一种基于逃逸弧的共面轨道多星规避制导方法技术

本发明专利技术公开的一种基于逃逸弧的共面轨道多星规避制导方法，属于航天器制导与控制技术领域

【技术实现步骤摘要】
一种基于逃逸弧的共面轨道多星规避制导方法


[0001]本专利技术涉及一种基于逃逸弧的共面轨道多星规避制导方法，属于航天器制导与控制

。

技术介绍

[0002]随着近地轨道空间目标数目的逐渐增加以及空间非合作目标交会技术的不断进步，轨道规避问题研究的重要性正日益凸显
。
轨道规避问题源于轨道交会与拦截问题，在该问题中，航天器需要通过自身的控制来规避未来一段时间内可能发生碰撞的其他机动或非机动目标
。
早期关于轨道规避的研究主要针对失效卫星或空间碎片等非机动的空间目标展开
。
在这些研究中，通常通过求解针对某项优化指标，如相对距离
、
相对轨道根数或碰撞概率等的单边最优问题，来生成所需的规避策略
。
然而，由于在这些研究中均没有考虑空间目标可能的机动，因此当用于应对具备机动能力的空间目标时，这些规避策略往往表现较差
。
当轨道机动的对象为具有机动能力的非合作目标时，传统的轨道碰撞规避问题将转变成轨道追逃问题
。
在轨道追逃本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.
一种基于逃逸弧的共面轨道多星规避制导方法，其特征在于：包括如下步骤，步骤一：在各追逃航天器的初始状态下，采用非线性相对运动方程计算各航天器的标称相对运动轨迹；步骤二：根据各追逃航天器沿标称轨迹传播的相对可达圆之间的位置关系，判断各追踪航天器标称轨迹的类型，求解各追逃可达圆的相交时间范围；步骤三：针对各相交时间范围，设置统一时标
t
U
，求解各追踪航天器的最大威胁弧段
T
PN
，进而得到决策时刻
t1的逃逸弧步骤四：根据当前决策时刻的逃逸弧是否为空，对规避轨迹末端位置的方向角
ξ
d1
进行寻优，以最小化对应的逃逸值函数确定所需施加的最优规避机动脉冲
Δ
V
E
，根据所述最优规避机动脉冲
Δ
V
E
实现基于逃逸弧的共面轨道多星规避制导
。2.
如权利要求1所述的一种基于逃逸弧的共面轨道多星规避制导方法，其特征在于：步骤一实现方法为，在各追逃航天器的初始状态下，采用逃逸航天器的初始轨道根数定义初始时刻的参考航天器轨道根数，根据参考航天器当地水平当地垂直坐标系下的非线性相对运动方程：计算各航天器的标称相对运动轨迹；其中：
x
和
y
为航天器的相对位置矢量在参考轨道坐标系下的轨道面内分量；
μ
为地球引力常数；
θ
为参考航天器的真近点角；
r
t
为参考航天器的地心距
。3.
如权利要求2所述的一种基于逃逸弧的共面轨道多星规避制导方法，其特征在于：步骤二实现方法为，考虑到相较于参考轨道半径而言，多星轨道规避过程中各航天器间均为近距离相对运动，因此基于
C
‑
W
方程构建共面轨道相对可达域，形式如下：
(x
‑
x
c
)2+(y
‑
y
c
)2≤(
κ1+
κ2)
Δ
V
x2
+(
κ2+
κ3)
Δ
V
y2
+(
κ4+
κ5)
Δ
V
x
Δ
V
y
ꢀꢀꢀꢀꢀ
(2)
其中：其中：
s
＝
sin(
ωΔ
t)
，
c
＝
cos(
ωΔ
t)
；
ω
为参考轨道的平均轨道角速度；
x0、y0为初始时刻航天器的相对位置矢量在参考轨道坐标系下的轨道面内分量，为初始时刻航天器的相对速度矢量在参考轨道坐标系下的轨道面内分量；
x
c
、y
c
为相对可达域的圆心在参考轨道系下的轨道面内分量，
κ1、
κ2、
κ3、
κ4为计算相对可
达域半径的四个系数，
Δ
V
x
、
Δ
V
y
为最大脉冲速度增量
Δ
V
max
在参考轨道坐标系下的轨道面内分量，
ξ
Δ
V
为脉冲速度增量与参考轨道坐标系
x
轴的夹角；相对运动时间
Δ
t
远小于参考轨道周期
T
时，式
(2)
所描述的共面轨道相对可达域等效为如下相对可达圆的形式；
(x
‑
x
c
)2+(y
‑
y
c
)2≤(
κ
xy
Δ
V
max
)2ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(4)
其中，
κ
xy
为计算相对可达域半径的简化系数，
Δ
V
max
为航天器的最大单次脉冲增量，其计算方法如式
(5)
根据参考轨道坐标系下，各追踪航天器与逃逸航天器沿步骤一所得标称轨迹传播的相对可达圆之间的位置关系，将
t1决策时刻各追踪航天器的标称轨迹分为以下三种类型：
1)
相离型，若沿标称轨迹传播的两可达圆满足
min(L
P
′
E
′
‑
R
P
‑
R
E
)
＞0ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(6)
即标称距离始终大于两可达圆的半径之和，则两可达圆始终相离；在这种情况下，追逃双方的可达圆不存在任何相交时刻；
2)
相交型；若沿标称轨迹传播的两可达圆满足即标称距离与两可达圆半径之和作差结果的最小值不大于0，且标称距离与追踪航天器可达圆半径之和与逃逸航天器可达圆半径作差结果的最小值不小于0；由于追踪航天器沿着标称轨迹运动，且追踪航天器的可达域半径随时间不断增大，在相交的情况下，追踪航天器可达圆和逃逸航天器可达圆存在一段相交时间范围
(t
ex1
,t
ex2
)
，其中
t
ex1
和
t
ex2
分别为两可达圆的第一次和第二次外切时刻；
3)
包含型；若沿标称轨迹传播的两可达圆满足
min(L
P
′
E
′
+R
P
‑
R
E
)
＜0ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(8)
即标称距离与追踪航天器可达圆半径之和与逃逸航天器可达圆半径作差结果的最小值小于0，则两可达圆除了相离和相交
(
包含相切
)
情况外，还存在追踪航天器可达圆完全包含于逃逸航天器可达圆的情况；此时，两可达圆存在两段不连续的相交时间范围
(t
ex1
,t
in1
)
与
(t
in2
,t
ex2
)
，其中
t
in1
和
t
in2
分别为两可达圆的第一次和第二次内切时刻；
t
ex1
和
t
ex2
分别为两可达圆的第一次外切时刻和第二次外切时刻；据此，判断各追踪航天器的标称轨迹类型，并计算对应不同类型的可达圆相交时间范围
。4.
如权利要求3所述的一种基于逃逸弧的共面轨道多星规避制导方法，其特征在于：步骤三实现方法为，对任意追踪航天器
P
，在决策时刻
t1后的任意相交时刻
t2，以参考坐标系下的标称相对位置点
P
′
为圆心的追踪航天器可达圆
⊙
P
′
(t2)
和以参考坐标系原点为圆心的逃逸航天器可达圆
⊙
E(t2)
相交于点
S1和点
S2；显然，可达圆
⊙
...

【专利技术属性】
技术研发人员：张昆鹏，张尧，叶吉，王鸿博，卢少兆，安泉，
申请(专利权)人：北京理工大学，
类型：发明
国别省市：