[发明专利]一种多约束自主飞行器的程序角优化设计方法

权利要求书

1.一种多约束自主飞行器的程序角优化设计方法，其特征在于：包括如下步骤：

步骤一、设定对地定向时段起始时刻为T₀，设定对地定向时段终止时刻和天基数传时段起始时刻均为T₁，设定天基数传时段终止时刻为T₂；

步骤二、根据飞行器的轨道参数和发射点参数，基于本体坐标系相对于发射惯性坐标系的姿态转换矩阵，计算飞行器对地定向时段的程序角；

步骤三、根据天基数传时段飞行器的天线对天基卫星的可见性，确定飞行器的天线和天基卫星，计算飞行器天基数传时段的程序角；

步骤四、根据步骤二中飞行器对地定向时段的程序角和步骤三中飞行器天基数传时段的程序角进行平滑。

2.根据权利要求1所述的一种多约束自主飞行器的程序角优化设计方法，其特征在于：所述步骤二中飞行器的轨道参数包括：真近点角f，近地点幅角ω，轨道倾角i_o，升交点赤经Ω；所述发射点参数包括：射向A₀，发射点经度λ₀，发射点纬度B₀。

3.根据权利要求1所述的一种多约束自主飞行器的程序角优化设计方法，其特征在于：所述步骤二中本体坐标系相对于发射惯性坐标系的姿态转换矩阵为：

Rba(t)=r11r12r13r21r22r23r31r32r33]]>

式中

r11r12r13r21r22r23r31r32r33=Rsa(t)·Rzs·Ro2z·Roo2·Rbo]]>

其中，r_ij(i＝1,2,3,j＝1,2,3)为姿态转换矩阵的元素，i为姿态转换矩阵的行序号，j为姿态转换矩阵的列序号，表示发射坐标系与发射惯性系的坐标转换矩阵，t为当前飞行时刻；表示地心直角坐标系与发射坐标系的坐标转换矩阵，表示地心第二轨道坐标系与地心直角坐标系的坐标转换矩阵，表示地心第二轨道坐标系与轨道坐标系的坐标转换矩阵，表示本体坐标系与轨道坐标系的坐标转换矩阵。