【技术实现步骤摘要】
本申请涉及固体运载火箭姿态控制，尤其涉及一种火箭调姿方法、装置、介质及设备。
技术介绍
1、卫星的星箭对接面存在非平面的情况，有可能存在凸起。当卫星的分离方向沿火箭轴向时，若火箭保持星箭分离时刻的姿态，可能与分离出去的卫星发生碰撞，导致卫星不能顺利入轨。
2、基于此，需要提供一种火箭主动避让的调姿方法，确保卫星能够准确、顺利入轨。
技术实现思路
1、针对现有技术存在的问题，本专利技术实施例提供了一种火箭调姿方法、装置、介质及设备，以解决或者部分解决现有技术中在星箭分离时，火箭可能与卫星发生碰撞，导致卫星无法准确、顺利入轨的技术问题。
2、本专利技术的第一方面，提供一种火箭调姿方法，所述方法包括：
3、在星箭分离指令发出后的第一时刻，根据姿态四元数确定所述第一时刻对应的坐标旋转矩阵；
4、确定第一调姿阶段内每个调姿时刻下箭体坐标系绕目标z轴转过的姿态角所述第一调姿阶段为所述第一时刻至第二时刻包含的时段；所述目标z轴为所述第一时刻下所述箭体坐标系中的z轴；
5、根据所述坐标旋转矩阵和所述每个调姿时刻下箭体坐标系绕z轴转过的姿态角确定所述每个调姿时刻下导航坐标系下的程序角；
6、基于所述每个调姿时刻下导航坐标系下的程序角对箭体进行调姿，以将所述箭体调整至目标位置。
7、上述方案中，所述根据姿态四元数确定所述第一时刻对应的坐标旋转矩阵，包括：
8、获取所述姿态四元数，所述姿态四元数为q(q0 q
9、根据所述姿态四元数确定所述坐标旋转矩阵的各元素值，所述坐标旋转矩阵mdh2b0.5为：
10、
11、上述方案中，所述根据所述坐标旋转矩阵和所述每个调姿时刻下箭体坐标系绕z轴转过的姿态角确定所述每个调姿时刻下导航坐标系下的程序角，包括：
12、根据所述每个调姿时刻下箭体坐标系绕z轴转过的姿态角确定第一坐标转换矩阵
13、根据公式确定导航坐标系与每个调姿时刻箭体坐标系之间的第二坐标转换矩阵；
14、根据所述第二坐标转换矩阵确定所述每个调姿时刻下导航坐标系下的程序角；其中，
15、所述
16、所述
17、所述
18、所述
19、所述
20、所述
21、所述所述所述
22、
23、上述方案中，所述第一坐标转换矩阵为：
24、其中，所述为每个调姿时刻下箭体坐标系绕目标z轴转过的姿态角。
25、上述方案中，所述程序角包括：俯仰程序角、偏航程序角和滚动程序角；所述根据所述第二坐标转换矩阵确定所述每个调姿时刻下导航坐标系下的程序角，包括：
26、根据公式确定所述每个调姿时刻下导航坐标系下的程序角；其中，
27、所述φcx为所述俯仰程序角，所述ψcx为所述偏航程序角，所述γcx为所述滚动程序角；所述所述所述
28、上述方案中，所述确定第一调姿阶段内每个调姿时刻下箭体坐标系绕目标z轴转过的姿态角之后，所述方法还包括：
29、基于每个调姿时刻下箭体坐标系绕目标z轴转过的姿态角，确定每个调姿时刻下箭体方向与第一时刻下箭体方向之间的方向余弦矩阵；
30、根据所述方向余弦矩阵确定所述每个调姿时刻下箭体的姿态角偏差；
31、根据各所述姿态角偏差判断箭体调姿是否成功。
32、上述方案中，所述基于所述每个调姿时刻下的姿态角对箭体进行调姿之后，所述方法还包括：
33、在所述星箭分离指令发出的第三时刻，以所述第二时刻下箭体的程序角为起始程序角，以第一时刻下箭体的程序角为目标程序角，控制所述箭体从所述目标位置调整至初始位置。
34、本专利技术的第二方面，提供一种火箭调姿装置，所述装置包括：
35、第一确定单元，用于在星箭分离指令发出后的第一时刻，根据姿态四元数确定所述第一时刻对应的坐标旋转矩阵；
36、第二确定单元，用于确定第一调姿阶段内每个调姿时刻下箭体坐标系绕目标z轴转过的姿态角所述姿态角用于控制箭体避让卫星；所述第一调姿阶段为所述第一时刻至第二时刻包含的时段；所述目标z轴为所述第一时刻下所述箭体坐标系中的z轴；
37、第三确定单元，用于根据所述坐标旋转矩阵和所述每个调姿时刻下箭体坐标系绕z轴转过的姿态角确定所述每个调姿时刻下导航坐标系下的程序角；
38、控制单元，用于基于所述每个调姿时刻下导航坐标系下的程序角对箭体进行调姿，以将所述箭体调整至目标位置。
39、本专利技术的第三方面，提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该程序被处理器执行时实现第一方面中任一项所述方法的步骤。
40、本专利技术的第四方面，提供一种计算机设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述程序时实现第一方面中任一项所述方法的步骤。
41、本专利技术提供了一种火箭调姿方法、装置、介质及设备，方法包括：在星箭分离指令发出后的第一时刻，根据姿态四元数确定所述第一时刻对应的坐标旋转矩阵；确定第一调姿阶段内每个调姿时刻下箭体坐标系绕目标z轴转过的姿态角所述第一调姿阶段为所述第一时刻至第二时刻包含的时段；所述目标z轴为所述第一时刻下所述箭体坐标系中的z轴；根据所述坐标旋转矩阵和所述每个调姿时刻下箭体坐标系绕z轴转过的姿态角确定所述每个调姿时刻下导航坐标系下的程序角；基于所述每个调姿时刻下导航坐标系下的程序角对箭体进行调姿，将所述箭体调整至目标位置；如此，在星箭分离指令发出的第一时刻开始控制箭体进行调姿，以对卫星进行避让，确保星箭分离后卫星可准确、顺利入轨。
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1.一种火箭调姿方法，其特征在于，所述方法包括：
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据姿态四元数确定所述第一时刻对应的坐标旋转矩阵，包括：
3.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据所述坐标旋转矩阵和所述每个调姿时刻下箭体坐标系绕Z轴转过的姿态角确定所述每个调姿时刻下导航坐标系下的程序角，包括：
4.如权利要求3所述的方法，其特征在于，所述第一坐标转换矩阵为：
5.如权利要求4所述的方法，其特征在于，所述程序角包括：俯仰程序角、偏航程序角和滚动程序角；所述根据所述第二坐标转换矩阵确定所述每个调姿时刻下导航坐标系下的程序角，包括：
6.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述确定第一调姿阶段内每个调姿时刻下箭体坐标系绕目标Z轴转过的姿态角之后，所述方法还包括：
7.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述基于所述每个调姿时刻下的姿态角对箭体进行调姿之后，所述方法还包括：
8.一种火箭调姿装置，其特征在于，所述装置包括：
9.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，
10.一种计算机设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述程序时实现权利要求1-7任一项所述方法的步骤。
...【技术特征摘要】
1.一种火箭调姿方法，其特征在于，所述方法包括：
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据姿态四元数确定所述第一时刻对应的坐标旋转矩阵，包括：
3.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据所述坐标旋转矩阵和所述每个调姿时刻下箭体坐标系绕z轴转过的姿态角确定所述每个调姿时刻下导航坐标系下的程序角，包括：
4.如权利要求3所述的方法，其特征在于，所述第一坐标转换矩阵为：
5.如权利要求4所述的方法，其特征在于，所述程序角包括：俯仰程序角、偏航程序角和滚动程序角；所述根据所述第二坐标转换矩阵确定所述每个调姿时刻下导航坐标系下的程序角，包括：
6.如权...
【专利技术属性】
技术研发人员：谢凤云，杨凯铜，黄晓平，岳小飞，王志军，唐梦莹，何漫丽，张修玮，
申请(专利权)人：航天科工火箭技术有限公司，
类型：发明
国别省市：
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