【技术实现步骤摘要】
航天器姿态控制基准演化计算方法
[0001]本公开实施例涉及轨航天器测控管理
，尤其涉及一种航天器姿态控制基准演化计算方法。
技术介绍
[0002]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。
[0003]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。
[0004]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。
[0005]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。
技术实现思路
[0006]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
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种航天器姿态控制基准演化计算方法，其特征在于，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。2.根据权利要求1所述航天器姿态控制基准演化计算方法，其特征在于，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。3.根据权利要求2所述航天器姿态控制基准演化计算方法，其特征在于，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。4.根据权利要求3所述航天器姿态控制基准演化计算方法，其特征在于，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：
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（1）（2）式中，为第一标准化位置矢量，为第一标准化速度矢量；为第一位置矢量在J2000坐标系X轴的坐标分量，为第一位置矢量在J2000坐标系Y轴的坐标分量，为第一位置矢量在J2000坐标系Z轴的坐标分量，且第一位置矢量
；为第一速度矢量在J2000坐标系X轴的坐标分量，为第一速度矢量在J2000坐标系Y轴的坐标分量，为第一速度矢量在J2000坐标系Z轴的坐标分量，且第一速度矢量；T表示矢量的转置运算，表示矢量的点乘运算。5.根据权利要求4所述航天器姿态控制基准演化计算方法，其特征在于，所述航天器在所述第一坐标系下Z轴的指向的表达式为：
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（3）所述航天器在所述第一坐标系下Y轴的指向的表达式为：（4）所述航天器在所述第一坐标系下X轴的指向的表达式为：
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（5）式中，为航天器在第一坐标系下X轴的指向，为航天器在第一坐标系下Y轴的指向，为航天器在第一坐标系下Z轴的指向，
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表示矢量的叉乘运算。6.根据权利要求5所述航天器姿态控制基准演化计算方法，其特征在于，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轴的指向的步骤，包括：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所述预设时刻时、J2000坐标系下的第二位置矢量和第二速度矢量；根据所述第二位置矢量得到第二标准化位置矢量，根据所述第二速度矢量得到第二标准化速度矢量；根据所述第二标准化位置矢量和所述第...
【专利技术属性】
技术研发人员：卞燕山，孙先伟，田莹，葛伦，杨国昌，付枫，蔡立锋，李肖瑛，季茂鹏，
申请(专利权)人：中国西安卫星测控中心，
类型：发明
国别省市：
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