[发明专利]航天器制导方法、装置、电子设备及存储介质

权利要求书

1.一种航天器制导方法，其特征在于，包括：

获取当前时刻航天器在发射惯性坐标系中的实时姿态角、实时位置和实时速度；

基于所述实时姿态角，确定当前时刻所述发射惯性坐标系与航天器本体坐标系之间的旋转矩阵；

基于所述实时位置和所述实时速度，以及所述航天器的姿态角约束量，确定当前时刻所述发射惯性坐标系与指令箭体坐标系之间的旋转矩阵；

基于当前时刻所述发射惯性坐标系与航天器本体坐标系之间的旋转矩阵，以及当前时刻所述发射惯性坐标系与指令箭体坐标系之间的旋转矩阵，确定所述航天器在当前时刻的姿态角调整量，并基于所述姿态角调整量对所述航天器的实时姿态角进行调整；

所述基于当前时刻所述发射惯性坐标系与航天器本体坐标系之间的旋转矩阵，以及当前时刻所述发射惯性坐标系与指令箭体坐标系之间的旋转矩阵，确定所述航天器在当前时刻的姿态角调整量，包括：

基于当前时刻所述发射惯性坐标系与航天器本体坐标系之间的旋转矩阵，以及当前时刻所述发射惯性坐标系与指令箭体坐标系之间的旋转矩阵，确定当前时刻所述航天器本体坐标系与所述指令箭体坐标系之间的旋转矩阵；

基于当前时刻所述航天器本体坐标系与所述指令箭体坐标系之间的旋转矩阵，确定所述航天器在当前时刻的姿态角调整量；

所述基于所述实时位置和所述实时速度，以及所述航天器的姿态角约束量，确定当前时刻所述发射惯性坐标系与指令箭体坐标系之间的旋转矩阵，包括：

基于所述实时位置和所述实时速度，确定当前时刻所述发射惯性坐标系与所述航天器所在的航天器轨道坐标系之间的旋转矩阵；

基于所述姿态角约束量，确定所述航天器轨道坐标系与所述指令箭体坐标系之间的旋转矩阵；

基于当前时刻所述发射惯性坐标系与所述航天器所在的航天器轨道坐标系之间的旋转矩阵，以及所述航天器轨道坐标系与所述指令箭体坐标系之间的旋转矩阵，确定当前时刻所述发射惯性坐标系与所述指令箭体坐标系之间的旋转矩阵；

所述航天器本体坐标系为航天器实际飞行时根据自身质心建立的右手直角坐标系；所述指令箭体坐标系为航天器在理想姿态下根据自身质心建立的右手直角坐标系。

2.根据权利要求1所述的航天器制导方法，其特征在于，所述基于所述实时位置和所述实时速度，确定当前时刻所述发射惯性坐标系与所述航天器所在的航天器轨道坐标系之间的旋转矩阵，包括：

基于所述实时位置，以及所述航天器在所述发射惯性坐标系中的发射点位置，确定当前时刻所述航天器在发射惯性坐标系中的位置基向量；

基于所述实时速度，确定当前时刻所述航天器在发射惯性坐标系中的速度基向量；

基于所述位置基向量和所述速度基向量，确定当前时刻所述发射惯性坐标系与所述航天器所在的航天器轨道坐标系之间的旋转矩阵。

3.根据权利要求1或2所述的航天器制导方法，其特征在于，所述获取当前时刻航天器在发射惯性坐标系中的实时姿态角、实时位置和实时速度，之前包括：

若所述航天器满足离轨条件，则获取当前时刻航天器在发射惯性坐标系中的实时姿态角、实时位置和实时速度；

其中，所述离轨条件包括所述航天器的运行时间达到预设年限和/或所述航天器完成试验任务。

4.根据权利要求1或2任一项所述的航天器制导方法，其特征在于，所述基于所述姿态角调整量对所述航天器的实时姿态角进行调整，之后包括：

若调整后的实时姿态角满足预设条件，则基于所述调整后的实时姿态角，控制发动机驱动所述航天器离开原有轨道。

5.根据权利要求4所述的航天器制导方法，其特征在于，所述控制发动机驱动所述航天器离开原有轨道，之后包括：

保持所述航天器的各个设备在工作状态，直至所述航天器进入大气层被烧毁。