【技术实现步骤摘要】
一种基于策略切换的航天器护卫问题求解方法
[0001]本专利技术设计属于航天
，具体涉及一种基于策略切换的航天器护卫问题求解方法。
技术介绍
[0002]航天器轨道追逃是一种具有广泛应用背景的数学问题，经典轨道追逃问题中的参与者普遍具有相同的目标，即对距离的争夺。然而，一些在轨航天器由于其价值高燃料需要用于在轨工作，因此在受到进攻星威胁时不能自主躲避，需要释放微纳卫星作为防御星进行协同对抗，而自身作为主星主要负责信息的传输。防御星与进攻星之间对于主星的争夺就称为航天器护卫问题，进攻星的目的是竭尽一切努力靠近主星，同时又要保证自身不被防御星拦截破坏；防御星的目的是尽可能在进攻星靠近主星前将其拦截摧毁。
[0003]目前对航天器护卫问题的建模与求解大部分使用微分对策方法，但由于其属于博弈类型中的非零和博弈，进攻星和防御星的性能指标并不相同，因此对其最优控制策略的求解往往非常复杂。
技术实现思路
[0004]为了克服上述现有技术的缺点，本专利技术的目的在于提供一种基于策略切换的航天器护卫问题求解方法，...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种基于策略切换的航天器护卫问题求解方法，其特征在于，包括：获取主星、进攻星和防御星的航天器护卫问题参数；根据主星、进攻星和防御星的航天器护卫问题参数建立航天器护卫问题模型；将获取主星、进攻星和防御星的航天器护卫问题参数中的初始参数代入航天器护卫问题模型得到进攻星和防御星在两个阶段的控制策略；通过实时确定进攻星和防御星所在阶段切换对应的控制策略。2.根据权利要求1所述的一种基于策略切换的航天器护卫问题求解方法，其特征在于，所述问题参数包括：参考卫星轨道半长轴、进攻星初始状态、防御星初始状态、主星位置、进攻星的加速度大小上限、防御星的加速度大小上限以及进攻星和防御星的安全距离。3.根据权利要求1所述的一种基于策略切换的航天器护卫问题求解方法，其特征在于，所述根据主星、进攻星和防御星的航天器护卫问题参数建立航天器护卫问题模型具体如下：当时，当时，时，其中，a为进攻星的下标；d为防御星的下标；m为主星的下标；X
a
为进攻星的状态矢量；X
d
为防御星的状态矢量；x为相对坐标系下轨道径向的位置分量；y为相对坐标系下飞行方向的位置分量；z为相对坐标系下轨道角动量方向的位置分量；v
x
为相对坐标系下轨道径向的速度分量；v
y
为相对坐标系下轨道飞行方向的速度分量；v
z
为相对坐标系下轨道角动量方向的速度分量；u
a
为进攻星施加的连续控制量；u
d
为防御星施加的连续控制量；B为进攻星和防御星的控制矩阵；A为航天器相对运动动力学约束矩阵，d
safe
为进攻星设置的与防御星之间的安全距离；J
a
为进攻星和防御星之间距离大于安全距离时进攻星的性能指标；J
d
为进攻星和防御星之间距离大于安全距离时防御星的性能指标；J为进攻星和防御星之间距离小于安全距离时双方的性能指标；u
amax
为进攻星能施加的最大加速度；u
dmax
为防御星能施加的最大加速度；‖S‖为表示对一个三维实向量的2范数；Q、R
d
、和R
a
均为对称半正定矩阵。4.根据权利要求3所述的一种基于策略切换的航天器护卫问题求解方法，其特征在于，所述对称半正定矩阵满足：
Q＝k1I6×6，R
d
＝k2I3×3，R
a
＝k3I3×3ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(4)式中：k1＝10
‑5,k2＝1,k3＝0.8A具体形式通过轨道动力学里的CW方程构建，即：A具体形式通过轨道动力学里的CW方程构建，即：其中，n为参考卫星的轨道角速度；μ为地球引力场系数，a0为参考卫星的轨道半长轴；k1、k2和k3为权重系数。5.根据权利要求3所述的一种基于策略切换的航天器护卫问题求解方法，其特征在于，所述将获取主星、进攻星和防御星的航天器护卫问题参数中的初始参数代入航天器护卫问题模型得到进攻星和防御星在两个阶段的控制策略，具体如下：S1：主星、进攻星和防御星的航天器护卫问题参数中的初始参数代入航天器护卫问题模型；S2：当时为阶段α，当时为阶段β；S3：采用动态规划法求解S2中阶段α的双边优化问题，得到进攻星和防御星在阶段α的控制策略；S4：确定进攻星和防御星在阶段β的控制策略。6.根据权利要求5...
【专利技术属性】
技术研发人员：李一峰，党朝辉，唐生勇，肖余之，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：
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