一种航天器规避空间碎片的轨道设计方法、系统及装置制造方法及图纸

本发明专利技术公开了一种航天器规避空间碎片的轨道设计方法、系统及装置，方法包括：构建在摄动情况下，航天器和空间碎片的动力学模型；对航天器和空间碎片的动力学模型进行数据处理，获取航天器和空间碎片的位置信息；对航天器的脉冲速度增量进行建模，获取航天器初始状态增量集合；根据航天器和空间碎片的位置信息，对不同机动脉冲速度增量进行数据处理，得到不同状态下航天器与空间碎片的位置信息；对比不同状态下航天器与空间碎片的位置信息，选取航天器最优规避方案。该方法可以通过计算航天器的脉冲速度增量，选取最优的规避方案，且在考虑摄动力的情况下保证运算精度，对不同高度不同情况下的轨道具有普适性。情况下的轨道具有普适性。情况下的轨道具有普适性。

【技术实现步骤摘要】
一种航天器规避空间碎片的轨道设计方法、系统及装置


[0001]本专利技术属于航天器
，涉及一种航天器规避空间碎片的轨道设计方法、系统及装置。

技术介绍

[0002]随着航天技术的飞速发展，近地轨道空间碎片的数量持续增加。根据欧洲空间监视网的数据显示，截至2021年1月，直径超过10cm的空间碎片超过34000个，太空碎片造成的碰撞或解体等危险事件超过560次。一般来说，由于空间碎片与人造航天器之间的相对速度极大，一旦发生空间碰撞，在轨航天器将受到严重损坏甚至爆炸解体。历史上曾发生多起空间碰撞事件，如1991年俄罗斯的COSMOS1934航天器与编目的13475号空间碎片发生碰撞；1996年法国“樱桃”号航天器和编目的18208号空间碎片碰撞；2005年THOR BURNER2A火箭体与编目的26207号空间碎片碰撞；2009年COSMOS2251航天器与IRIDIUM33航天器发生碰撞。每次超高速空间碰撞，都极易造成空间物体解体，产生更多空间碎片，造成恶性循环，如2009年COSMOS2251航天器与IRIDIUM33航天器发生碰撞，总共产生2201个编目碎片。空间物体之间的相互碰撞不仅会对在轨航天器造成巨大的威胁，而且成为当前空间碎片增长的最主要因素。随着空间碰撞、解体产生的碎片不断累积，空间碰撞的级联效应(凯斯勒现象)将会愈专利技术显。凯斯勒现象将造成近地轨道被危险的太空垃圾所覆盖，失去能够安全运行的轨道。因此，如何针对已有的空间碎片进行航天器规避轨道设计是减少空间碰撞的重要前提，也是对空间安全的重要保证。
[0003]Patera和Russell P在文献《General Method for Calculating Satellite Collision Probability》中基于概率计算模型，通过一维碰撞概率积分方法推导速度增量的最优解，并利用两体轨道积分代替高精度轨道积分研究碰撞规避机动策略，该方法通过忽略部分摄动项得到规避轨道设计的解析方案，但其忽略的摄动项将会导致计算精度大大降低；为了提高运算精度，Lee S C、Kim H D以及Suk J在文献《Collision avoidance maneuver planning using GA for LEO and GEO satellite maintained in keeping area》中针对燃料消耗和机动时长，采用遗传算法对多目标优化问题进行求解，得到碰撞规避机动策略，该方法采用了一种启发式算法的方式自主搜索结果，但启发式算法往往容易陷入局部最优，自身存在诸如轨道高度、轨道形状等的限制条件。
[0004]目前主流的在轨航天器规避轨道设计方法分为如下两种：第一种是通过忽略月球引力、太阳引力、太阳光压以及稀薄大气阻力等摄动项的影响，得到解析形式的规避轨道设计方案；第二种是通过启发式算法自主搜索规避策略。为了保证在轨航天器规避空间碎片的规避轨道设计的准确性，使计算偏差带来的不良影响尽可能小，需要考虑摄动项的影响，但会增加计算的复杂度，使得轨道动力学方程呈强非线性。此外，还应避免规避轨道设计过程中受到局部最优、诸如轨道高度等的一系列外因限制或高昂的搜索结果，进而使得所提出的规避轨道设计方法具有通用性。

技术实现思路

[0005]本专利技术的目的在于解决现有技术中的问题，提供一种航天器规避空间碎片的轨道设计方法、系统及装置；在摄动的情况下，通过建立航天器和空间碎片的动力学模型，得到航天器和空间碎片的位置信息，当空间碎片靠近航天器时，航天器通过脉冲机动规避空间碎片从而保证航天器的安全。该方法可以通过计算航天器的脉冲速度增量，选取最优的规避方案，且在考虑摄动力的情况下保证运算精度，对不同高度不同情况下的轨道具有普适性。
[0006]为达到上述目的，本专利技术采用以下技术方案予以实现：
[0007]一种航天器规避空间碎片的轨道设计方法，包括以下步骤：
[0008]构建在摄动情况下，航天器和空间碎片的动力学模型；
[0009]对航天器和空间碎片的动力学模型进行数据处理，获取航天器和空间碎片的位置信息；
[0010]对航天器的脉冲速度增量进行建模，获取航天器初始状态增量集合；
[0011]根据航天器和空间碎片的位置信息，对不同机动脉冲速度增量进行数据处理，得到不同状态下航天器与空间碎片的位置信息；
[0012]对比不同状态下航天器与空间碎片的位置信息，选取航天器最优规避方案。
[0013]本专利技术进一步的改进在于：
[0014]摄动情况包含地球非球形扁状摄动、太阳引力摄动、月球引力摄动、太阳光压摄动和大气阻力摄动。
[0015]航天器和空间碎片的动力学模型为：
[0016][0017]其中，矢量v为空间物体的速度矢量；矢量r为空间物体的位置矢量；标量r为空间物体距离轨道中心的距离；标量μ＝GM为中心天体引力常数，G为万有引力常数，M为中心天体质量；代表速度矢量的一阶导；代表距离矢量的一阶导；为地球非球形扁状摄动导致的加速度变化矢量；为太阳引力摄动导致的加速度变化矢量；为月球引力摄动导致的加速度变化矢量；为太阳光压摄动导致的加速度变化矢量；为大气阻力摄动导致的加速度变化矢量；Δv为航天器进行机动时的脉冲速度增量，对于空间碎片来说，Δv为0矢量。
[0018]对航天器和空间碎片的动力学模型进行数据处理，获取航天器和空间碎片的位置信息的具体方式为：
[0019]根据空间物体所处的轨道高度选择合适的摄动，并取Δv为0矢量，通过采用四阶龙格库塔法对公式(1)进行数值积分得到航天器和空间碎片的运动轨迹，并确定在没有轨道机动的时候，两者间距离最近的时刻t
f
；
[0020]四阶龙格库塔法为：
[0021][0022]具体的有
[0023][0024]其中，h为时间间隔；k1是时间段开始时的斜率；k2是时间段中点的斜率，通过欧拉法对斜率k1进行处理来决定x在点的值；k3是中点的斜率，采用斜率k2决定x值；k4是时间段终点的斜率，其x值用k3决定；f(
·
)为需要进行数值积分的微分方程；下标n为数值积分的第n步；x
n
为数值积分第n步的自变量；x
n+1
为数值积分第n+1步的自变量；t
n
为第n步积分的累计时间；通过龙格库塔法，x
n+1
由当前的函数值x
n
计算出来，以此得到微分方程的数值解。
[0025]对航天器的脉冲速度增量进行建模，获取航天器初始状态增量集合的具体方式为：
[0026]任取轨道面内三点P1(x1,y1,z1)，P2(x2,y2,z2)及P3(x3,y3,z3)，则P1P2(x1‑
x2,y1‑
y2,z1‑
z2)，P1P3(x1‑
x3,y1‑
y3,z1‑
z3)，轨道面的法向量记为
[0027]初始状态增量在ECI系下x、y、z三轴上的分本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航天器规避空间碎片的轨道设计方法，其特征在于，包括以下步骤：构建在摄动情况下，航天器和空间碎片的动力学模型；对航天器和空间碎片的动力学模型进行数据处理，获取航天器和空间碎片的位置信息；对航天器的脉冲速度增量进行建模，获取航天器初始状态增量集合；根据航天器和空间碎片的位置信息，对不同机动脉冲速度增量进行数据处理，得到不同状态下航天器与空间碎片的位置信息；对比不同状态下航天器与空间碎片的位置信息，选取航天器最优规避方案。2.根据权利要求1所述的航天器规避空间碎片的轨道设计方法，其特征在于，所述摄动情况包含地球非球形扁状摄动、太阳引力摄动、月球引力摄动、太阳光压摄动和大气阻力摄动。3.根据权利要求1所述的航天器规避空间碎片的轨道设计方法，其特征在于，所述航天器和空间碎片的动力学模型为：其中，矢量v为空间物体的速度矢量；矢量r为空间物体的位置矢量；标量r为空间物体距离轨道中心的距离；标量μ＝GM为中心天体引力常数，G为万有引力常数，M为中心天体质量；代表速度矢量的一阶导；代表距离矢量的一阶导；为地球非球形扁状摄动导致的加速度变化矢量；为太阳引力摄动导致的加速度变化矢量；为月球引力摄动导致的加速度变化矢量；为太阳光压摄动导致的加速度变化矢量；为大气阻力摄动导致的加速度变化矢量；Δv为航天器进行机动时的脉冲速度增量，对于空间碎片来说，Δv为0矢量。4.根据权利要求3所述的航天器规避空间碎片的轨道设计方法，其特征在于，所述对航天器和空间碎片的动力学模型进行数据处理，获取航天器和空间碎片的位置信息的具体方式为：根据空间物体所处的轨道高度选择合适的摄动，并取Δv为0矢量，通过采用四阶龙格库塔法对公式(1)进行数值积分得到航天器和空间碎片的运动轨迹，并确定在没有轨道机动的时候，两者间距离最近的时刻t
f
；四阶龙格库塔法为：具体的有
其中，h为时间间隔；k1是时间段开始时的斜率；k2是时间段中点的斜率，通过欧拉法对斜率k1进行处理来决定x在点的值；k3是中点的斜率，采用斜率k2决定x值；k4是时间段终点的斜率，其x值用k3决定；f(
·
)为需要进行数值积分的微分方程；下标n为数值积分的第n步；x
n
为数值积分第n步的自变量；x
n+1
为数值积分第n+1步的自变量；t
n
为第n步积分的累计时间；通过龙格库塔法，x
n+1
由当前的函数值x
n
计算出来，以此得到微分方程的数值解。5.根据权利要求1所述的航天器规避空间碎片的轨道设计方法，其特征在于，所述对航天器的脉冲速度增量进行建模，获取航天器初始状态增量集合的具体方式为：任取轨道面内三点P1(x1,y1,z1)，P2(x2,y2,z2)及P3(x3,y3,z3)，则P1P2(x1‑
x2,y1‑
y2,z1‑
z2)，P1P3(x1‑
x3,y1‑
y3,z1‑
z3)，轨道面的法向量记为初始状态增量在ECI系下x、y、z三轴上的分量为：其中，U表示均匀分布；ECI系为地心惯性坐标系OXYZ；Δvx
‑
和Δvx
+
分别表示航天器在x轴方向负向和正...

【专利技术属性】
技术研发人员：张震，方群，陈建林，孙冲，朱战霞，王小龙，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：