[发明专利]航天器制导方法、装置、电子设备及存储介质

说明书

本发明提供一种航天器制导方法、装置、电子设备及存储介质，其中方法包括：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；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；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；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。本发明提供的方法、装置、电子设备及存储介质，所需要的参数易于获取，计算简便，求解速度快，能够在航天器内的计算机内执行，能够实现高精度和强鲁棒性的制导。

技术领域

本发明涉及航空航天动力技术领域，尤其涉及一种航天器制导方法、装置、电子设备及存储介质。

背景技术

随着航天科技及其相关技术的飞速发展，人类利用太空的能力不断增强，有限的空间资源日趋紧张。每年全世界都要发射大量的航天器，例如人造地球卫星，同时也会有部分在轨的航天器因寿命终结或故障问题而失去控制，在原来的任务轨道附近振荡。航天器离轨钝化问题越来越突出。

航天器离轨钝化是指航天器在完成自身任务后，采取一系列措施，使航天器的飞行轨道偏离原有轨道，并降低航天器自身危险性的过程，具体可以分为“离轨”和“钝化”两部分。目前，航天器离轨技术包括被动式离轨和主动式离轨两大类。被动式离轨利用自然天体摄动引力等实现离轨，一般耗时较久；主动式离轨技术是航天器利用自身携带的离轨能源和装置，改变航天器的飞行状态，最终使航天器快速偏离原有轨道。在航天器主动离轨过程中，制导控制是保证其能顺利完成的关键一环，因而采取合适且高效的制导方法十分重要。

因此，如何在航天器离轨钝化过程中对其进行制导控制是目前业界亟待解决的课题。

发明内容

本发明提供一种航天器制导方法、装置、电子设备及存储介质，用以实现在航天器离轨钝化过程中对其进行制导控制。

本发明提供一种航天器制导方法，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。

根据本发明提供的航天器制导方法，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。

根据本发明提供的航天器制导方法，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；