CN116225042B - 航天器姿态控制基准演化计算方法 - Google Patents
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Abstract
本公开实施例是关于一种航天器姿态控制基准演化计算方法。该方法包括：根据航天器最近一次上注的轨道参数，计算得到航天器在预设时刻时，第一坐标系下X轴、Y轴和Z轴的指向；地面设备根据轨道参数，计算得到航天器在预设时刻时最新轨道参数；地面设备根据最新轨道参数，计算得到航天器在第二坐标系下X轴、Y轴和Z轴的指向；根据第一坐标系下X轴、Y轴和Z轴的指向和第二坐标系下X轴、Y轴和Z轴的指向，得到航天器X轴、Y轴和Z轴的姿态控制基准偏差。本公开实施例能够根据航天器的轨道参数得到航天器在任意时刻的姿态控制基准偏差；该方法具有通用性，计算简单，适用于航天器姿态偏差演化趋势预测分析。
Description
技术领域
本公开实施例涉及轨航天器测控管理技术领域，尤其涉及一种航天器姿态控制基准演化计算方法。
背景技术
航天器姿态控制基准，即滚动轴、俯仰轴、偏航轴姿态角的零位，以此作为姿态控制的基准。正常情况下，该基准由航天器计算机利用地面定期上注的轨道根数计算、修正，确保实际零位与理论零位一致。
但是，由于航天器部件异常等原因，航天器无法接收地面上注的轨道根数，只能采用最近一次上注的轨道根数进行轨道外推、基准，当外推时间较长时，存在误差，导致控制基准出现偏差，进而导致姿态不准确。
因此，有必要改善上述相关技术方案中存在的一个或者多个问题。
需要注意的是，本部分旨在为权利要求书中陈述的本公开的技术方案提供背景或上下文。此处的描述不因为包括在本部分中就承认是现有技术。
发明内容
本公开实施例的目的在于提供一种航天器姿态控制基准演化计算方法，进而至少在一定程度上克服由于相关技术的限制和缺陷而导致的一个或者多个问题。
根据本公开实施例，提供一种航天器姿态控制基准演化计算方法，该方法包括：
根据航天器最近一次上注的轨道参数，计算得到所述航天器在预设时刻时，第一坐标系下X轴、Y轴和Z轴的指向；
地面设备根据所述轨道参数，计算得到所述航天器在所述预设时刻时的最新轨道参数；
所述地面设备根据所述最新轨道参数，计算得到所述航天器在第二坐标系下X轴、Y轴和Z轴的指向；
根据所述第一坐标系下X轴、Y轴和Z轴的指向和所述第二坐标系下X轴、Y轴和Z轴的指向，得到所述航天器X轴、Y轴和Z轴的姿态控制基准偏差。
本公开的一实施例中，所述航天器最近一次上注的所述轨道参数包括：
时间点、轨道半长轴、偏心率、轨道倾角、升交点赤经、近地点辐角和平近点角。
本公开的一实施例中，所述根据航天器最近一次上注的轨道参数，计算得到所述航天器在预设时刻时，第一坐标系下X轴、Y轴和Z轴的指向的步骤，包括：
根据所述航天器最近一次上注的所述轨道参数，计算得到所述航天器在所述预设时刻、J2000坐标系下的第一位置矢量和第一速度矢量；
根据所述第一位置矢量得到第一标准化位置矢量，根据所述第一速度矢量得到第一标准化速度矢量；
根据所述第一标准化位置矢量和所述第一标准化速度矢量，得到所述航天器在所述第一坐标系下X轴、Y轴和Z轴的指向。
本公开的一实施例中，所述第一标准化位置矢量和所述第一标准化速度矢量的表达式分别为：
（1）
（2）
式中，为第一标准化位置矢量，/>为第一标准化速度矢量；/>为第一位置矢量在J2000坐标系X轴的坐标分量，/>为第一位置矢量在J2000坐标系Y轴的坐标分量，/>为第一位置矢量在J2000坐标系Z轴的坐标分量，且第一位置矢量；/>为第一速度矢量在J2000坐标系X轴的坐标分量，/>为第一速度矢量在J2000坐标系Y轴的坐标分量，/>为第一速度矢量在J2000坐标系Z轴的坐标分量，且第一速度矢量/>；T表示矢量的转置运算，/>表示矢量的点乘运算。
本公开的一实施例中，所述航天器在所述第一坐标系下Z轴的指向的表达式为：
（3）
所述航天器在所述第一坐标系下Y轴的指向的表达式为：
（4）
所述航天器在所述第一坐标系下X轴的指向的表达式为：
（5）
式中，为航天器在第一坐标系下X轴的指向，/>为航天器在第一坐标系下Y轴的指向，/>为航天器在第一坐标系下Z轴的指向，×表示矢量的叉乘运算。
本公开的一实施例中，所述地面设备根据所述最新轨道参数，计算得到所述航天器在第二坐标系下X轴、Y轴和Z轴的指向的步骤，包括：
所述地面设备根据所述航天器的所述最新轨道参数，计算得到所述航天器在所述预设的时刻时、J2000坐标系下的第二位置矢量和第二速度矢量；
根据所述第二位置矢量得到第二标准化位置矢量，根据所述第二速度矢量得到第二标准化速度矢量；
根据所述第二标准化位置矢量和所述第二标准化速度矢量，得到所述航天器在所述第二坐标系下X轴、Y轴和Z轴的指向。
本公开的一实施例中，所述第二标准化位置矢量和所述第二标准化速度矢量的表达式分别为：
（6）
（7）
式中，为第二标准化位置矢量，/>为第二标准化速度矢量；/>为第二位置矢量在J2000坐标系X轴的坐标分量，/>为第二位置矢量在J2000坐标系Y轴的坐标分量，/>为第二位置矢量在J2000坐标系Z轴的坐标分量，且第二位置矢量；/>为第二速度矢量在J2000坐标系X轴的坐标分量，/>为第二速度矢量在J2000坐标系Y轴的坐标分量，/>为第二速度矢量在J2000坐标系Z轴的坐标分量，且第二速度矢量/>；T表示矢量的转置运算。
本公开的一实施例中，所述航天器在所述第二坐标系下Z轴的指向的表达式为：
（8）
所述航天器在所述第二坐标系下Y轴的指向的表达式为：
（9）
所述航天器在所述第二坐标系下X轴的指向的表达式为：
（10）
式中，为航天器在第二坐标系下X轴的指向，/>为航天器在第二坐标系下Y轴的指向，/>为航天器在第二坐标系下Z轴的指向，×表示矢量的叉乘运算。
本公开的一实施例中，所述根据所述第一坐标系下X轴、Y轴和Z轴的指向和所述第二坐标系下X轴、Y轴和Z轴的指向，得到所述航天器X轴、Y轴和Z轴的姿态控制基准偏差的步骤，包括：
根据所述航天器在所述第一坐标系下X轴、Y轴和Z轴的指向，以及所述航天器在所述第二坐标系下X轴、Y轴和Z轴的指向，得到所述航天器在所述第一坐标系和所述第二坐标系各个轴的夹角关系；
根据所述夹角关系，计算所述航天器X轴、Y轴和Z轴的姿态控制基准偏差。
本公开的一实施例中，所述航天器在所述第一坐标系和所述第二坐标系各个轴的夹角关系为：
（11）
式中，为航天器在第一坐标轴下Y轴的指向与在第二坐标系下Z轴的指向的夹角关系，/>为航天器在第一坐标轴下Y轴的指向与在第二坐标系下Y轴的指向的夹角关系，为航天器在第一坐标轴下X轴的指向与在第二坐标系下Z轴的指向的夹角关系，/>为航天器在第一坐标轴下Z轴的指向与在第二坐标系下Z轴的指向的夹角关系，/>为航天器在第一坐标轴下Y轴的指向与在第二坐标系下X轴的指向的夹角关系。
本公开的一实施例中，基于所述夹角关系，若所述航天器的姿态角转序为偏航滚动俯仰顺序，则根据公式（12）计算所述航天器X轴、Y轴和Z轴的姿态控制基准偏差；
其中，所述公式（12）的表达式为：
（12）
式中，为所述航天器在J2000坐标系下X轴的姿态控制基准偏差，为所述航天器在J2000坐标系下Y轴的姿态控制基准偏差，/>为所述航天器在J2000坐标系下Z轴的姿态控制基准偏差；/>为反正弦运算，/>为反正切运算。
本公开的实施例提供的技术方案可以包括以下有益效果：
本公开的实施例中，通过上述航天器姿态控制基准演化计算方法，能够根据航天器的轨道参数得到航天器在任意时刻的姿态控制基准偏差，并根据该基准偏差判断航天器的姿态是否需要进行矫正；该方法具有通用性，计算简单，适用于航天器姿态偏差演化趋势预测分析。
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，示出了符合本公开的实施例，并与说明书一起用于解释本公开的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本公开的一些实施例，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示出本公开示例性实施例中航天器姿态控制基准演化计算方法的步骤图。
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公开将更加全面和完整，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。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方式中。
此外，附图仅为本公开实施例的示意性图解，并非一定是按比例绘制。图中相同的附图标记表示相同或类似的部分，因而将省略对它们的重复描述。附图中所示的一些方框图是功能实体，不一定必须与物理或逻辑上独立的实体相对应。
本示例实施方式中提供了一种航天器姿态控制基准演化计算方法。参考图1中所示，该航天器姿态控制基准演化计算方法可以包括：步骤S101~步骤S104。
步骤S101：根据航天器最近一次上注的轨道参数，计算得到所述航天器在预设时刻时，第一坐标系下X轴、Y轴和Z轴的指向。
步骤S102：地面设备根据所述轨道参数，计算得到所述航天器在所述预设的时刻时最新轨道参数。
步骤S103：所述地面设备根据所述最新轨道参数，计算得到所述航天器在第二坐标系下X轴、Y轴和Z轴的指向。
步骤S104：根据所述第一坐标系下X轴、Y轴和Z轴的指向和所述第二坐标系下X轴、Y轴和Z轴的指向，得到所述航天器X轴、Y轴和Z轴的姿态控制基准偏差。
通过上述航天器姿态控制基准演化计算方法，能够根据航天器的轨道参数得到任意时刻的姿态控制基准偏差，并根据该基准偏差判断航天器的姿态是否需要进行矫正；该方法具有通用性，计算简单，适用于航天器姿态偏差演化趋势预测分析。
下面，将参考图1对本示例实施方式中的上述航天器姿态控制基准演化计算方法的各个步骤进行更详细的说明。
在一个实施例中，记航天器最近一次上注的轨道参数为：航天器的时刻（即时刻的时间点），/>时刻的轨道半长轴/>（单位：米）、/>时刻的偏心率/>、时刻的轨道倾角/>（单位：度）、/>时刻的升交点赤经/>（单位：度）、/>时刻的近地点辐角/>（单位：度）和/>时刻的平近点角/>（单位：度）。
在时刻之后的/>时刻时，航天器根据该轨道参数进行计算得到J2000坐标系下/>时刻的第一位置矢量/>、第一速度矢量，其中/>（单位：米）分别为第一位置矢量/>在J2000坐标系X，Y，Z三个轴的坐标分量，/>（单位：米/秒）分别为第一速度矢量在J2000坐标系X，Y，Z三个轴的坐标分量，T表示矢量的转置运算。
在一个实施例中，对第一位置矢量进行标准化处理得到第一标准化位置矢量，对第一速度矢量/>进行标准化处理得到第一标准化速度矢量/>。
第一标准化位置矢量和第一标准化速度矢量的表达式分别为：
（1）
（2）
式中，为第一标准化位置矢量，/>为第一标准化速度矢量；/>为第一位置矢量在J2000坐标系X轴的坐标分量，/>为第一位置矢量在J2000坐标系Y轴的坐标分量，/>为第一位置矢量在J2000坐标系Z轴的坐标分量，且第一位置矢量；/>为第一速度矢量在J2000坐标系X轴的坐标分量，/>为第一速度矢量在J2000坐标系Y轴的坐标分量，/>为第一速度矢量在J2000坐标系Z轴的坐标分量，且第一速度矢量/>；T表示矢量的转置运算，/>表示矢量的点乘运算。
在一个实施例中，以第一标准化位置矢量、第一标准化速度矢量计算得到如下矢量：
（3）
（4）
（5）
式中，为航天器在第一坐标系下X轴的指向，/>为航天器在第一坐标系下Y轴的指向，/>为航天器在第一坐标系下Z轴的指向，×表示矢量的叉乘运算。
在一个实施例中，在时刻（与航天器的/>时刻为同一时刻），通过地面设备计算出的航天器最新轨道参数，包括/>时刻的轨道半长轴/>、/>时刻的偏心率、/>时刻的轨道倾角/>、/>时刻的升交点赤经/>、/>时刻的近地点辐角/>和/>时刻的平近点角/>，采用STK Satellite模块进行轨道外推，得到J2000坐标系下/>时刻之后的/>时刻（即/>时刻）时的第二位置矢量和第二速度矢量/>，其中/>分别为第二位置矢量/>在J2000坐标系X，Y，Z三个轴的坐标分量；/>分别为第二速度矢量/>在J2000坐标系X，Y，Z三个轴的坐标分量。
在一个实施例中，对第二位置矢量进行标准化处理得到第二标准化位置矢量，对第二速度矢量/>进行标准化处理得到第二标准化速度矢量/>：
（6）
（7）
式中，为第二标准化位置矢量，/>为第二标准化速度矢量；/>为第二位置矢量在J2000坐标系X轴的坐标分量，/>为第二位置矢量在J2000坐标系Y轴的坐标分量，/>为第二位置矢量在J2000坐标系Z轴的坐标分量，且第二位置矢量；/>为第二速度矢量在J2000坐标系X轴的坐标分量，/>为第二速度矢量在J2000坐标系Y轴的坐标分量，/>为第二速度矢量在J2000坐标系Z轴的坐标分量，且第二速度矢量/>；T表示矢量的转置运算。
在一个实施例中，以第二标准化位置矢量、第二标准化速度矢量计算得到如下矢量：
（8）
（9）
（10）
式中，为航天器在第二坐标系下X轴的指向，/>为航天器在第二坐标系下Y轴的指向，/>为航天器在第二坐标系下Z轴的指向，×表示矢量的叉乘运算。
在一个实施例中，根据航天器在第一坐标系下X轴、Y轴和Z轴的指向，以及航天器在第二坐标系下X轴、Y轴和Z轴的指向，得到航天器在第一坐标系和第二坐标系各个轴的夹角关系：
（11）
式中，为航天器在第一坐标轴下Y轴的指向与在第二坐标系下Z轴的指向的夹角关系，/>为航天器在第一坐标轴下Y轴的指向与在第二坐标系下Y轴的指向的夹角关系，为航天器在第一坐标轴下X轴的指向与在第二坐标系下Z轴的指向的夹角关系，/>为航天器在第一坐标轴下Z轴的指向与在第二坐标系下Z轴的指向的夹角关系，/>为航天器在第一坐标轴下Y轴的指向与在第二坐标系下X轴的指向的夹角关系。
在一个实施例中，基于夹角关系，若航天器的姿态角转序为偏航滚动俯仰顺序，计算航天器X轴、Y轴和Z轴的姿态控制基准偏差分别为：
（12）
式中，为航天器在J2000坐标系下X轴的姿态控制基准偏差，/>为航天器在J2000坐标系下Y轴的姿态控制基准偏差，/>为航天器在J2000坐标系下Z轴的姿态控制基准偏差；/>为反正弦运算，/>为反正切运算。
在一个具体的实施例中，仿真结果验证表明，某地球同步轨道航天器在无地面上注轨道根数的情况下，运用本方法预测得到44天的姿态控制基准偏差，其中滚动轴和偏航轴姿态控制基准偏差的预测精度优于0.02度，俯仰轴姿态控制基准偏差的预测精度优于0.03度。
通过上述航天器姿态控制基准演化计算方法，可以得到航天器在任意时刻的姿态控制基准偏差，通过不断的轨道外推计算，可以预测得到姿态控制基准偏差的变化趋势。该方法具有通用性，计算简单，适用于航天器姿态偏差演化趋势预测分析。
在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本公开的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或示例进行结合和组合。
本领域技术人员在考虑说明书及实践这里公开的发明后，将容易想到本公开的其它实施方案。本申请旨在涵盖本公开的任何变型、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公开的一般性原理并包括本公开未公开的本技术领域中的公知常识或惯用技术手段。说明书和实施例仅被视为示例性的，本公开的真正范围和精神由所附的权利要求指出。
Claims (8)
1.一种航天器姿态控制基准演化计算方法，其特征在于，该方法包括：
根据航天器最近一次上注的轨道参数，计算得到所述航天器在预设时刻时，第一坐标系下X轴、Y轴和Z轴的指向，即所述航天器在J2000坐标系下X轴、Y轴和Z轴的第一指向；其中，根据所述航天器最近一次上注的所述轨道参数，计算得到所述航天器在所述预设时刻、所述J2000坐标系下的第一位置矢量和第一速度矢量，据所述第一位置矢量得到第一标准化位置矢量，根据所述第一速度矢量得到第一标准化速度矢量，根据所述第一标准化位置矢量和所述第一标准化速度矢量，得到所述航天器在所述J2000坐标系下X轴、Y轴和Z轴的所述第一指向；
地面设备根据所述轨道参数，计算得到所述航天器在所述预设时刻时的最新轨道参数；
所述地面设备根据所述最新轨道参数，计算得到所述航天器在第二坐标系下X轴、Y轴和Z轴的指向，即所述航天器在所述J2000坐标系下X轴、Y轴和Z轴的第二指向；其中，所述地面设备根据所述最新轨道参数，计算得到所述航天器在所述预设时刻时、所述J2000坐标系下的第二位置矢量和第二速度矢量，根据所述第二位置矢量得到第二标准化位置矢量，根据所述第二速度矢量得到第二标准化速度矢量，根据所述第二标准化位置矢量和所述第二标准化速度矢量，得到所述航天器在所述J2000坐标系下X轴、Y轴和Z轴的所述第二指向；
根据所述J2000坐标系下X轴、Y轴和Z轴的所述第一指向和所述J2000坐标系下X轴、Y轴和Z轴的所述第二指向，得到所述航天器X轴、Y轴和Z轴的姿态控制基准偏差；其中，根据所述航天器在所述J2000坐标系下X轴、Y轴和Z轴的所述第一指向，以及所述航天器在所述J2000坐标系下X轴、Y轴和Z轴的所述第二指向，得到所述航天器在所述第一指向和所述第二指向中各个轴的夹角关系，根据所述夹角关系，计算所述航天器X轴、Y轴和Z轴的姿态控制基准偏差；
其中，所述第一坐标系和所述第二坐标系均为所述J2000坐标系。
2.根据权利要求1所述航天器姿态控制基准演化计算方法，其特征在于，所述航天器最近一次上注的所述轨道参数包括：
时间点、轨道半长轴、偏心率、轨道倾角、升交点赤经、近地点辐角和平近点角。
3.根据权利要求2所述航天器姿态控制基准演化计算方法，其特征在于，所述第一标准化位置矢量和所述第一标准化速度矢量的表达式分别为：
（1）
（2）
式中，为第一标准化位置矢量，/>为第一标准化速度矢量；/>为第一位置矢量在J2000坐标系X轴的坐标分量，/>为第一位置矢量在J2000坐标系Y轴的坐标分量，/>为第一位置矢量在J2000坐标系Z轴的坐标分量，且第一位置矢量；/>为第一速度矢量在J2000坐标系X轴的坐标分量，/>为第一速度矢量在J2000坐标系Y轴的坐标分量，/>为第一速度矢量在J2000坐标系Z轴的坐标分量，且第一速度矢量/>；T表示矢量的转置运算，/>表示矢量的点乘运算。
4.根据权利要求3所述航天器姿态控制基准演化计算方法，其特征在于，所述航天器在所述第一指向中Z轴的指向的表达式为：
（3）
所述航天器在所述第一指向中Y轴的指向的表达式为：
（4）
所述航天器在所述第一指向中X轴的指向的表达式为：
（5）
式中，为航天器在第一指向中X轴的指向，/>为航天器在第一指向中Y轴的指向，/>为航天器在第一指向中Z轴的指向，×表示矢量的叉乘运算。
5.根据权利要求4所述航天器姿态控制基准演化计算方法，其特征在于，所述第二标准化位置矢量和所述第二标准化速度矢量的表达式分别为：
（6）
（7）
式中，为第二标准化位置矢量，/>为第二标准化速度矢量；/>为第二位置矢量在J2000坐标系X轴的坐标分量，/>为第二位置矢量在J2000坐标系Y轴的坐标分量，/>为第二位置矢量在J2000坐标系Z轴的坐标分量，且第二位置矢量；/>为第二速度矢量在J2000坐标系X轴的坐标分量，/>为第二速度矢量在J2000坐标系Y轴的坐标分量，/>为第二速度矢量在J2000坐标系Z轴的坐标分量，且第二速度矢量/>；T表示矢量的转置运算。
6.根据权利要求5所述航天器姿态控制基准演化计算方法，其特征在于，所述航天器在所述第二指向中Z轴的指向的表达式为：
（8）
所述航天器在所述第二指向中Y轴的指向的表达式为：
（9）
所述航天器在所述第二指向中X轴的指向的表达式为：
（10）
式中，为航天器在第二指向中X轴的指向，/>为航天器在第二指向中Y轴的指向，/>为航天器在第二指向中Z轴的指向，×表示矢量的叉乘运算。
7.根据权利要求6所述航天器姿态控制基准演化计算方法，其特征在于，所述航天器在所述第一指向和所述第二指向中各个轴的夹角关系为：
（11）
式中，航天器在第一指向中Y轴的指向与在第二指向中Z轴的指向的夹角关系，/>为航天器在第一指向中Y轴的指向与在第二指向中Y轴的指向的夹角关系，/>为航天器在第一指向中X轴的指向与在第二指向中Z轴的指向的夹角关系，/>为航天器在第一指向中Z轴的指向与在第二指向中Z轴的指向的夹角关系，/>为航天器在第一指向中Y轴的指向与在第二指向中X轴的指向的夹角关系。
8.根据权利要求7所述航天器姿态控制基准演化计算方法，其特征在于，基于所述夹角关系，若所述航天器的姿态角转序为偏航滚动俯仰顺序，则根据公式（12）计算所述航天器X轴、Y轴和Z轴的姿态控制基准偏差；
其中，所述公式（12）的表达式为：
（12）
式中，为所述航天器在J2000坐标系下X轴的姿态控制基准偏差，/>为所述航天器在J2000坐标系下Y轴的姿态控制基准偏差，/>为所述航天器在J2000坐标系下Z轴的姿态控制基准偏差；/>为反正弦运算，/>为反正切运算。
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