[发明专利]航天器姿态控制基准演化计算方法

权利要求书

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。