(19)中华 人民共和国 国家知识产权局 (12)发明 专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请 号 202111480793.8 (22)申请日 2021.12.0 6 (71)申请人 航天科工火箭 技术有限公司 地址 430000 湖北省武汉市新洲区阳逻经 济开发区红岗村阳逻开发区管委会五 楼504室 (72)发明人 邹延兵　张昌涌　黎桪　李晓苏　 汪潋　刘克龙　王志军　周一凡　 王晓玮　尹世卿　骆信宇　冯刚　 刘宏　胡驰　周军　 (74)专利代理 机构 武汉智汇为专利代理事务所 (普通合伙) 42235 代理人 李恭渝 (51)Int.Cl. G06F 30/20(2020.01)G06F 111/04(2020.01) (54)发明名称 一种受天基测控约束的火箭姿态角设计方 法 (57)摘要 本发明涉及一种受天基测控约束的火箭姿 态角设计方法， 包括以下步骤： S1、 选取中继卫 星， 根据中继卫星与火箭的位置关系以及火箭姿 态和天基相控阵天线在火箭上的位置关系， 求出 最优滚转角GAM以及天基相控阵天线指向夹角 Jiajiao； S2、 比较Jiajiao与天基相控阵天线波 束角A0的大小关系： S3、 比较出Jiajiao大于A0 时， 调整滚转角， 调整后计算天基测控覆盖 范围； S4、 当天基测控覆盖范围满足要求时， 则滚转角 设计完成； 当天基测控覆盖范围不满足要求时， 则需更换中继卫星重新进行上述步骤S1至步骤 S3的滚转角设计过程。 本发明可避免使用STK软 件调用弹道数据进行测控分析， 求出最优滚转角 和天基相控阵天线指向夹角， 能够有效减少运算 量， 缩短设计周期， 提高工作效率。 权利要求书2页 说明书5页 附图1页 CN 114036780 A 2022.02.11 CN 114036780 A 1.一种受天基测控约束的火箭姿态角设计方法， 其特 征在于， 包括以下步骤： S1、 选取中继卫星， 根据中继卫星与火箭的位置关系， 以及 火箭姿态和天基相控阵天线 在火箭上的位置关系信息求出最优 滚转角GAM以及天基相控阵天线指向夹角Jiajiao； S2、 比较Jiajiao与天基相控阵天线 波束角A0的大小关系： S3、 当步骤S2比较出Jiajiao大于A0时， 调整滚转角， 调整后计算天基测控覆盖范围； S4、 当天基测控覆盖范围满足要求时， 则当前设计的滚转角为受天基测控约束的最优 滚转角； 当天基测控覆盖范围不满足要求时， 则当前选取的中继卫星 无法满足测控需求， 需 更换中继卫星重新进行 上述步骤S1至步骤S3的滚转角设计过程。 2.根据权利要求1所述的一种受天基测控约束的火箭姿态角设计方法， 其特征在于， 所 述步骤S1中： 根据卫星所在轨道经度即可得到中继卫星在发射坐标系内的位置矢量 再根据 此刻火箭在发射坐标系内的位置矢量 将 通过坐标转换投影到导航 坐标系， 分别得到导 航坐标系下卫星的位置 矢量 和火箭的位置 矢量 计算得到在导航坐标系内火箭到中继卫星的位置矢量 进而将位置矢量 通过坐标转换投影到弹体坐标系， 得到 (RxDT， RyDT， RzDT)。 3.根据权利要求2所述的一种受天基测控约束的火箭姿态角设计方法， 其特征在于， 所 述弹体坐标系定义为： 坐标原点位于火箭质心， OX1轴与箭体纵对称轴一致， 指向头部方向， OY1轴垂直于OX1轴， 位于火箭纵对称面内， 指向上方， OZ1轴与OX1轴、 OY1轴构成右手 直角坐标 系。 最优滚转角GAM即为火箭到 中继卫星的矢量 投影到箭体坐标系Y1OZ1平面后与 天基相控阵天线指向的夹角； 天基相 控阵天线指向夹角Jiajiao为火箭到中继卫星的矢量 与天基相控阵天线指向之间的夹角。 4.根据权利要求3所述的一种受天基测控约束的火箭姿态角设计方法， 其特征在于， 所 述步骤S1中： 计算得到 后， 当天基天线指向在弹体坐标系 ‑OZ1轴方向， 可直接求出 与弹体坐标系 ‑OZ1轴的夹角Jiajiao： 所述最优滚转角GAM计算方法如下： 当RyDT为 正时， GAM为 正： 当RyDT为负时， GAM为负： 权　利　要　求　书 1/2 页 2 CN 114036780 A 25.根据权利要求1所述的一种受天基测控约束的火箭姿态角设计方法， 其特征在于， 所 述步骤S2中， 当Jiajiao不大于A0， 说明满足天基测控 需求， 无需调整滚转角； 当Jiajiao大 于A0时， 说明不满足 天基测控需求， 需要通过滚转角进行进一 步调整。 6.根据权利要求1所述的一种受天基测控约束的火箭姿态角设计方法， 其特征在于， 所 述步骤S3中， 调整滚转角方法为： S31、 首先计算火箭起飞后 至火箭进入目标轨道各时刻的GAM， 判断得到GAM绝对值的最 大值|GAMmax|和最小值|GAMmi n|； S32、 当|GAMmax|和|GAMmi n|均小于10 0°时， 继续判断： a.当15°≤|GAMmax|≤30 °时： 判断|GAM|≥|GAMmax|/2时， 记录该时刻T_GAM0， 及滚转 角GAM0＝GAMmax； b.当|GAMmax|＞30 °时： 判断| GAM|≥|GAMmax|/4时， 记录该时刻T_GAM0  及滚转角GAM0 ＝GAMmax/2； 判断|GAM|≥|GAMmax|* 3/4时， 记录该时刻T_GAM1， 及滚转角GAM1＝GAMmax。 当为序号a的情况时， 在T_GAM0时刻将滚转角调整至GAM0， 重新从火箭起飞开始， 计算 后续各时刻Jiajiao的大小； 当为序号b的情况 时， 在T_GAM0时刻将滚转角调整至GAM0， 在T_GAM1时刻将滚转角调整 至GAMtj1， 之后重新从火箭 起飞开始， 计算后续各时刻Jiajiao的大小。 判断满足Jiajiao≤A0的测控弧段T_tj00～T_tj01、 T_tj10～T_tj11、 T_tj20～T_ tj21……， 选取测控弧段最长的一段T_tjx0～T_tjx1， 由此 得到天基测控覆盖范围； S33、 当|GAM|max和|GAM|min均大于100 °时， 则需在发射前将箭体滚转角调整为180 °开 展发射任务， 或者在飞行过程中将滚转角调整180 °以满足天基测控需求； 然后在此基础上 重新计算得到各时刻Jiajiao的大小。 判断满足Jiajiao≤A0的测控弧段T_tj00～T_tj01、 T_tj10～T_tj11、 T_tj20～T_tj21 ……， 选取测控弧段最长的一段T_tj x0～T_tj x1， 由此得 到天基测控覆盖范围。 7.根据权利要求2所述的一种受天基测控约束的火箭姿态角设计方法， 其特征在于， 所 述发射坐标系定义为： 坐标原点位于发射原点， OY轴取过发射点的铅垂线， 向上为正， OX轴 与OY轴垂直， 指向理论 射向， OZ轴与OX轴 、 OY轴构成右手直角坐标系。 8.根据权利要求2所述的一种受天基测控约束的火箭姿态角设计方法， 其特征在于， 所 述导航坐标系定义为： 导航坐标系在火箭点火 瞬时与发射坐标系重合， 点火后， 坐标原 点位 置以发射时刻发射 点的牵连速度移动， 坐标轴OXd、 OYd、 OZd方向保持不变。权　利　要　求　书 2/2 页 3 CN 114036780 A 3