轨道返回再入式飞行器对星通信姿态控制方法技术

轨道返回再入式飞行器对星通信姿态控制方法，涉及在轨段与中继卫星测控领域；包括如下步骤：步骤一、建立地球固连坐标系o1x1y1z1；根据飞行器的经度L、纬度B和高度H；将飞行器对应的地心矢径在地球固连坐标系o1x1y1z1表示为red；步骤二、计算单颗中继卫星覆盖地球区域对应的半地心角δ；步骤三、将n个中继卫星对应的地心矢径在地球固连坐标系o1x1y1z1表示为resi；步骤四、从n个中继卫星中选取飞行器对应的中继卫星；步骤五、选取中继卫星后，调整飞行器姿态，实现飞行器上的测控天线对准选取的中继卫星；实现飞行器与中继卫星的双向通讯；本发明专利技术避免了发射窗口变化带来的反复装订以及实际飞行弹道偏差带来的丢星问题，保证在轨段持续的天基测控能力。

Attitude Control Method for Satellite Communication of Orbital Reentry Vehicle

The attitude control method of orbital return reentry vehicle for satellite communication involves in the field of on-orbit segment and relay satellite measurement and control, including the following steps: first, establishing the earth fixed coordinate system o1x1y1z1; according to the longitude L, latitude B and altitude H of the aircraft; representing the corresponding geocentric radius of the aircraft in the earth fixed coordinate system o1x1y1z1 as red; second, calculating the coverage of a single relay satellite Step 3: Represent the geocentric vector diameters of N relay satellites as resi in the earth fixed coordinate system o1x1y1z1; Step 4: Select the corresponding relay satellites from n relay satellites; Step 5: After selecting the relay satellites, adjust the attitude of the aircraft to realize the TT&C antenna alignment of the selected relay satellites; The two-way communication with the relay satellite avoids the repeated binding caused by the change of launch window and the problem of losing the satellite caused by the deviation of actual flight trajectory, and ensures the continuous space-based measurement and control capability in the orbit section.

【技术实现步骤摘要】
轨道返回再入式飞行器对星通信姿态控制方法
本专利技术涉及一种在轨段与中继卫星测控领域，特别是一种轨道返回再入式飞行器对星通信姿态控制方法。
技术介绍
轨道再入式飞行器包括卫星、宇宙飞船、航天飞机和洲际导弹等多种类型，典型弹道一般分为主动段、在轨段、再入段三个阶段，其中主动段与再入段一般在国内航区飞行，测控任务由地基测控系统保障，在轨段由于飞行任务的需要，需要环绕地球数圈飞行，因此地基测控系统的发展已经不能满足在轨段测控任务的需求，主要表现在以下几个方面：1、航天器测控存在盲区。由于我国海外测控站和远洋测量船数量较少，很难满足对测控弧段高覆盖性的需求。2、载荷数据传输实时性不高，在轨段载荷数据只能通过国内地基测控站接收，数据的时效性将大打折扣，某些情况下数据可能已过时。3、难以实现对飞行器的应急测控。中继卫星系统是利用地球同步卫星和地面终端站，对中、低轨飞行器进行高覆盖率测控和数据中继的测控通信系统，它具有跟踪测轨和数据中继两个功能，基于中继卫星的天基测控技术为在轨段的遥测遥控和数据通信提供了途径，不仅从根本上解决了地基测控通信覆盖率低的问题，还解决了高速数传和多目标测控通信等技术难题。但采用天基测控需要解决飞行器与中继卫星的双向通信问题，需要保证双方对星，即双方的通信天线互相指向对方，通信链路才会建立并获得较高的数据传输速率。关于对星方式，传统方法是根据发射窗口以及弹道信息，生成随时间变化的姿态指令装订于飞行器中，但该方法随发射窗口时间及弹道偏差影响较大，尤其当发射窗口发生变化时，需每次对装订信息进行相应更新，导致发射流程较为繁琐。
技术实现思路
本专利技术的目的在于克服现有技术的上述不足，提供轨道返回再入式飞行器对星通信姿态控制方法，避免了发射窗口变化带来的反复装订以及实际飞行弹道偏差带来的丢星问题，保证在轨段持续的天基测控能力。本专利技术的上述目的是通过如下技术方案予以实现的：轨道返回再入式飞行器对星通信姿态控制方法，包括如下步骤：步骤一、建立地球固连坐标系o1x1y1z1；通过测量得到飞行器的经度L、纬度B和高度H；将飞行器对应的地心矢径在地球固连坐标系o1x1y1z1表示为red；步骤二、计算单颗中继卫星覆盖地球区域对应的半地心角δ；步骤三、将n个中继卫星对应的地心矢径在地球固连坐标系o1x1y1z1表示为resi；其中，n为正整数且n大于等于1；i为各中继卫星的序号，i为正整数，且1≤i≤n；步骤四、从n个中继卫星中选取飞行器对应的中继卫星；步骤五、选取中继卫星后，调整飞行器姿态，实现飞行器上的测控天线对准选取的中继卫星；实现飞行器与中继卫星的双向通讯。在上述的轨道返回再入式飞行器对星通信姿态控制方法，所述步骤一中，地球固连坐标系o1x1y1z1的建立方法为：原点o1为地球地心；x1轴正向指向格林尼治子午线；z1轴正向垂直于地球赤道面指向北极；y1轴正向由右手定则确定。在上述的轨道返回再入式飞行器对星通信姿态控制方法，所述步骤一中，所述飞行器在地球固连坐标系o1x1y1z1下的地心矢径red＝[Xed、Yed、Zed]；其中，式中，Xed为red沿x1轴的分量；Yed为red沿y1轴的分量；Zed为red沿z1轴的分量；a为地球半长轴；e为地球第一偏心率。在上述的轨道返回再入式飞行器对星通信姿态控制方法，所述步骤二中，半地心角δ的计算方法为：式中，Re为地球轨道平均半径；Hsat为中继卫星高度。在上述的轨道返回再入式飞行器对星通信姿态控制方法，所述步骤三中，各中继卫星在地球固连坐标系o1x1y1z1的地心矢径resi＝[Xesi,Yesi,Zesi]，参照公式(1)至公式(3)计算；其中，Xesi为resi沿x1轴的分量；Yesi为resi沿y1轴的分量；Zesi为resi沿z1轴的分量。在上述的轨道返回再入式飞行器对星通信姿态控制方法，所述步骤四中，选取飞行器对应的中继卫星的方法为：S1：依次计算飞行器与n个中继卫星的对应地心矢径夹角aesi；S2：当地心矢径夹角aesi小于半地心角δ时，选取该中继卫星。在上述的轨道返回再入式飞行器对星通信姿态控制方法，所述步骤四的S1中，地心矢径夹角aesi的计算方法为：在上述的轨道返回再入式飞行器对星通信姿态控制方法，所述步骤五中，调整飞行器姿态的方法为：S1：建立弹体坐标系o2x2y2z2；建立第一转换矩阵和第二转换矩阵其中，第一转换矩阵式中，H1为第一转换矩阵的第一向量，res为选取的中继卫星在地球固连坐标系o1x1y1z1的地心矢径；H3为第一转换矩阵的第三向量；H2为第一转换矩阵的第二向量，H2＝H3×H1；第二转换矩阵式中，α为测控天线在弹体坐标系o2x2y2z2中的俯仰指向角；β为测控天线在弹体坐标系o2x2y2z2中的偏航指向角；S2：计算第三转换矩阵第三转换矩阵式中，inv()表示对矩阵取逆；S3：将第三转换矩阵用矩阵元素方式表示为：式中，I11为第三转换矩阵第一行向量第一元素；I12为第三转换矩阵第一行向量第二元素；I13为第三转换矩阵第一行向量第三元素；I21为第三转换矩阵第二行向量第一元素；I22为第三转换矩阵第二行向量第二元素；I23为第三转换矩阵第二行向量第三元素；I31为第三转换矩阵第三行向量第一元素；I32为第三转换矩阵第三行向量第二元素；I33为第三转换矩阵第三行向量第三元素；S4：计算飞行器在地球固连坐标系o1x1y1z1下的对星俯仰角偏航角ψ和滚转角γ。在上述的轨道返回再入式飞行器对星通信姿态控制方法，所述步骤五S1中，弹体坐标系o2x2y2z2的建立方法为：原点o2为飞行器质心；x2轴正向为沿飞行器轴向指向飞行器头部；y2轴正向为在飞行器纵向平面内并垂直于x2轴；z2轴正向由右手定则确定。在上述的轨道返回再入式飞行器对星通信姿态控制方法，所述步骤五S4中，飞行器在地球固连坐标系o1x1y1z1下的对星俯仰角偏航角ψ和滚转角γ的计算方法为：ψ＝arcsin(I13)将飞行器的俯仰角调整至偏航角调整至ψ，滚转角调整至γ；即实现测控天线与选取中继卫星的对准。本专利技术与现有技术相比具有如下优点：(1)本专利技术在轨段根据中继卫星位置信息，并结合飞行器自身导航系统解算的位置信息，开展飞行器与中继卫星的可见性分析，筛选可见的中继卫星，该方法只需预先装订中继卫星信息，避免当发射窗口发生变化时的反复装订问题；(2)本专利技术在选取可见的中继卫星后，根据其所在位置、飞行器位置信息、天线指向信息生成对星姿态指令，保证天线能够实时指星，避免了预先装订姿态，当实际飞行弹道存在偏差时带来的丢星问题。附图说明图1为本专利技术通信姿态控制流程图；图2为本专利技术单颗中继卫星覆盖地球区域对应的半地心角示意图；图3为本专利技术弹体坐标系示意图。具体实施方式下面结合附图和具体实施例对本专利技术作进一步详细的描述：本专利技术针对在轨段与中继卫星的测控问题，提出一种轨道返回再入式飞行器对星通信姿态控制方法，该方法只需在飞行器中预先装订中继卫星信息，飞行过程中根据航天器所在位置实时调整姿态，将天线指向中继卫星，避免了发射窗口变化带来的反复装订以及实际飞行弹道偏差带来的丢星问题，保证在轨段持续的天基测控能力。如图1所示为通信姿态控制流程图，由图可知，轨道返回再入式飞行器对星通信姿态控制方法本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.轨道返回再入式飞行器对星通信姿态控制方法，其特征在于：包括如下步骤：步骤一、建立地球固连坐标系o1x1y1z1；通过测量得到飞行器的经度L、纬度B和高度H；将飞行器对应的地心矢径在地球固连坐标系o1x1y1z1表示为red；步骤二、计算单颗中继卫星覆盖地球区域对应的半地心角δ；步骤三、将n个中继卫星对应的地心矢径在地球固连坐标系o1x1y1z1表示为resi；其中，n为正整数且n大于等于1；i为各中继卫星的序号，i为正整数，且1≤i≤n；步骤四、从n个中继卫星中选取飞行器对应的中继卫星；步骤五、选取中继卫星后，调整飞行器姿态，实现飞行器上的测控天线对准选取的中继卫星；实现飞行器与中继卫星的双向通讯。

【技术特征摘要】
1.轨道返回再入式飞行器对星通信姿态控制方法，其特征在于：包括如下步骤：步骤一、建立地球固连坐标系o1x1y1z1；通过测量得到飞行器的经度L、纬度B和高度H；将飞行器对应的地心矢径在地球固连坐标系o1x1y1z1表示为red；步骤二、计算单颗中继卫星覆盖地球区域对应的半地心角δ；步骤三、将n个中继卫星对应的地心矢径在地球固连坐标系o1x1y1z1表示为resi；其中，n为正整数且n大于等于1；i为各中继卫星的序号，i为正整数，且1≤i≤n；步骤四、从n个中继卫星中选取飞行器对应的中继卫星；步骤五、选取中继卫星后，调整飞行器姿态，实现飞行器上的测控天线对准选取的中继卫星；实现飞行器与中继卫星的双向通讯。2.根据权利要求1所述的轨道返回再入式飞行器对星通信姿态控制方法，其特征在于：所述步骤一中，地球固连坐标系o1x1y1z1的建立方法为：原点o1为地球地心；x1轴正向指向格林尼治子午线；z1轴正向垂直于地球赤道面指向北极；y1轴正向由右手定则确定。3.根据权利要求2所述的轨道返回再入式飞行器对星通信姿态控制方法，其特征在于：所述步骤一中，所述飞行器在地球固连坐标系o1x1y1z1下的地心矢径red＝[Xed、Yed、Zed]；其中，式中，Xed为red沿x1轴的分量；Yed为red沿y1轴的分量；Zed为red沿z1轴的分量；a为地球半长轴；e为地球第一偏心率。4.根据权利要求3所述的轨道返回再入式飞行器对星通信姿态控制方法，其特征在于：所述步骤二中，半地心角δ的计算方法为：式中，Re为地球轨道平均半径；Hsat为中继卫星高度。5.根据权利要求4所述的轨道返回再入式飞行器对星通信姿态控制方法，其特征在于：所述步骤三中，各中继卫星在地球固连坐标系o1x1y1z1的地心矢径resi＝[Xesi,Yesi,Zesi]，参照公式(1)至公式(3)计算；其中，Xesi为resi沿x1轴的分量；Yesi为resi沿y1轴的分量；Zesi为resi沿z1轴的分量。6.根据权利要求5所述的轨道返回再入式飞行器对星通信姿态控制方法，其特征在于：所述步骤四中，选取飞行器对应的中继卫星的方法为：S1：依次计算飞行器与n个中继卫星的对应地心...

【专利技术属性】
技术研发人员：张箭飞，陈芳，季登高，武斌，谢佳，王顺，巩英辉，余颖，韩伯雄，刘明，孙超逸，郭昊，王少华，杨丁，刘辉，肖振，
申请(专利权)人：北京临近空间飞行器系统工程研究所，中国运载火箭技术研究院，
类型：发明
国别省市：北京,11