[发明专利]航天器姿态控制基准演化计算方法

说明书

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。

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）