小天体防御编队卫星的队形设计与控制方法技术

本发明专利技术提供了一种小天体防御编队卫星的队形设计与控制方法，基于小天体轨道偏转模型，通过多目标优化算法实现编队飞行初始条件的搜索，设计相应的控制方法维持编队队形，具体包括步骤如下：步骤一：定义小天体轨道偏转距离；步骤二：建立镜面反射卫星诱导推力模型；步骤三：基于编队卫星相对动力学模型，搜索编队飞行初始条件；步骤四：设计编队控制方法，维持编队队形；步骤五：通过仿真，评估小天体防御编队卫星队形设计与控制效果。本发明专利技术能够对小天体防御编队卫星进行队形设计与控制，适应镜面卫星的工作要求，保证卫星编队工作效率，实现卫星编队对小天体的高精度跟踪。

【技术实现步骤摘要】
小天体防御编队卫星的队形设计与控制方法
本专利技术涉及编队卫星的队形设计与控制方法，尤其涉及一种小天体防御编队卫星的队形设计与控制方法。
技术介绍
近地小天体接近或进入地球轨道、可能撞上地球，现在大约有2000颗直径大于1公里的小天体和10万颗直径大于100米的小天体；这样的近地小天体一旦与地球相撞，将会带来全球性的浩劫，因此近地小天体防御具有重要的意义。由于小天体的飞行速度和质量都很大，一旦发现小行星有撞击地球可能，人类需要有充足的时间用于防卫准备，而准备的时间一般要在十年以上。根据现有科学技术水平，目前较为现实的方案是利用各种太空望远镜和地面观测设施对小天体的轨道进行详细分析，判断该小天体是否可能与地球相撞；若相撞的可能性很大，将会通过多种手段将该天体推离初始的轨道。常见的小天体防御方法有核能攻击、动能作用、航天器推力作用、质量运输等，其中核能攻击方案需要重量级的核弹；动能作用需要飞行器与小天体产生猛烈碰撞；推力作用对卫星或火箭的推进能力提出高要求；质量运输方案通过钻台将小天体外层变成碎片、利用电磁炮将碎片加速喷出。较高的应用条件限制了上述方案的应用，考虑到当前小天体主动防御方案本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种小天体防御编队卫星的队形设计与控制方法，其特征在于，基于偏转距离定义和诱导推力模型，建立小天体轨道偏转模型，通过多目标优化算法实现编队飞行初始条件的搜索，设计相应的控制方法维持编队队形，具体包括步骤如下：步骤一：定义小天体轨道偏转距离；步骤二：建立镜面反射卫星诱导推力模型；步骤三：基于编队卫星相对动力学模型，搜索编队飞行初始条件；步骤四：设计编队控制方法，维持编队队形；步骤五：通过仿真，评估小天体防御编队卫星队形设计与控制效果。

【技术特征摘要】
1.一种小天体防御编队卫星的队形设计与控制方法，其特征在于，基于偏转距离定义和诱导推力模型，建立小天体轨道偏转模型，通过多目标优化算法实现编队飞行初始条件的搜索，设计相应的控制方法维持编队队形，具体包括步骤如下：步骤一：定义小天体轨道偏转距离；步骤二：建立镜面反射卫星诱导推力模型；步骤三：基于编队卫星相对动力学模型，搜索编队飞行初始条件；步骤四：设计编队控制方法，维持编队队形；步骤五：通过仿真，评估小天体防御编队卫星队形设计与控制效果。2.根据权利要求1所述的小天体防御编队卫星的队形设计与控制方法，其特征在于，所述步骤一中，定义ΔM为推力作用下平近点角的改变量：ΔM＝(ne-ni)tMOID+niti-nete+ΔMsim其中tMOID为未施加主动防御下，地球轨道与小天体轨道相交的时刻；ne,ni分别为未施加主动防御下，地球与小天体的角速度；诱导推力作用时间段为[ti,te]，ti为诱导推力作用起始时刻，te为诱导推力作用结束时刻；ΔMsim为诱导推力作用时间段内平近点角的改变量；通过ΔM和余弦定理得到未施加主动防御与受到诱导推力后的轨道在tMOID的矢径差Δr；在步骤五中通过小天体轨道偏转距离Δr，评估该防御方案的效果。3.根据权利要求1所述的小天体防御编队卫星的队形设计与控制方法，其特征在于，所述步骤二中，编队卫星的镜面反射系统将太阳光收集、汇聚并反射至小天体表面，使小天体表面物质升华，产生的气体形成反作用推力udev：

【专利技术属性】
技术研发人员：陈晶，秦雷，李文龙，李金岳，
申请(专利权)人：上海卫星工程研究所，
类型：发明
国别省市：上海,31