基于递进打靶法的双航天器博弈路径规划方法技术

本发明专利技术涉及一种基于递进打靶法的双航天器博弈路径规划方法，包括：建立有外力动力学下双航天器的真实博弈优化模型；建立所述真实博弈优化模型的最优控制条件；基于所述最优控制条件，采用修正打靶法求解无外力动力学下双航天器的简化博弈模型的最优解；将所述简化博弈模型的最优解作为所述真实博弈优化模型的初值，利用第二次打靶求解所述真实博弈优化模型的最优解，得到双航天器真实的博弈制导律。本发明专利技术解决了双航天器博弈制导律的计算量大、且初值不合理时最优性无法保证的问题。且初值不合理时最优性无法保证的问题。且初值不合理时最优性无法保证的问题。

【技术实现步骤摘要】
基于递进打靶法的双航天器博弈路径规划方法


[0001]本专利技术涉及航空航天制导控制
，尤其涉及一种基于递进打靶法的双航天器博弈路径规划方法。

技术介绍

[0002]随着交会对接技术特别是非合作交会技术的发展，采用交会方式接近目标航天器，并实施干扰或打击成为一种重要的空间攻击手段。在此形势下，如何在非合作方航天器试图接近我方航天器时，有效实施机动，规避敌方的接近，成为保护我方航天器安全的一个重要手段。
[0003]航天器交会
‑
反交会可看作一个双方的异目标最优控制问题，与经典的单方最优控制问题相比具有更多的对抗性和冲突性。采用微分博弈的方法对该类问题进行动态建模和规划是解决该类问题的一种有效手段。
[0004]针对双航天器博弈轨道的路径规划问题，现有的研究一般假设双方航天器具有连续小推力的机动能力，将航天器追逃问题建模为零和博弈问题，再利用微分对策方法进行研究，求取博弈问题的平衡点(鞍点)。该方法假设目标航天器和我方航天器都是“理性人”，并具有足够的计算能力和逻辑能力，从而能够预见所有可能的情况和预测最终收益，并总是采取使自己效用最大化的策略。即假设目标采用对自己最有利的轨道接近制导律，在此基础上求取我方航天器的轨道最优制导律。
[0005]针对航天器逃逸机动的研究，上述方法在追踪航天器接近律及控制能力等信息的假定和机动制导律生成的快速性等两个方面均存在一定的不足，且无法满足未来空间对抗的需要。在追踪航天器接近律方向，目标航天器逃逸机动制导律的最优性依赖于对追踪航天器接近策略及控制能力的假设。若追踪航天器不采用对其最有利的接近方式，则得用微分对策方法计算得到的逃逸机动制导律不一定具有最优性。在机动制导律生成方面，现有对航天器博弈制导律的解算均为密集型方法，计算量大，且不适用于实际在轨应用。

技术实现思路

[0006]为解决双航天器博弈制导律的计算量大、且在初值不合理时最优性无法保证的问题，本专利技术提供一种基于递进打靶法的双航天器博弈路径规划方法。
[0007]为实现上述专利技术目的，本专利技术的技术方案是：
[0008]本专利技术提供一种基于递进打靶法的双航天器博弈路径规划方法，包括：
[0009]建立有外力动力学下双航天器的真实博弈优化模型；
[0010]建立所述真实博弈优化模型的最优控制条件；
[0011]基于所述最优控制条件，采用修正打靶法求解无外力动力学下双航天器的简化博弈模型的最优解；
[0012]将所述简化博弈模型的最优解作为所述真实博弈优化模型的初值，利用第二次打靶求解所述真实博弈优化模型的最优解，得到双航天器真实的博弈制导律。
[0013]本专利技术与现有技术相比，具有如下有益效果：
[0014]根据本专利技术的方案，提供了一种高效的博弈动态反馈控制律求解算法，通过两步打靶实现双航天器博弈路径的高效求解。具体求解过程包括：首先通过建立无外力动力学下的简化博弈优化模型，基于对最优轨迹的定性分析构造具有良好性质的初始猜测，通过第一次打靶求解该问题。然后，将第一次打靶获得的无外力动力学博弈问题的最优解作为有外力动力学下的真实博弈问题的初值，通过第二次打靶获得最终的博弈最优解。该初值更接近最优解，可以提高打靶法的成功率。
[0015]根据本专利技术的一个方案，通过采用二次递进打靶法这种博弈动态反馈控制律求解算法，解决了现有技术中双航天器博弈制导律的计算量大、且在初值不合理时最优性无法保证的问题，为双航天器在轨博弈路径规划提供了一种有效的解决方案。
附图说明
[0016]为了更清楚地说明本专利技术实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对实施方式中所需要使用的附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本专利技术的一些实施方式，对于本领域普通技术人员而言，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0017]图1示意性表示本专利技术实施例提供的一种基于递进打靶法的双航天器博弈路径规划方法的实现流程图；
[0018]图2示意性表示本专利技术实施例提供的双航天器博弈坐标系的定义；
[0019]图3示意性表示本专利技术实施例提供的两次打靶法的求解过程框图；
[0020]图4示意性表示本专利技术实施例提供的推力方向角示意图；
[0021]图5示意性表示本专利技术实施例提供的终端时间估计示意图；
[0022]图6示意性表示本专利技术实施例提供的初始推力方向示意图；
[0023]图7示意性表示本专利技术实施例提供的第一次打靶猜测轨迹与最优轨迹的对比图；
[0024]图8示意性表示本专利技术实施例提供的第一次打靶猜测控制与最优控制的对比图；
[0025]图9示意性表示本专利技术实施例提供的两次打靶的追逃捕获博弈轨迹图；
[0026]图10示意性表示本专利技术实施例提供的两次打靶的追逃捕获博弈速度图；
[0027]图11示意性表示本专利技术实施例提供的第一次打靶收敛曲线图；
[0028]图12示意性表示本专利技术实施例提供的第二次打靶收敛曲线图。
具体实施方式
[0029]此说明书实施方式的描述应与相应的附图相结合，附图应作为完整的说明书的一部分。在附图中，实施例的形状或是厚度可扩大，并以简化或是方便标示。再者，附图中各结构的部分将以分别描述进行说明，值得注意的是，图中未示出或未通过文字进行说明的元件，为所属
中的普通技术人员所知的形式。
[0030]此处实施例的描述，有关方向和方位的任何参考，均仅是为了便于描述，而不能理解为对本专利技术保护范围的任何限制。以下对于优选实施方式的说明会涉及到特征的组合，这些特征可能独立存在或者组合存在，本专利技术并不特别地限定于优选的实施方式。本专利技术的范围由权利要求书所界定。
[0031]如图1所示，本专利技术实施例公开的一种基于递进打靶法的双航天器博弈路径规划方法的实现流程，具体包括以下步骤：
[0032]步骤100，建立有外力动力学下双航天器的真实博弈优化模型。
[0033]步骤200，建立所述真实博弈优化模型的最优控制条件。
[0034]步骤300，基于所述最优控制条件，采用修正打靶法求解无外力动力学下双航天器的简化博弈模型的最优解，从而得到简化博弈模型的最优控制律，并将其作为真实博弈优化问题的初值。
[0035]步骤400，根据真实博弈优化问题的初值，利用第二次打靶求解真实博弈优化模型的最优解，得到双航天器真实的博弈制导律。
[0036]本实施例使用CW方程描述双航天器的相对动力学关系，对基于递进打靶法的双航天器博弈路径规划方法的具体实施过程进行详细说明。如图2所示，地心惯性坐标系原点位于地球中心，X轴指向春分点γ，Y轴在赤道平面内与X轴垂直，Z轴由右手法则确定。目标轨道坐标系，又称Hill坐标系的原点与目标航天器质心固联，轨道坐标系x轴与目标器地心矢径r
e
重合，z轴垂直于轨道平面，并指向动量矩方向，y轴由右手法则确定。本实施例的博弈坐标系即为H本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种基于递进打靶法的双航天器博弈路径规划方法，包括：建立有外力动力学下双航天器的真实博弈优化模型；建立所述真实博弈优化模型的最优控制条件；基于所述最优控制条件，采用修正打靶法求解无外力动力学下双航天器的简化博弈模型的最优解；将所述简化博弈模型的最优解作为所述真实博弈优化模型的初值，利用第二次打靶求解所述真实博弈优化模型的最优解，得到双航天器真实的博弈制导律。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述双航天器包括追踪航天器和逃避航天器；建立有外力动力学下双航天器的真实博弈优化模型，包括：建立追踪航天器和逃避航天器的相对运动模型为：建立追踪航天器和逃避航天器的相对运动模型为：其中，x＝x
p
‑
x
e
＝[xyzv
x
v
y
v
z
]
T
为博弈状态，x
p
、x
e
分别为追踪航天器和逃避航天器在博弈坐标系下的状态矢量，x、y、z分别为博弈坐标系x、y、z三个方向上的位置坐标，v
x
、v
y
、v
z
分别为追踪者相对逃避者速度在博弈坐标系下的三个分量；n为博弈坐标系在参考圆轨道上运行的轨道角速度，下标p指追踪者，下标e指逃避者；控制量为推力加速度矢量，u
p
＝[u
px
u
py
u
pz
]
T
，u
e
＝[u
ex
u
ey
u
ez
]
T
，且满足u
p
≤T
p
、u
e
≤T
e
，T
p
和T
e
分别为追踪航天器和逃逸航天器能够产生的最大加速度；定义追踪者的支付函数为：而逃避者与其相反，终端时间为待求变量；构建推力方位角和高低角的控制模型为：其中，α为推力方向角，取值范围[
‑
π,π]；β为推力高低角，取值范围...

【专利技术属性】
技术研发人员：朱孟萍，解正友，郭继唐，宋琦，陈新龙，
申请(专利权)人：中国空间技术研究院，
类型：发明
国别省市：