPLD)等等。
在本公开的上下文中，机器可读介质可以是有形的介质，其可以包含或存储以供指令执行系统、装置或设备使用或与指令执行系统、装置或设备结合地使用的程序。机器可读介质可以是机器可读信号介质或机器可读储存介质。机器可读介质可以包括但不限于电子的、磁性的、光学的、电磁的、红外的、或半导体系统、装置或设备，或者上述内容的任何合适组合。机器可读存储介质的更具体示例会包括基于一个或多个线的电气连接、便携式计算机盘、硬盘、随机存取存储器(RAM)、只读存储器(ROM)、可擦除可编程只读存储器(EPROM或快闪存储器)、光纤、便捷式紧凑盘只读存储器(CD-ROM)、光学储存设备、磁储存设备、或上述内容的任何合适组合。
注意，上述仅为本发明的较佳实施例及所运用技术原理。本领域技术人员会理解，本发明不限于这里所述的特定实施例，对本领域技术人员来说能够进行各种明显的变化、重新调整和替代而不会脱离本发明的保护范围。因此，虽然通过以上实施例对本发明进行了较为详细的说明，但是本发明不仅仅限于以上实施例，在不脱离本发明构思的情况下，还可以包括更多其他等效实施例，而本发明的范围由所附的权利要求范围决定。
Claims (10)
1.一种航天器目标姿态的确定方法，其特征在于，包括：
获取航天器的主任务目标方向，确定与所述主任务目标方向相同的第一矢量对应的第一姿态四元数；
获取航天器的副任务目标方向，确定与所述副任务目标方向之间夹角最小的第二矢量对应的第二姿态四元数；
根据所述第一姿态四元数和第二姿态四元数确定所述航天器目标姿态。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，确定与所述主任务目标方向相同的第一矢量对应的第一姿态四元数，包括：
根据所述主任务目标方向和第一矢量确定使所述第一矢量指向所述主任务目标方向的第一旋转轴方向和第一旋转角；
通过给定的姿态信息确定公式，结合所述第一旋转轴方向和第一旋转角，确定所述第一姿态四元数。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，确定与所述副任务目标方向之间夹角最小的第二矢量对应的第二姿态四元数，包括：
将所述第一矢量作为所述第二矢量的第二旋转轴；
建立旋转坐标系，确定所述第二矢量在所述旋转坐标系下按照所述第二旋转轴旋转后的第三矢量；
构建所述副任务目标方向与第三矢量之间的关系模型，并通过所述关系模型确定使所述副任务目标方向与第三矢量之间的夹角值最小的第二旋转角；
通过给定的姿态信息确定公式，结合所述第二旋转角和第二旋转轴，确定所述第二姿态四元数。
4.根据权利要求3所述的方法，所述旋转坐标系的x轴方向为所述主任务目标方向，所述旋转坐标系的y轴位于所述第一矢量和第二矢量组成的平面内且垂直于x轴，所述旋转坐标系的x轴y轴和z轴满足右手定则。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，根据所述第一姿态四元数和第二姿态四元数确定所述航天器目标姿态，包括：
根据所述第一姿态四元数和第二姿态四元数确定目标姿态四元数；
根据所述目标姿态四元数确定所述航天器目标姿态对应的航天器本体坐标系的坐标轴指向。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，根据所述第一姿态四元数和第二姿态四元数确定所述航天器目标姿态之后，还包括：
根据所述航天器目标姿态调节航天器姿态控制执行机构的输出。
7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，根据所述航天器目标姿态调节航天器姿态控制执行机构的输出，包括：
获取航天器当前姿态；
确定所述航天器当前姿态和航天器目标姿态之间的姿态偏差；
根据所述姿态偏差调节航天器姿态控制执行机构的输出。
8.一种航天器目标姿态的确定装置，其特征在于，包括：
第一姿态四元数确定模块，用于获取航天器的主任务目标方向，确定与所述主任务目标方向相同的第一矢量对应的第一姿态四元数；
第二姿态四元数确定模块，用于获取航天器的副任务目标方向，确定与所述副任务目标方向之间夹角最小的第二矢量对应的第二姿态四元数；
航天器目标姿态确定模块，用于根据所述第一姿态四元数和第二姿态四元数确定所述航天器目标姿态。
9.一种计算机设备，其特征在于，所述计算机设备位于航天器上，包括：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权利要求1-7任一所述的航天器目标姿态的确定方法。
10.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，该程序被处理装置执行时实现如权利要求1-7中任一所述的航天器目标姿态的确定方法。
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