CN116009596A - 一种姿态角的计算方法、装置、介质、以及电子设备 - Google Patents

Abstract

本申请涉及航天技术领域，具体而言，涉及一种姿态角的计算方法、装置、介质、以及电子设备，所述方法包括：所述方法包括：构建目标坐标系，确定所述目标坐标系和地心坐标系之间的第一转换矩阵；获取目标过程前后箭体坐标系和所述目标坐标系之间的第二转换矩阵，基于所述第二转换矩阵计算所述目标过程前后所述箭体坐标系和所述目标坐标系之间的目标欧拉角；基于所述目标欧拉角，确定所述目标过程中所述箭体坐标系和所述目标坐标系的第三转换矩阵；计算所述目标过程中所述箭体坐标系和导航坐标系之间的第四转换矩阵，确定所述导航坐标系中的火箭姿态角。本申请提供的技术方案能够准确计算火箭在调姿过程中的飞行姿态角变化。

Description

一种姿态角的计算方法、装置、介质、以及电子设备

技术领域

本申请涉及航天技术领域，具体而言，涉及一种姿态角的计算方法、装置、介质、以及电子设备。

背景技术

目前，由于适配器设计以及星箭分离方式等原因，星箭分离前到星箭分离时火箭姿态可能需要作较大调整，标准弹道计算往往将调姿过程省略，能给出星箭分离前后、满足天基测控需求的姿态角信息。而实际的调姿过程需要时间，在这段时间内只要调姿前后满足标准弹道给出的首尾姿态角约束即可，而三个姿态角具体变化规律其实存在无数种，实际操作需要事先确定姿态角的变化历程同时还要保证天基测控条件。尤其是在某些姿态角变化较大的情况下，从天基天线对中继卫星的视线角的变化可能严重偏离线性，并有可能出现中继星处于天基天线视野之外的情况。

基于此，本领域技术人员急需一种姿态角的计算方法，能够准确计算火箭在调姿过程中的飞行姿态角变化。

发明内容

本申请的实施例提供了一种姿态角的计算方法，进而至少在一定程度上能够准确计算火箭在调姿过程中的飞行姿态角变化。

本申请的其他特性和优点将通过下面的详细描述变得显然，或部分地通过本申请的实践而习得。

根据本申请实施例的一个方面，提供了一种姿态角的计算方法，所述方法包括：构建目标坐标系，确定所述目标坐标系和地心坐标系之间的第一转换矩阵；获取目标过程前后箭体坐标系和所述目标坐标系之间的第二转换矩阵，基于所述第二转换矩阵计算所述目标过程前后所述箭体坐标系和所述目标坐标系之间的目标欧拉角；基于所述目标欧拉角，确定所述目标过程中所述箭体坐标系和所述目标坐标系的第三转换矩阵；计算所述目标过程中所述箭体坐标系和导航坐标系之间的第四转换矩阵，确定所述导航坐标系中的火箭姿态角。

在本申请的一些实施例中，所述构建目标坐标系，包括：获取箭体-中继星连线矢量，基于所述箭体-中继星连线矢量确定目标坐标系的y轴；根据地心坐标系确定所述目标坐标系的x轴，按照右手定则确定所述目标坐标系的z轴，以构建所述目标坐标系。

在本申请的一些实施例中，基于前述方案，所述确定所述目标坐标系和地心坐标系之间的第一转换矩阵，包括：根据所述箭体-中继星连线矢量在所述地心坐标系内的分量，确定所述目标坐标系和地心坐标系之间的第一转换矩阵。

在本申请的一些实施例中，所述目标过程为火箭调姿过程。

在本申请的一些实施例中，基于前述方案，所述基于所述目标欧拉角，确定所述目标过程中所述箭体坐标系和所述目标坐标系的第三转换矩阵，包括：基于所述目标欧拉角，确定所述目标过程中所述箭体坐标系和所述目标坐标系的目标欧拉角；基于所述目标欧拉角，确定所述目标过程中所述箭体坐标系和所述目标坐标系的第三转换矩阵。

在本申请的一些实施例中，基于前述方案，所述计算所述目标过程中所述箭体坐标系和导航坐标系之间的第四转换矩阵，包括：获取所述地心坐标系和发射坐标系之间的第五转换矩阵；获取所述发射坐标系和导航坐标系之间的第六转换矩阵；基于所述第一转换矩阵、所述第三转换矩阵、所述第五转换矩阵、以及所述第六转换矩阵，计算所述目标过程中所述箭体坐标系和导航坐标系之间的第四转换矩阵。

在本申请的一些实施例中，基于前述方案，所述确定所述导航坐标系中的火箭姿态角，包括：根据所述第四转换矩阵，确定所述导航坐标系中的火箭俯仰角、火箭偏航角、以及火箭滚动角。

根据本申请实施例的一个方面，提供了一种姿态角计算装置，所述装置包括：构建单元，被用于构建目标坐标系，确定所述目标坐标系和地心坐标系之间的第一转换矩阵；获取单元，被用于获取目标过程前后箭体坐标系和所述目标坐标系之间的第二转换矩阵，基于所述第二转换矩阵计算所述目标过程前后所述箭体坐标系和所述目标坐标系之间的目标欧拉角；确定单元，被用于基于所述目标欧拉角，确定所述目标过程中所述箭体坐标系和所述目标坐标系的第三转换矩阵；计算单元，被用于计算所述目标过程中所述箭体坐标系和导航坐标系之间的第四转换矩阵，确定所述导航坐标系中的火箭姿态角。

根据本申请实施例的一个方面，提供了一种计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机可读存储介质中存储有至少一条程序代码，所述至少一条程序代码由处理器加载并执行以实现如所述的姿态角的计算方法所执行的操作。

根据本申请实施例的一个方面，提供了一种计算机设备，其特征在于，所述计算机设备包括一个或多个处理器和一个或多个存储器，所述一个或多个存储器中存储有至少一条程序代码，所述至少一条程序代码由所述一个或多个处理器加载并执行以实现如所述的姿态角的计算方法所执行的操作

基于上述方案，本申请至少具备以下优点或进步之处：

在本申请的一些实施例所提供的技术方案中，通过构建目标坐标系，确定所述目标坐标系和地心坐标系之间的第一转换矩阵；再获取目标坐标系和其余坐标系在目标过程前后的转换矩阵；最后计算所述目标过程中所述箭体坐标系和导航坐标系之间的第四转换矩阵，进而确定所述导航坐标系中的火箭姿态角。在本申请中，在构建独创的目标坐标系后，可以确定目标坐标系以及其余坐标系目标过程前后的转换矩阵，进而确定在目标过程中的转换矩阵，最终可以确定目标过程中的火箭姿态角，为后续火箭飞行姿态调整提供合适的参考数据。

应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性和解释性的，并不能限制本申请。

附图说明

此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本申请的实施例，并与说明书一起用于解释本申请的原理。

显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，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。

在附图中：

图1示出了根据本申请一个实施例的姿态角的计算方法的流程图；

图2示出了根据本申请一个实施例的姿态角的计算方法的流程图；

图3示出了根据本申请一个实施例的姿态角的计算方法的流程图；

图4示出了根据本申请的一个实施例中的火箭控制装置的结构简图；

图5示出了根据本申请一个实施例的导航坐标系姿态角线性过渡曲线简图；

图6示出了根据本申请一个实施例的天基天线视角η变化情况简图；

图7示出了根据本申请一个实施例的导航坐标系姿态角线性过渡曲线对比简图；

图8示出了根据本申请一个实施例的天基天线视角η变化情况对比简图；

图9示出了根据本申请的一个实施例的姿态角计算装置结构简图；

图10示出了适于用来实现本申请实施例的电子设备的计算机系统的结构示意图。

具体实施方式

现在将参考附图更全面地描述示例实施方式。然而，示例实施方式能够以多种形式实施，且不应被理解为限于在此阐述的范例；相反，提供这些实施方式使得本申请将更加全面和完整，并将示例实施方式的构思全面地传达给本领域的技术人员。

此外，所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施例中。在下面的描述中，提供许多具体细节从而给出对本申请的实施例的充分理解。然而，本领域技术人员将意识到，可以实践本申请的技术方案而没有特定细节中的一个或更多，或者可以采用其它的方法、组元、装置、步骤等。在其它情况下，不详细示出或描述公知方法、装置、实现或者操作以避免模糊本申请的各方面。

附图中所示的方框图仅仅是功能实体，不一定必须与物理上独立的实体相对应。即，可以采用软件形式来实现这些功能实体，或在一个或多个硬件模块或集成电路中实现这些功能实体，或在不同网络和/或处理器装置和/或微控制器装置中实现这些功能实体。

附图中所示的流程图仅是示例性说明，不是必须包括所有的内容和操作/步骤，也不是必须按所描述的顺序执行。例如，有的操作/步骤还可以分解，而有的操作/步骤可以合并或部分合并，因此实际执行的顺序有可能根据实际情况改变。

需要说明的是：在本文中提及的“多个”是指两个或两个以上。“和/或”描述关联对象的关联关系，表示可以存在三种关系，例如，A和/或B可以表示：单独存在A，同时存在A和B，单独存在B这三种情况。字符“/”一般表示前后关联对象是一种“或”的关系。

以下对本申请实施例的技术方案的实现细节进行详细阐述：

请参阅图1。

图1示出了根据本申请一个实施例的姿态角的计算方法的流程图，如图1所示，所述方法可以包括步骤S101-S104：

步骤S101，构建目标坐标系，确定所述目标坐标系和地心坐标系之间的第一转换矩阵。

步骤S102，获取目标过程前后箭体坐标系和所述目标坐标系之间的第二转换矩阵，基于所述第二转换矩阵计算所述目标过程前后所述箭体坐标系和所述目标坐标系之间的目标欧拉角。

步骤S103，基于所述目标欧拉角，确定所述目标过程中所述箭体坐标系和所述目标坐标系的第三转换矩阵。

步骤S104，计算所述目标过程中所述箭体坐标系和导航坐标系之间的第四转换矩阵，确定所述导航坐标系中的火箭姿态角。

在本申请的一些实施例所提供的技术方案中，通过构建目标坐标系，确定所述目标坐标系和地心坐标系之间的第一转换矩阵；再获取目标坐标系和其余坐标系在目标过程前后的转换矩阵；最后计算所述目标过程中所述箭体坐标系和导航坐标系之间的第四转换矩阵，进而确定所述导航坐标系中的火箭姿态角。在本申请中，在构建独创的目标坐标系后，可以确定目标坐标系以及其余坐标系目标过程前后的转换矩阵，进而确定在目标过程中的转换矩阵，最终可以确定目标过程中的火箭姿态角，为后续火箭飞行姿态调整提供合适的参考数据。

请参阅图2，图2示出了根据本申请一个实施例的姿态角的计算方法的流程图，如图2所示，所述构建目标坐标系的方法可以包括步骤S201-S202：

步骤S201，获取箭体-中继星连线矢量，基于所述箭体-中继星连线矢量确定目标坐标系的y轴。

步骤S202，根据地心坐标系确定所述目标坐标系的x轴，按照右手定则确定所述目标坐标系的z轴，以构建所述目标坐标系。

在本申请中，所述目标过程可以为火箭调姿过程，为解决火箭调姿过程的设计、同时降低对STK软件的依赖，可以考虑将天基测控天线视线角η的变化规律事先指定，然后反求箭体姿态角变化。

在本申请中，可以假设调姿前后，滚动角都已调整到最优滚动角，即箭体-中继星连线矢量R在箭体坐标系内YOZ平面方位角和天基天线指向方位角azR₀一致。矢量R{R_x,R_y,R_z}在箭体坐标系内的方向可由方位角az和与箭体坐标系X轴间的夹角eta确定，定义式可以如下:

az＝atan2(R_z,R_y)＝azR₀

eta＝acos(R_x/‖R‖)

在本申请中，火箭调姿过程前后的eta可由标准弹道给出，为求火箭调姿过程需要预先设计eta。本申请可以假设天基天线视线方向(即天线视线角η＝0的方向)处于箭体坐标系的YOZ平面内。当火箭滚动角调整到最优后，容易证明上述eta角的变化与天线视线角η的变化正好互补。

在本申请中，可以考虑eta角在火箭调姿过程中作线性变化，由于互补关系，则天线视线角η也一定是线性变化，因此本申请同样可以将视线角η视为作线性变化，若采用其它的变化规律可以在保证首尾约束的前提下自行设定。

接下来需要引入一个独创坐标系，该坐标系可以方便的将箭体坐标系与地心坐标系联系起来，同时可以方便的描述箭体-中继卫星连线矢量。

在本申请中，目标坐标系的Y轴而已指向箭体-中继星连线矢量，X轴处于地心坐标系XOY平面内，Z轴与X、Y轴垂直且遵循右手定则，且Z轴总位于地心坐标系的XOY平面上半部分。则从地心坐标系到目标坐标系只需要旋转Z轴和X轴两步操作，矢量R在地心坐标系内的分量记为{R_x,R_y,R_z}，两坐标系之间只有两个欧拉角：矢量R在地心坐标系内XOY平面的方位角、矢量R相对地心坐标系XOY平面的高低角，分别记为_azE和_alt，定义式如下：

azE＝atan2(―R_x,R_y)

alt＝asin(R_z/‖R‖)

在本申请中，所述确定所述目标坐标系和地心坐标系之间的第一转换矩阵的方法可以包括：根据所述箭体-中继星连线矢量在所述地心坐标系内的分量，确定所述目标坐标系和地心坐标系之间的第一转换矩阵。则目标坐标系与地心直角系的转换完全由_azE和_alt确定。可以记目标坐标系到地心坐标系的第一转换矩阵为M₁。

其中A＝azE,B＝alt。

在本申请中，需要获取目标过程前后箭体坐标系和所述目标坐标系之间的第二转换矩阵，基于所述第二转换矩阵计算所述目标过程前后所述箭体坐标系和所述目标坐标系之间的目标欧拉角。

在本申请中，如果只知道矢量R在箭体坐标系内的指向(即已知az和eta)，并不能确定箭体的三个姿态角，因为满足eta的情况下，箭体X轴分布在以目标坐标系Y轴为中轴、半锥角为eta的圆锥面上，以锥面上任意母线为箭体X轴都能确定一个满足方位角az的箭体坐标系标架，为了确定具体母线，还需要知道另一个角度，这个角度定义为箭体坐标系X轴{X1_x,X1_y,X1_z}在目标坐标系内XOZ平面的方位角，记为σ，目标坐标系Y轴确定的情况下，只要知道这三个角度，就能唯一确定箭体坐标系标架在空间的指向，将此三个角稍作整理就能得到箭体坐标系与目标坐标系的转换关系，按2-3-1顺序可定义箭体在目标坐标系内的三个姿态角：方位角σ、仰角θ、滚转角γ₀，定义式可以如下：

σ＝atan2(―X1_z,X1_x)

γ₀＝―az＝―azR₀

则目标过程前后箭体坐标系和所述目标坐标系之间的第二转换矩阵可以记为M₂，用以上三个欧拉角表示M₂为：

对于调姿起始和结束点，可经由箭体坐标系-导航坐标系-发射坐标系-地心坐标系-目标坐标系，得到箭体坐标系到目标坐标系的第二转换矩阵

从而求得调姿前后的目标欧拉角σ

其中，目标坐标系到地心坐标系的第一转换矩阵为M₁，目标过程前后箭体坐标系和所述目标坐标系之间的第二转换矩阵为M₂，所述地心坐标系和发射坐标系之间的第五转换矩阵为M₃，所述发射坐标系和导航坐标系之间的第六转换矩阵为M₄，所述目标过程中所述箭体坐标系和导航坐标系之间的第四转换矩阵为M₀。

接下来将列出本申请中的所有转换矩阵(M₁和M₂见前文)：

所述目标过程中所述箭体坐标系和导航坐标系之间的第四转换矩阵记为M₀，矩阵中

为俯仰角，ψ为偏航角，γ为滚动角。

所述地心坐标系和发射坐标系之间的第五转换矩阵可以记为M₃，矩阵中L为发射点地理经度，B为发射点地理纬度，A为射向角。

所述发射坐标系和导航坐标系之间的第六转换矩阵可以记为M₄，

矩阵中的各参数展开如下：

cw＝1―cosωt

sw＝sinωt

ωx＝cosBcosA

ωy＝sinB

ωz＝―cosBsinA

其中ω代表地球自转角速率，t代表距离火箭点火的时间长度，B代表发射点纬度，A代表射向角。

在本申请中，各矩阵带上标“T”表示逆向转换矩阵，即各自的转置矩阵。

请参阅图3，图3示出了根据本申请一个实施例的姿态角的计算方法的流程图，如图3所示，所述基于所述目标欧拉角，确定所述目标过程中所述箭体坐标系和所述目标坐标系的第三转换矩阵的方法可以包括步骤S301-S302：

步骤S301，基于所述目标欧拉角，确定所述目标过程中所述箭体坐标系和所述目标坐标系的目标欧拉角。

步骤S302，基于所述目标欧拉角，确定所述目标过程中所述箭体坐标系和所述目标坐标系的第三转换矩阵。

在本申请中，由于目标欧拉角是火箭调姿过程前后的姿态角，因此是已知的，而火箭调姿过程中的目标欧拉角变化过程是未知的，因此可以先设定火箭调姿过程中的目标欧拉角变化过程为线性过程，考虑让目标欧拉角σ和eta一样线性变化，则变化过程中的目标欧拉角σ确定，仰角θ、滚转角γ₀也是已知量，从而再经由箭体坐标系-导航坐标系-发射坐标系-地心坐标系-目标坐标系，确定所述目标过程中所述箭体坐标系和所述目标坐标系的第三转换矩阵M₆。

中，第三转换矩阵M₆和第二转换矩阵M₂形式接近，只是涉及目标欧拉角σ的参数变化不为定值，为线性变化曲线。

需要指出的是：eta为矢量R与箭体坐标系X轴的夹角，并不是R与天基天线指向的夹角，由于在调姿过程中，滚动角始终为最优滚动角，已确保了箭体系内的R矢量方位角与天基天线方位角一致，即R矢量、天基天线指向矢量、箭体X轴都在同一平面内，则当eta线性变化时，天基天线视线角η一定也是线性变化。

另外需要指出的是：即使火箭调姿过程前后的姿态角确定、天线视角η变化规律确定，可以选择的调姿过程依然有无数种，本申请只是将目标欧拉角σ设计成线性变化的方式，也可以尝试使用其它方式，只要调姿前后的目标欧拉角σ满足约束条件，这样得到的调姿曲线会有变化，但天线视角η仍然是线性变化。

其

请参阅图4，图4示出了根据本申请一个实施例的姿态角的计算方法的流程图，如图4所示，所述计算所述目标过程中所述箭体坐标系和导航坐标系之间的第四转换矩阵的方法可以包括步骤S401-S403：

步骤S401，获取所述地心坐标系和发射坐标系之间的第五转换矩阵。

步骤S402，获取所述发射坐标系和导航坐标系之间的第六转换矩阵。

步骤S403，基于所述第一转换矩阵、所述第三转换矩阵、所述第五转换矩阵、以及所述第六转换矩阵，计算所述目标过程中所述箭体坐标系和导航坐标系之间的第四转换矩阵。

在本申请中，可以再经由箭体坐标系-目标坐标系-地心坐标系-发射坐标系-导航坐标系，基于所述第一转换矩阵、所述第三转换矩阵、所述第五转换矩阵、以及所述第六转换矩阵，计算所述目标过程中所述箭体坐标系和导航坐标系之间的第四转换矩阵M₀(M₀＝M₄M₃M₁M₆)。

在本申请中，所述确定所述导航坐标系中的火箭姿态角的方法可以包括：根据所述第四转换矩阵，确定所述导航坐标系中的火箭俯仰角

火箭偏航角ψ、以及火箭滚动角γ。

在本申请中，可以根据第四转换矩阵M₀求取火箭俯仰角、火箭偏航角、以及火箭滚动角，例如：

sinψ＝M₀(3,1)

为了使本领域技术人员可以更深入理解本申请，接下来将结合完整实施例进行说明。

针对某次任务弹道进行天基测控姿态角设计，某型号的天基天线视线角最大值为60°，即天线与中继卫星的连线和天基天线视线的夹角大于60°有可能断连，关注点主要集中于末级关机到星箭分离这30s内，即本申请的目标过程。

标准弹道给出末级关机点和末级关机后30s星箭分离点的导航系姿态角(字母符号下标“1”表示起始点状态，下标“2”表示末点状态)：

ψ₁＝―7.3°、γ₁＝86.5°；

ψ₂＝―4.3°、γ₂＝―24.1°，滚动角都调整至最优滚动角。

由两组姿态角信息可以得到箭体在So系内的偏角σ、矢量R与箭体坐标系X轴的夹角eta，分别为：σ₁＝118°、eta₁＝66.1°；σ₂＝―4.7°、eta₂＝36.2°。

请参阅图5和图6，图5示出了根据本申请一个实施例的导航坐标系姿态角线性过渡曲线简图，图6示出了根据本申请一个实施例的天基天线视角η变化情况简图。如图5所示，L1为火箭偏航角，L2为火箭滚动角，L3为火箭俯仰角。此时，如图6所示，对应的天基天线视角η如L4进行变化，天基天线视角并不是线性变化，并且有一段时间视角大于60°，会超出天基天线的控制范围。

请参阅图7和图8，图7示出了根据本申请一个实施例的导航坐标系姿态角线性过渡曲线对比简图，图8示出了根据本申请一个实施例的天基天线视角η变化情况对比简图，根据调姿前后的σ和eta，重新设计线性过渡的变化规律，反求导航系姿态角，并与线性过渡的情况进行对比，结果如下：由图7、图8可见，若要求天线视线角η线性变化，导航系姿态角则不会线性变化。同时图8也验证了本申请所述反求姿态角方法的正确性。

接下来将结合附图，对本申请的一个装置实施例进行说明。

请参阅图9。

图9示出了根据本申请的一个实施例的姿态角计算装置结构简图，所述装置900可以包括：构建单元901、获取单元902、确定单元903、计算单元904。

其中，构建单元901，可以被用于构建目标坐标系，确定所述目标坐标系和地心坐标系之间的第一转换矩阵；获取单元902可以被用于获取目标过程前后箭体坐标系和所述目标坐标系之间的第二转换矩阵，基于所述第二转换矩阵计算所述目标过程前后所述箭体坐标系和所述目标坐标系之间的目标欧拉角；确定单元903，被用于基于所述目标欧拉角，确定所述目标过程中所述箭体坐标系和所述目标坐标系的第三转换矩阵；计算单元904，被用于计算所述目标过程中所述箭体坐标系和导航坐标系之间的第四转换矩阵，确定所述导航坐标系中的火箭姿态角

接下来请参阅图10。

图10示出了适于用来实现本申请实施例的电子设备的计算机系统的结构示意图。

需要说明的是，图10示出的电子设备的计算机系统1000仅是一个示例，不应对本申请实施例的功能和使用范围带来任何限制。

如图10所示，计算机系统1000包括中央处理单元(Central Processing Unit，CPU)1001，其可以根据存储在只读存储器(Read-Only Memory，ROM)1002中的程序或者从储存部分1008加载到随机访问存储器(Random Access Memory，RAM)1003中的程序而执行各种适当的动作和处理，例如执行上述实施例中所述的方法。在RAM 1003中，还存储有系统操作所需的各种程序和数据。CPU1001、ROM 1002以及RAM 1003通过总线1004彼此相连。输入/输出(Input/Output，I/O)接口1005也连接至总线1004。

以下部件连接至I/O接口1005：包括键盘、鼠标等的输入部分1006；包括诸如阴极射线管(Cathode Ray Tube，CRT)、液晶显示器(Liquid Crystal Display，LCD)等以及扬声器等的输出部分1007；包括硬盘等的储存部分1008；以及包括诸如LAN(Local AreaNetwork，局域网)卡、调制解调器等的网络接口卡的通信部分1009。通信部分1009经由诸如因特网的网络执行通信处理。驱动器1010也根据需要连接至I/O接口1005。可拆卸介质1011，诸如磁盘、光盘、磁光盘、半导体存储器等等，根据需要安装在驱动器1010上，以便于从其上读出的计算机程序根据需要被安装入储存部分1008。

特别地，根据本申请的实施例，上文参考流程图描述的过程可以被实现为计算机软件程序。例如，本申请的实施例包括一种计算机程序产品，其包括承载在计算机可读介质上的计算机程序，该计算机程序包含用于执行流程图所示的方法的程序代码。在这样的实施例中，该计算机程序可以通过通信部分1009从网络上被下载和安装，和/或从可拆卸介质1011被安装。在该计算机程序被中央处理单元(CPU)1001执行时，执行本申请的系统中限定的各种功能。

需要说明的是，本申请实施例所示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(Erasable Programmable Read Only Memory，EPROM)、闪存、光纤、便携式紧凑磁盘只读存储器(Compact Disc Read-Only Memory，CD-ROM)、光存储器件、磁存储器件、或者上述的任意合适的组合。在本申请中，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。而在本申请中，计算机可读的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。计算机可读的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：无线、有线等等，或者上述的任意合适的组合。

附图中的流程图和框图，图示了按照本申请各种实施例的系统、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。其中，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，上述模块、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，框图或流程图中的每个方框、以及框图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。

描述于本申请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，所描述的单元也可以设置在处理器中。其中，这些单元的名称在某种情况下并不构成对该单元本身的限定。

作为另一方面，本申请还提供了一种计算机程序产品或计算机程序，该计算机程序产品或计算机程序包括计算机指令，该计算机指令存储在计算机可读存储介质中。计算机设备的处理器从计算机可读存储介质读取该计算机指令，处理器执行该计算机指令，使得该计算机设备执行上述实施例中所述的姿态角的计算方法。

作为另一方面，本申请还提供了一种计算机可读介质，该计算机可读介质可以是上述实施例中描述的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一个该电子设备执行时，使得该电子设备实现上述实施例中所述的姿态角的计算方法。

应当注意，尽管在上文详细描述中提及了用于动作执行的设备的若干模块或者单元，但是这种划分并非强制性的。实际上，根据本申请的实施方式，上文描述的两个或更多模块或者单元的特征和功能可以在一个模块或者单元中具体化。反之，上文描述的一个模块或者单元的特征和功能可以进一步划分为由多个模块或者单元来具体化。

通过以上的实施方式的描述，本领域的技术人员易于理解，这里描述的示例实施方式可以通过软件实现，也可以通过软件结合必要的硬件的方式来实现。因此，根据本申请实施方式的技术方案可以以软件产品的形式体现出来，该软件产品可以存储在一个非易失性存储介质(可以是CD-ROM，U盘，移动硬盘等)中或网络上，包括若干指令以使得一台计算设备(可以是个人计算机、服务器、触控终端、或者网络设备等)执行根据本申请实施方式的方法。

本领域技术人员在考虑说明书及实践这里公开的实施方式后，将容易想到本申请的其它实施方案。本申请旨在涵盖本申请的任何变型、用途或者适应性变化，这些变型、用途或者适应性变化遵循本申请的一般性原理并包括本申请未公开的本技术领域中的公知常识或惯用技术手段。

应当理解的是，本申请并不局限于上面已经描述并在附图中示出的精确结构，并且可以在不脱离其范围进行各种修改和改变。本申请的范围仅由所附的权利要求来限制。

Claims (10)

1.一种姿态角的计算方法，其特征在于，所述方法包括：

构建目标坐标系，确定所述目标坐标系和地心坐标系之间的第一转换矩阵；

获取目标过程前后箭体坐标系和所述目标坐标系之间的第二转换矩阵，基于所述第二转换矩阵计算所述目标过程前后所述箭体坐标系和所述目标坐标系之间的目标欧拉角；

基于所述目标欧拉角，确定所述目标过程中所述箭体坐标系和所述目标坐标系的第三转换矩阵；

计算所述目标过程中所述箭体坐标系和导航坐标系之间的第四转换矩阵，确定所述导航坐标系中的火箭姿态角。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述构建目标坐标系，包括：

获取箭体-中继星连线矢量，基于所述箭体-中继星连线矢量确定目标坐标系的y轴；

根据地心坐标系确定所述目标坐标系的x轴，按照右手定则确定所述目标坐标系的z轴，以构建所述目标坐标系。

3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述确定所述目标坐标系和地心坐标系之间的第一转换矩阵，包括：

根据所述箭体-中继星连线矢量在所述地心坐标系内的分量，确定所述目标坐标系和地心坐标系之间的第一转换矩阵。

4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述目标过程为火箭调姿过程。

5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述基于所述目标欧拉角，确定所述目标过程中所述箭体坐标系和所述目标坐标系的第三转换矩阵，包括：

基于所述目标欧拉角，确定所述目标过程中所述箭体坐标系和所述目标坐标系的目标欧拉角；

基于所述目标欧拉角，确定所述目标过程中所述箭体坐标系和所述目标坐标系的第三转换矩阵。

6.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述计算所述目标过程中所述箭体坐标系和导航坐标系之间的第四转换矩阵，包括：

获取所述地心坐标系和发射坐标系之间的第五转换矩阵；

获取所述发射坐标系和导航坐标系之间的第六转换矩阵；

基于所述第一转换矩阵、所述第三转换矩阵、所述第五转换矩阵、以及所述第六转换矩阵，计算所述目标过程中所述箭体坐标系和导航坐标系之间的第四转换矩阵。

7.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述确定所述导航坐标系中的火箭姿态角，包括：

根据所述第四转换矩阵，确定所述导航坐标系中的火箭俯仰角、火箭偏航角、以及火箭滚动角。

8.一种姿态角计算装置，其特征在于，所述装置包括：

构建单元，被用于构建目标坐标系，确定所述目标坐标系和地心坐标系之间的第一转换矩阵；

获取单元，被用于获取目标过程前后箭体坐标系和所述目标坐标系之间的第二转换矩阵，基于所述第二转换矩阵计算所述目标过程前后所述箭体坐标系和所述目标坐标系之间的目标欧拉角；

确定单元，被用于基于所述目标欧拉角，确定所述目标过程中所述箭体坐标系和所述目标坐标系的第三转换矩阵；

计算单元，被用于计算所述目标过程中所述箭体坐标系和导航坐标系之间的第四转换矩阵，确定所述导航坐标系中的火箭姿态角。

9.一种计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机可读存储介质中存储有至少一条程序代码，所述至少一条程序代码由处理器加载并执行以实现如权利要求1至7任一项所述的姿态角的计算方法所执行的操作。

10.一种计算机设备，其特征在于，所述计算机设备包括一个或多个处理器和一个或多个存储器，所述一个或多个存储器中存储有至少一条程序代码，所述至少一条程序代码由所述一个或多个处理器加载并执行以实现如权利要求1至7任一项所述的姿态角的计算方法所执行的操作。

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