一种航天器单脉冲相对运动可达域计算方法技术

本发明专利技术提供一种航天器单脉冲相对运动可达域计算方法，采集单脉冲相对运动可达域计算的相关参数；根据参考轨道高度，得到任意时刻对应的航天器相对运动状态传递矩阵；及航天器相对运动自然演化位置；构造三层计算循环得到不同时刻、不同俯仰角、不同偏航角下的相对可达位置增量以及相对可达位置；对任意时刻，以相对可达位置为离散点且遍历中层循环和内层循环的所有取值，构造凸多面体，得到该任意时刻的可达域，以航天器相对运动自然演化位置为中心，以凸多面体为包络边界的空间区域，得到总相对可达域构成的集合；本申请采用相对状态传递矩阵实现相对运动自然演化计算以及给定脉冲下的可达空域计算，具有计算效率高、精度好的优点。好的优点。好的优点。

【技术实现步骤摘要】
一种航天器单脉冲相对运动可达域计算方法


[0001]本专利技术设计属于航天
，具体涉及一种航天器单脉冲相对运动可达域计算方法。

技术介绍

[0002]在航天器轨道博弈任务中，常常涉及给定控制作用下的运动可达范围计算需求，这一方面可以给参与轨道博弈任务的各方航天器评估自身的机动能力提供依据，另一方面也为各方博弈策略的选取与优化提供了前提，例如，对于一对处于追逃过程的航天器来说，逃逸航天器希望到达追击航天器所不能到达的地方，从而避开危险，此时，如果有一种能够计算给定控制下的运动可达域的方法，则逃逸航天器便可朝追击航天器可达域之外的空间进行运动，与之相似，追击航天器应尽可能朝两者可达域交集的范围运动，由于轨道博弈任务具有响应速度快、状态转化剧烈、任务决策时间短、任务决策后果显著等特点，这要求可达域计算要满足快速性与精准性的双重要求。
[0003]在航天器任务规划与设计、空间目标跟踪等传统空间任务领域，已经出现了一些可达域计算方法，例如专利[1](CN201710447097.4)、专利[2](CN201810837425.6)等，然而，这些方法存在的局限性较为明显，不能适用于激烈对抗场景的轨道博弈领域，其中，专利[1]针对的是航天器在空间中的绝对可达域，不符合轨道博弈过程中广泛需要的相对可达域要求，且其可达域计算方法涉及非线性计算等高耗时过程，计算的快速性较差。而专利[2]针对的虽然是相对可达域计算问题，但其解决的是连续控制力下的可达域求解，而非轨道博弈任务所要求的脉冲速度增量控制及其约束下的可达域计算，除上述专利外，还有其他专利或论文也广泛报道了适用于各种空间任务的可达域计算方法，然而，现有方法无法同时兼顾相对运动与脉冲控制的双重约束，或者所给出的计算方法过于复杂无法满足实时性要求。

技术实现思路

[0004]针对现有技术中存在的问题，本专利技术提供一种航天器单脉冲相对运动可达域计算方法，能够支撑轨道博弈任务对相对可达域的实时性与精准性要求。
[0005]本专利技术是通过以下技术方案来实现：
[0006]一种航天器单脉冲相对运动可达域计算方法，其特征在于，包括以下步骤：
[0007]S1：采集参考轨道高度、初始时刻、终端时刻、初始相对位置、初始相对速度、单次脉冲速度增量最大值、时间离散数量、脉冲俯仰角离散数量及脉冲偏航角离散数量；
[0008]S2：根据参考轨道高度，计算参考轨道角速度，进而计算任意时刻对应的航天器相对运动的“位置
‑
位置”传递矩阵和“速度
‑
位置”传递矩阵；
[0009]S3：根据“位置
‑
位置”传递矩阵、“速度
‑
位置”传递矩阵、初始相对位置和相对速度计算得到任意时刻对应的航天器相对运动自然演化位置；
[0010]S4：构造三层计算循环，包括外层循环、中层循环和内层循环进而计算得到不同时
刻、不同俯仰角、不同偏航角下的相对可达位置增量以及相对可达位置；
[0011]S5：对任意时刻，以相对可达位置为离散点且遍历中层循环和内层循环的所有取值，构造凸多面体，得到该任意时刻的可达域，以航天器相对运动自然演化位置为中心，以凸多面体为包络边界的空间区域，得到总相对可达域构成的集合。
[0012]进一步的，所述初始相对位置r(t0)为：
[0013]r(t0)＝[x0,y0,z0]T
，
[0014]其中，x为机动航天器在轨道坐标系x轴上的坐标，y为机动航天器在轨道坐标系y轴上的坐标；z为机动航天器在轨道坐标系z轴上的坐标；v
x
为机动航天器在轨道坐标系x轴上的速度分量；v
y
为机动航天器在轨道坐标系y轴上的速度分量；v
z
为机动航天器在轨道坐标系z轴上的速度分量。
[0015]进一步的，所述初始相对速度v(t0)为：
[0016]v(t0)＝fv
x0
,v
y0
,v
z0
]T
；
[0017]其中，x为机动航天器在轨道坐标系x轴上的坐标，y为机动航天器在轨道坐标系y轴上的坐标；z为机动航天器在轨道坐标系z轴上的坐标；v
x
为机动航天器在轨道坐标系x轴上的速度分量；v
y
为机动航天器在轨道坐标系y轴上的速度分量；v
z
为机动航天器在轨道坐标系z轴上的速度分量。
[0018]进一步的，所述轨道角速度为：
[0019][0020]其中，μ＝3.986
×
10
14
为地球引力常数，单位为rad2·
s
‑2·
m3；a
E
＝6378137为地球平均半径，单位为米。
[0021]进一步的，所述“位置
‑
位置”传递矩阵为：
[0022][0023]其中，φ
11
＝4
‑
3cosθ，φ
21
＝6(sinθ
‑
θ)，φ
33
＝cosθ；且有θ＝ω
·
(t
i
‑
t)。
[0024]进一步的，所述“速度
‑
位置”传递矩阵为：
[0025][0026]其中，φ
24
＝
‑
φ
15
，φ
36
＝φ
14
；且有θ＝ω
·
(t
i
‑
t)。
[0027]进一步的，所述自然演化位置为：
[0028]r
p
(t
i
)＝Φ
rr
(t
i
,t0)
·
r(t0)+Φ
rv
(t
i
,t0)
·
v(t0)；
[0029]其中，
[0030]进一步的，所述外层循环(i＝1,2,
…
,n
t
)、中层循环(j＝1,2,
…
,n
α
)、内层循环(k＝1,2,
…
,n
β
)；
[0031]所述相对可达位置增量为Δr(t
i
,α
j
,β
k
)：
[0032]Δr(t
i
,α
j
,β
k
)＝Φ
rv
(t
i
,t0)
·
Δv
j,k
；
[0033]其中，Δv
j,k
＝[cosα
j
cosβ
k
,cosα
j
sinβ
k
,sinα
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航天器单脉冲相对运动可达域计算方法，其特征在于，包括以下步骤：S1：采集参考轨道高度、初始时刻、终端时刻、初始相对位置、初始相对速度、单次脉冲速度增量最大值、时间离散数量、脉冲俯仰角离散数量及脉冲偏航角离散数量；S2：根据参考轨道高度，计算参考轨道角速度，进而计算任意时刻对应的航天器相对运动的“位置
‑
位置”传递矩阵和“速度
‑
位置”传递矩阵；S3：根据“位置
‑
位置”传递矩阵、“速度
‑
位置”传递矩阵、初始相对位置和相对速度计算得到任意时刻对应的航天器相对运动自然演化位置；S4：构造三层计算循环，包括外层循环、中层循环和内层循环进而计算得到不同时刻、不同俯仰角、不同偏航角下的相对可达位置增量以及相对可达位置；S5：对任意时刻，以相对可达位置为离散点且遍历中层循环和内层循环的所有取值，构造凸多面体，得到该任意时刻的可达域，以航天器相对运动自然演化位置为中心，以凸多面体为包络边界的空间区域，得到总相对可达域构成的集合。2.根据权利要求1所述一种航天器单脉冲相对运动可达域计算方法，其特征在于，所述初始相对位置r(t0)为：r(t0)＝[x0,y0,z0]
T
，其中，x为机动航天器在轨道坐标系x轴上的坐标，y为机动航天器在轨道坐标系y轴上的坐标；z为机动航天器在轨道坐标系z轴上的坐标；v
x
为机动航天器在轨道坐标系x轴上的速度分量；v
y
为机动航天器在轨道坐标系y轴上的速度分量；v
z
为机动航天器在轨道坐标系z轴上的速度分量。3.根据权利要求1所述一种航天器单脉冲相对运动可达域计算方法，其特征在于，所述初始相对速度v(t0)为：v(t0)＝[v
x0
,v
y0
,v
z0
]
T
；其中，x为机动航天器在轨道坐标系x轴上的坐标，y为机动航天器在轨道坐标系y轴上的坐标；z为机动航天器在轨道坐标系z轴上的坐标；v
x
为机动航天器在轨道坐标系x轴上的速度分量；v
y
为机动航天器在轨道坐标系y轴上的速度分量；v
z
为机动航天器在轨道坐标系z轴上的速度分量。4.根据权利要求1所述一种航天器单脉冲相对运动可达域计算方法，其特征在于，所述轨道角速度为：其中，μ＝3.986
×
10
14
为地球引力常数，单位为rad2·
s
‑2·
m3；a
E
＝6378137为地球平均半径，单位为米。5.根据权利要求1所述一种航天器单脉冲相对运动可达域计算方法，其特征在于，所述“位置
‑
位置”传递矩阵为：
其中，φ
11
＝4
‑
3cosθ，φ
21
＝6(sinθ
‑
θ)，φ
33
＝cosθ；且有θ＝ω
·
(t
i
‑
t)。6.根据权利要求1所述一种航天器单脉冲相对运动可达域计算方法，其特征在于，所述“速度...

【专利技术属性】
技术研发人员：党朝辉，徐明，张皓，张力君，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：