CN114036780A - 一种受天基测控约束的火箭姿态角设计方法 - Google Patents

一种受天基测控约束的火箭姿态角设计方法 Download PDF

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邹延兵
张昌涌
黎桪
李晓苏
汪潋
刘克龙
王志军
周一凡
王晓玮
尹世卿
骆信宇
冯刚
刘宏
胡驰
周军
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Abstract

本发明涉及一种受天基测控约束的火箭姿态角设计方法，包括以下步骤：S1、选取中继卫星，根据中继卫星与火箭的位置关系以及火箭姿态和天基相控阵天线在火箭上的位置关系，求出最优滚转角GAM以及天基相控阵天线指向夹角Jiajiao；S2、比较Jiajiao与天基相控阵天线波束角A0的大小关系：S3、比较出Jiajiao大于A0时，调整滚转角，调整后计算天基测控覆盖范围；S4、当天基测控覆盖范围满足要求时，则滚转角设计完成；当天基测控覆盖范围不满足要求时，则需更换中继卫星重新进行上述步骤S1至步骤S3的滚转角设计过程。本发明可避免使用STK软件调用弹道数据进行测控分析，求出最优滚转角和天基相控阵天线指向夹角，能够有效减少运算量，缩短设计周期，提高工作效率。

Description

一种受天基测控约束的火箭姿态角设计方法
技术领域
本发明涉及火箭弹道及天基测控技术领域，具体涉及一种受天基测控约束的火箭姿态角设计方法。
背景技术
天基测控是一种应用中继卫星进行航天器的跟踪及数据传输的技术。火箭飞行过程中，火箭到中继卫星的矢量与天基相控阵天线指向的夹角(简称天基相控阵天线指向夹角)在天基相控阵天线波束角范围内才能保证数据有效传输。但在实际飞行过程中，由于火箭的发射场不同、目标轨道不同、飞行过程中姿态角变化不同，导致对于同一型号的火箭由于其天基相控阵天线位置固定，天基相控阵天线并不能全程指向中继卫星，需要通过调整滚转角(侧滑角在火箭发动机工作期间会影响飞行轨迹，一般不用来优化测控方案)来优化弹道及测控方案。
对于天基相控阵天线与中继卫星的连接情况，一般需要使用STK软件进行分析，通过读入弹道数据并结合火箭与中继卫星的姿态关系人工判断给出相应的滚转角调整方案，保证火箭与中继卫星能保持数据的有效传输。但该方法存在的不足之处是：对于不同的发射任务，由于发射场、目标轨道倾角、飞行姿态角等的不同，测控方案均有变化，需要设计人员结合STK软件进行判断并给出相应的姿态角调整方案，耗时耗力，且设计周期较长。
针对现有的天基测控技术，需要一种火箭姿态角设计方法，能够针对不同的发射任务快速设计出最优的测控方案，以提高火箭测控方案的设计效率。
发明内容
为解决上述技术问题，本发明提出了一种受天基测控约束的火箭姿态角设计方法，能够根据火箭与中继卫星的相对位置并结合弹道自动优化出火箭飞行过程中满足天基测控约束的姿态角，从而满足天基测控去任务化需求。
本发明提供的技术方案具体为：
一种受天基测控约束的火箭姿态角设计方法，包括以下步骤：
S1、选取中继卫星，根据中继卫星与火箭的位置关系，以及火箭姿态和天基相控阵天线在火箭上的位置关系信息，求出最优滚转角GAM以及天基相控阵天线指向夹角Jiajiao(范围：0～180，单位：°)；
S2、比较Jiajiao与天基相控阵天线波束角A0的大小关系：
S3、当步骤S2比较出Jiajiao大于A0时，调整滚转角，调整后计算天基测控覆盖范围；
S4、当天基测控覆盖范围满足要求时，则当前设计的滚转角为受天基测控约束的最优滚转角；当天基测控覆盖范围不满足要求时，则当前选取的中继卫星无法满足测控需求，需更换中继卫星重新进行上述步骤S1至步骤S3的滚转角设计过程。
进一步地，所述步骤S1中：
根据卫星所在轨道经度即可得到中继卫星在发射坐标系内的位置矢量
Figure BDA0003395183050000021
再根据此刻火箭在发射坐标系内的位置矢量
Figure BDA0003395183050000022
将
Figure BDA0003395183050000023
通过坐标转换投影到导航坐标系，分别得到导航坐标系下卫星的位置矢量
Figure BDA0003395183050000024
和火箭的位置矢量
Figure BDA0003395183050000025
计算得到在导航坐标系内火箭到中继卫星的位置矢量
Figure BDA0003395183050000026
进而将位置矢量
Figure BDA0003395183050000027
通过坐标转换投影到弹体坐标系，得到
Figure BDA0003395183050000028
(RxDT，RyDT，RzDT)。
进一步地，所述弹体坐标系定义为：坐标原点位于火箭质心，OX1轴与箭体纵对称轴一致，指向头部方向，OY1轴垂直于OX1轴，位于火箭纵对称面内，指向上方，OZ1轴与OX1轴、OY1轴构成右手直角坐标系。
最优滚转角GAM即为火箭到中继卫星的矢量投影到箭体坐标系Y1OZ1平面后与天基相控阵天线指向的夹角；天基相控阵天线指向夹角Jiajiao为火箭到中继卫星的矢量与天基相控阵天线指向之间的夹角；
进一步地，所述步骤S1中：
天基相控阵天线一般位于火箭侧面，为便于说明，假定天基相控阵天线指向在弹体坐标系-OZ1轴方向。
计算得到
Figure BDA0003395183050000031
后，可直接求出
Figure BDA0003395183050000032
与天基天线指向方向的夹角Jiajiao：
Figure BDA0003395183050000033
位置矢量
Figure BDA0003395183050000034
在弹体坐标系Y1OZ1平面的投影与弹体坐标系-OZ1轴的夹角为最优滚转角GAM，其计算方法如下：
当RyDT为正时，GAM为正：
Figure BDA0003395183050000035
当RyDT为负时，GAM为负：
Figure BDA0003395183050000036
进一步地，所述步骤S2中，当Jiajiao不大于A0，说明满足天基测控需求，无需调整滚转角；当Jiajiao大于A0时，说明不满足天基测控需求，需要通过滚转角进行进一步调整。
进一步地，所述步骤S3中，调整滚转角方法为：
S31、首先计算火箭起飞后至火箭进入目标轨道各时刻的GAM，判断得到GAM绝对值的最大值|GAMmax|和最小值|GAMmin|；
S32、当|GAMmax|和|GAMmin|均小于100°时，继续判断：
a.当15°≤|GAMmax|≤30°时：判断|GAM|≥|GAMmax|/2时，记录该时刻T_GAM0，及滚转角GAM0＝GAMmax；
b.当|GAMmax|＞30°时：判断|GAM|≥|GAMmax|/4时，记录该时刻T_GAM0，及滚转角GAM0＝GAMmax/2；判断|GAM|≥|GAMmax|*3/4时，记录该时刻T_GAM1，及滚转角GAM1＝GAMmax。
当为序号a的情况时，在T_GAM0时刻将滚转角调整至GAM0，重新从火箭起飞开始，计算后续各时刻Jiajiao的大小；
当为序号b的情况时，在T_GAM0时刻将滚转角调整至GAM0，在T_GAM1时刻将滚转角调整至GAMtj1，之后重新从火箭起飞开始，计算后续各时刻Jiajiao的大小。
判断满足Jiajiao≤A0的测控弧段T_tj00～T_tj01、T_tj10～T_tj11、T_tj20～T_tj21……，选取测控弧段最长的一段T_tjx0～T_tjx1，由此得到天基测控覆盖范围；
S33、当|GAM|max和|GAM|min均大于100°时，则需在发射前将箭体滚转角调整为180°开展发射任务，或者在飞行过程中将滚转角调整180°以满足天基测控需求；然后在此基础上重新计算得到各时刻Jiajiao的大小。判断满足Jiajiao≤A0的测控弧段T_tj00～T_tj01、T_tj10～T_tj11、T_tj20～T_tj21……，选取测控弧段最长的一段T_tjx0～T_tjx1，由此得到天基测控覆盖范围。
进一步地，所述发射坐标系：坐标原点位于发射原点，OY轴取过发射点的铅垂线，向上为正，OX轴与OY轴垂直，指向理论射向，OZ轴与OX轴、OY轴构成右手直角坐标系。
进一步地，所述导航坐标系：导航坐标系在火箭点火瞬时与发射坐标系重合，点火后，坐标原点位置以发射时刻发射点的牵连速度移动，坐标轴OXd、OYd、OZd方向保持不变；所述的牵连速度是指惯性空间下发射点在发射时刻的速度，是发射点相对于地球中心的速度。
相比于现有技术，本发明具有如下有益效果：
本发明根据中继卫星与火箭的位置关系，以及火箭姿态和天基相控阵天线在火箭上的位置关系等信息求出最优滚转角和天基相控阵天线指向夹角，可避免使用STK软件调用弹道数据进行测控分析，能够有效减少运算量，缩短设计周期，提高工作效率。
本发明根据天基相控阵天线指向夹角是否满足测控需求并根据最优滚转角变化规律，自动设计出满足测控约束的火箭姿态角，从而减少人工设计过程。同时该设计方法可针对不同发射任务设计出满足天基测控约束的火箭姿态角，从而实现测控方案的去任务化设计，在一定程度上推动了弹箭载天基测控技术的发展。
附图说明
图1为本发明实施例的受天基测控约束的火箭姿态角设计流程图。
具体实施方式
下面结合实施例对本发明作进一步阐述。
本发明提出了一种受天基测控约束的火箭姿态角设计方法，能够根据火箭与中继卫星的相对位置并结合弹道自动优化出火箭飞行过程中满足天基测控约束的姿态角，从而满足天基测控去任务化需求。
如图1所示，一种受天基测控约束的火箭姿态角设计方法，主要包括以下步骤：
S1、选取中继卫星，根据中继卫星与火箭的位置关系，以及火箭姿态和天基相控阵天线在火箭上的位置关系信息，求出最优滚转角GAM和天基相控阵天线指向夹角Jiajiao(范围：0～180，单位：°)；
其中最优滚转角GAM为火箭到中继卫星的矢量投影到箭体坐标系Y1OZ1平面后与天基相控阵天线指向的夹角；天基相控阵天线指向夹角Jiajiao为火箭到中继卫星的矢量与天基相控阵天线指向的夹角；
具体的，本实施例的发射坐标系定义为：坐标原点位于发射原点，OY轴取过发射点的铅垂线，向上为正，OX轴与OY轴垂直，指向理论射向，OZ轴与OX轴、OY轴构成右手直角坐标系。
具体的，本实施例的弹体坐标系定义为：坐标原点位于火箭质心，OX1轴与箭体纵对称轴一致，指向头部方向，OY1轴垂直于OX1轴，位于火箭纵对称面内，指向上方，OZ1轴与OX1轴、OY1轴构成右手直角坐标系。
具体的，本实施例的导航坐标系定义为：导航坐标系在火箭点火瞬时与发射坐标系重合，点火后，坐标原点位置以发射时刻发射点的牵连速度移动，坐标轴OXd、OYd、OZd方向保持不变；所述的牵连速度是指惯性坐标系下发射点在发射时刻的速度，是发射点相对于地球中心的速度。
具体设计方法为：
首先根据卫星所在轨道经度即可得到中继卫星在发射坐标系内的位置矢量
Figure BDA0003395183050000061
(RxFS0104，RyFS0104，RzFS0104)，再根据此刻火箭在发射坐标系内的位置矢量
Figure BDA0003395183050000062
(RxFS、RyFS、RzFS)；将
Figure BDA0003395183050000063
通过坐标转换投影到导航坐标系，分别得到导航坐标系下卫星的位置矢量
Figure BDA0003395183050000064
(RxDH0104，RyDH0104，RzDH0104)和火箭的位置矢量
Figure BDA0003395183050000065
(RxDH、RyDH、RzDH)；
计算得到在导航坐标系内火箭到中继卫星的位置矢量
Figure BDA0003395183050000066
(RxDH0104-RxDH，RyDH0104-RyDH，RzDH0104-RzDH)，进而将位置矢量
Figure BDA0003395183050000067
通过坐标转换投影到弹体坐标系，得到
Figure BDA0003395183050000068
(RxDT，RyDT，RzDT)。
天基相控阵天线一般位于火箭侧面，为便于说明，假定天基相控阵天线指向在弹体坐标系-OZ1轴方向。
计算得到
Figure BDA0003395183050000069
后，可直接求出
Figure BDA00033951830500000610
与天基天线指向方向的夹角Jiajiao：
Figure BDA00033951830500000611
位置矢量
Figure BDA00033951830500000612
在弹体坐标系Y1OZ1平面的投影与弹体坐标系-OZ1轴的夹角为最优滚转角GAM，其计算方法如下：
当RyDT为正时，GAM为正：
Figure BDA00033951830500000613
当RyDT为负时，GAM为负：
Figure BDA0003395183050000071
S2、比较Jiajiao与天基相控阵天线波束角A0的大小关系：
当Jiajiao不大于A0，说明满足天基测控需求，无需调整滚转角；当Jiajiao大于A0时，说明不满足天基测控需求，需要通过滚转角进行进一步调整。
S3、当步骤S2比较出Jiajiao大于A0时，调整滚转角，调整后计算天基测控覆盖范围；
调整滚转角方法为：
S31、首先计算火箭起飞后至火箭进入目标轨道各时刻的GAM，判断得到GAM绝对值的最大值|GAMmax|和最小值|GAMmin|；
S32、当|GAMmax|和|GAMmin|均小于100°时，继续判断：
a.当15°≤|GAMmax|≤30°时：判断|GAM|≥|GAMmax|/2时，记录该时刻T_GAM0，及滚转角GAM0＝GAMmax；
b.当|GAMmax|＞30°时：判断|GAM|≥|GAMmax|/4时，记录该时刻T_GAM0及GAM0＝GAMmax/2；判断|GAM|≥|GAMmax|*3/4时，记录该时刻T_GAM1，及滚转角GAM1＝GAMmax。
当为序号a的情况时，在T_GAM0时刻将滚转角调整至GAM0，再重新从火箭起飞开始，计算后续各时刻Jiajiao的大小；
当为序号b的情况时，在T_GAM0时刻将滚转角调整至GAM0，在T_GAM1时刻将滚转角调整至GAMtj1，之后重新从火箭起飞开始，计算后续各时刻Jiajiao的大小；
判断满足Jiajiao≤A0的测控弧段T_tj00～T_tj01、T_tj10～T_tj11、T_tj20～T_tj21……，选取测控弧段最长的一段T_tjx0～T_tjx1，由此得到天基测控覆盖范围；
S33、当|GAM|max和|GAM|min均大于100°时，则需在发射前将箭体滚转角调整为180°开展发射任务，或者在飞行过程中将滚转角调整180°以满足天基测控需求；然后在此基础上重新计算得到各时刻Jiajiao的大小。判断满足Jiajiao≤A0的测控弧段T_tj00～T_tj01、T_tj10～T_tj11、T_tj20～T_tj21……，选取测控弧段最长的一段T_tjx0～T_tjx1，由此得到天基测控覆盖范围。
S4、当天基测控覆盖范围满足要求时，则当前设计的滚转角为受天基测控约束的最优滚转角；火箭根据此滚转角调整方案进行飞行，则能满足天基测控约束。
当天基测控覆盖范围不满足要求时，则当前选取的中继卫星无法满足测控需求，需更换中继卫星重新进行上述步骤S1至步骤S3的滚转角设计过程，直到计算得到的天基测控覆盖范围满足要求。

Claims (8)

1.一种受天基测控约束的火箭姿态角设计方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1、选取中继卫星，根据中继卫星与火箭的位置关系，以及火箭姿态和天基相控阵天线在火箭上的位置关系信息求出最优滚转角GAM以及天基相控阵天线指向夹角Jiajiao；
S2、比较Jiajiao与天基相控阵天线波束角A0的大小关系：
S3、当步骤S2比较出Jiajiao大于A0时，调整滚转角，调整后计算天基测控覆盖范围；
S4、当天基测控覆盖范围满足要求时，则当前设计的滚转角为受天基测控约束的最优滚转角；当天基测控覆盖范围不满足要求时，则当前选取的中继卫星无法满足测控需求，需更换中继卫星重新进行上述步骤S1至步骤S3的滚转角设计过程。
2.根据权利要求1所述的一种受天基测控约束的火箭姿态角设计方法，其特征在于，所述步骤S1中：
根据卫星所在轨道经度即可得到中继卫星在发射坐标系内的位置矢量
Figure FDA0003395183040000011
再根据此刻火箭在发射坐标系内的位置矢量
Figure FDA0003395183040000012
将
Figure FDA0003395183040000013
通过坐标转换投影到导航坐标系，分别得到导航坐标系下卫星的位置矢量
Figure FDA0003395183040000014
和火箭的位置矢量
Figure FDA0003395183040000015
计算得到在导航坐标系内火箭到中继卫星的位置矢量
Figure FDA0003395183040000016
进而将位置矢量
Figure FDA0003395183040000017
通过坐标转换投影到弹体坐标系，得到
Figure FDA0003395183040000018
(RxDT，RyDT，RzDT)。
3.根据权利要求2所述的一种受天基测控约束的火箭姿态角设计方法，其特征在于，所述弹体坐标系定义为：坐标原点位于火箭质心，OX1轴与箭体纵对称轴一致，指向头部方向，OY1轴垂直于OX1轴，位于火箭纵对称面内，指向上方，OZ1轴与OX1轴、OY1轴构成右手直角坐标系。
最优滚转角GAM即为火箭到中继卫星的矢量
Figure FDA0003395183040000021
投影到箭体坐标系Y1OZ1平面后与天基相控阵天线指向的夹角；天基相控阵天线指向夹角Jiajiao为火箭到中继卫星的矢量与天基相控阵天线指向之间的夹角。
4.根据权利要求3所述的一种受天基测控约束的火箭姿态角设计方法，其特征在于，所述步骤S1中：
计算得到
Figure FDA0003395183040000022
后，当天基天线指向在弹体坐标系-OZ1轴方向，可直接求出
Figure FDA0003395183040000023
与弹体坐标系-OZ1轴的夹角Jiajiao：
Figure FDA0003395183040000024
所述最优滚转角GAM计算方法如下：
当RyDT为正时，GAM为正：
Figure FDA0003395183040000025
当RyDT为负时，GAM为负：
Figure FDA0003395183040000026
5.根据权利要求1所述的一种受天基测控约束的火箭姿态角设计方法，其特征在于，所述步骤S2中，当Jiajiao不大于A0，说明满足天基测控需求，无需调整滚转角；当Jiajiao大于A0时，说明不满足天基测控需求，需要通过滚转角进行进一步调整。
6.根据权利要求1所述的一种受天基测控约束的火箭姿态角设计方法，其特征在于，所述步骤S3中，调整滚转角方法为：
S31、首先计算火箭起飞后至火箭进入目标轨道各时刻的GAM，判断得到GAM绝对值的最大值|GAMmax|和最小值|GAMmin|；
S32、当|GAMmax|和|GAMmin|均小于100°时，继续判断：
a.当15°≤|GAMmax|≤30°时：判断|GAM|≥|GAMmax|/2时，记录该时刻T_GAM0，及滚转角GAM0＝GAMmax；
b.当|GAMmax|＞30°时：判断|GAM|≥|GAMmax|/4时，记录该时刻T_GAM0 及滚转角GAM0＝GAMmax/2；判断|GAM|≥|GAMmax|*3/4时，记录该时刻T_GAM1，及滚转角GAM1＝GAMmax。
当为序号a的情况时，在T_GAM0时刻将滚转角调整至GAM0，重新从火箭起飞开始，计算后续各时刻Jiajiao的大小；
当为序号b的情况时，在T_GAM0时刻将滚转角调整至GAM0，在T_GAM1时刻将滚转角调整至GAMtj1，之后重新从火箭起飞开始，计算后续各时刻Jiajiao的大小。
判断满足Jiajiao≤A0的测控弧段T_tj00～T_tj01、T_tj10～T_tj11、T_tj20～T_tj21……，选取测控弧段最长的一段T_tjx0～T_tjx1，由此得到天基测控覆盖范围；
S33、当|GAM|max和|GAM|min均大于100°时，则需在发射前将箭体滚转角调整为180°开展发射任务，或者在飞行过程中将滚转角调整180°以满足天基测控需求；然后在此基础上重新计算得到各时刻Jiajiao的大小。判断满足Jiajiao≤A0的测控弧段T_tj00～T_tj01、T_tj10～T_tj11、T_tj20～T_tj21……，选取测控弧段最长的一段T_tjx0～T_tjx1，由此得到天基测控覆盖范围。
7.根据权利要求2所述的一种受天基测控约束的火箭姿态角设计方法，其特征在于，所述发射坐标系定义为：坐标原点位于发射原点，OY轴取过发射点的铅垂线，向上为正，OX轴与OY轴垂直，指向理论射向，OZ轴与OX轴、OY轴构成右手直角坐标系。
8.根据权利要求2所述的一种受天基测控约束的火箭姿态角设计方法，其特征在于，所述导航坐标系定义为：导航坐标系在火箭点火瞬时与发射坐标系重合，点火后，坐标原点位置以发射时刻发射点的牵连速度移动，坐标轴OXd、OYd、OZd方向保持不变。
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