【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及航天器，尤其涉及一种基于高斯伪谱法的航天器隐蔽机动轨迹规划方法。
技术介绍
1、随着空间探索技术的不断发展，全面、快速、准确获取空间信息的能力是空间探索技术的重点关注领域。目前，空间态势感知系统是获取空间信息的主要手段，其可以获取航天器的功能和状态信息。
2、在航天器的实际应用过程中，一些特殊情况下需要航天器能够避开空间态势感知系统的探测。目前，航天器避开空间态势感知系统的探测主要通过采用先进隐身材料涂层和特定外形设计来减小雷达散射截面积等方式实现。但是，由于航天器所处空间具有复杂的温度、光照和电磁环境，且为实现航天器的预定功能，需要航天器具有较高的载荷比，导致航天器的外形可设计范围较为有限，从而导致现有的通过采用先进隐身材料涂层和外形设计来使得航天器避开空间态势感知系统的探测在实际应用中存在一定的局限性，难以适用于各类航天器。
技术实现思路
1、为解决上述现有技术中存在的部分或全部技术问题，本专利技术提供一种基于高斯伪谱法的航天器隐蔽机动轨迹规划方法。
2、本专利技术的技术方案如下：
3、提供了一种基于高斯伪谱法的航天器隐蔽机动轨迹规划方法，所述方法包括：
4、建立航天器轨道动力学模型；
5、构建航天器隐蔽机动过程对应的态势感知系统约束、控制能力约束、边界条件约束和性能指标；
6、基于航天器轨道动力学模型、以及航天器隐蔽机动过程对应的态势感知系统约束、控制能力约束、边界条件约束和性能指标，创建航
7、利用高斯伪谱法对航天器隐蔽机动轨迹规划模型进行处理，获取离散形式的航天器隐蔽机动轨迹规划模型；
8、求解离散形式的航天器隐蔽机动轨迹规划模型，确定航天器的隐蔽机动轨迹，获取航天器在开始位置至终端位置间的状态变量和控制变量。
9、在一些可能的实现方式中，航天器轨道动力学模型表示为：
10、；
11、其中，、、分别表示航天器在地心惯性系下的位置矢量、速度矢量和发动机推力矢量，分别表示航天器位置在地心惯性系x轴、y轴和z轴下的分量，下标表示对应物理量在地心惯性系x轴、y轴和z轴下的分量，表示航天器质量，表示航天器轨道所绕中心天体的引力常数，表示航天器轨道所绕中心天体的地表加速度，表示发动机比冲，、、分别表示、、关于时间的导数，表示向量的2范数。
12、在一些可能的实现方式中，所述态势感知系统约束包括：天基态势感知系统对应的地球遮挡约束、地影约束、太阳光干扰约束和视场角约束，以及地基态势感知系统对应的地基雷达探测俯仰角约束、地基雷达探测偏航角约束和地基雷达探测距离约束。
13、在一些可能的实现方式中，所述控制能力约束表示为：
14、；
15、其中，表示航天器发动机能够提供的最大推力。
16、在一些可能的实现方式中，所述边界条件约束表示为：
17、；
18、其中，、、、分别表示给定的航天器隐蔽机动开始时刻、开始位置、开始时刻速度、开始时刻质量，、、分别表示航天器在开始时刻的位置、速度和质量，表示给定的航天器隐蔽机动终端位置，表示航天器在终端时刻的位置，表示给定的航天器隐蔽机动终端速度，表示航天器在终端时刻的速度。
19、在一些可能的实现方式中，性能指标包括时间最短或燃料最优；
20、时间最短性能指标表示为：
21、；
22、燃料最优性能指标表示为：；
23、其中，、分别表示时间最短性能函数、燃料最优性能函数。
24、在一些可能的实现方式中，航天器隐蔽机动轨迹规划模型表示为：
25、
26、；
27、其中，表示地球半径，表示大气层厚度，表示传感器搭载平台在地心惯性系下的位置矢量，和分别表示地球本影点在地心惯性系下的位置矢量和圆锥张角，表示的转置，表示航天器相对本影点的位置矢量，表示太阳相对天基态势感知系统的传感器搭载平台的位置矢量，表示传感器观测矢量，表示传感器的最大视场角，表示的转置，表示航天器相对传感器搭载平台的矢量，表示地基雷达与航天器连线的俯仰角，表示航天器与地心的距离，表示地基雷达与航天器的星下点间弧长对应的地心角，表示地基雷达探测俯仰角搜索范围，，和分别表示航天器与地心的连线与地面表面交点的赤经和赤纬，和分别表示地基雷达在地心坐标系下的经度和纬度，表示地基雷达与航天器连线的偏航角，表示地基雷达探测偏航角搜索范围，表示地基雷达与航天器的距离，表示地基雷达最大探测距离，表示态势感知系统约束，包含天基态势感知系统约束和地基态势感知系统约束，表示态势感知系统无法探测到航天器，、分别表示天基态势感知系统约束和地基态势感知系统约束，、分别表示天基态势感知系统、地基态势感知系统无法探测到航天器，表示地球遮挡约束，表示地影约束，表示太阳光干扰约束，表示视场角约束，对应的不等式成立时，，对应的不等式不成立时，，表示地基雷达探测俯仰角约束，表示地基雷达探测偏航角约束，表示地基雷达探测距离约束，对应的不等式成立时，，对应的不等式不成立时，。
28、在一些可能的实现方式中，离散形式的航天器隐蔽机动轨迹规划模型表示为：
29、；
30、其中，表示性能指标函数，表示性能指标函数中的终端性能指标，表示开始时刻的状态变量，表示终端时刻的状态变量，，表示划分的时域阶段数，表示每段时域内不包括首尾两点的配点数，表示第p段时域对应的时间，表示第p段时域的起始时间，表示第p段时域的结束时间，表示的积分权重系数，表示性能指标函数中的拉格朗日项积分部分，表示在第p段时域内状态变量在第k+1个配点处的取值，表示在第p段时域内控制变量在第k+1个配点处的取值，表示第p段时域的第个配点，分别表示、关于时间的导数，表示在第p段时域内状态变量在处取值，为处对应的拉格朗日插值基函数，表示第p段时域的第个配点，表示在第p段时域内状态变量在第i+1个配点处的取值，表示第p段时域的状态微分矩阵的第k行第i列的元素，状态微分矩阵是一个的矩阵，为处对应的拉格朗日插值基函数，为时间在区间[-1,1]的映射，表示第p段时域的第个配点，表示第p段时域的第个配点，表示在第p段时域内控制变量在处的取值，为拉格朗日插值基函数，表示在第p段时域内控制变量在第i+1个配点处的取值，表示第p段时域航天器发动机能提供的最大推力，表示在第p段时域内状态变量在第1个配点处的取值，表示开始时刻和终端时刻的状态约束，记能否被态势感知系统探测到的标志位为，表示第p段时域的第个配点处的标志位，表示航天器在第p段时域的第个配点处满足天基态势感知系统约束和地基态势感知系统约束，不可被态势感知系统探测到，表示航天器在每段时域的每个配点处均满足态势感知约束，不可被态势感知系统探测到。
31、在一些可能的实现方式中，利用序列二次规划算法求解离散形式的航天器隐蔽机动轨迹规划模型。
32、本专利技术技术方案的主要优点如下本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种基于高斯伪谱法的航天器隐蔽机动轨迹规划方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的基于高斯伪谱法的航天器隐蔽机动轨迹规划方法，其特征在于，航天器轨道动力学模型表示为：
3.根据权利要求2所述的基于高斯伪谱法的航天器隐蔽机动轨迹规划方法，其特征在于，所述态势感知系统约束包括：天基态势感知系统对应的地球遮挡约束、地影约束、太阳光干扰约束和视场角约束，以及地基态势感知系统对应的地基雷达探测俯仰角约束、地基雷达探测偏航角约束和地基雷达探测距离约束。
4.根据权利要求3所述的基于高斯伪谱法的航天器隐蔽机动轨迹规划方法，其特征在于，所述控制能力约束表示为：
5.根据权利要求4所述的基于高斯伪谱法的航天器隐蔽机动轨迹规划方法，其特征在于，所述边界条件约束表示为：
6.根据权利要求5所述的基于高斯伪谱法的航天器隐蔽机动轨迹规划方法，其特征在于，性能指标包括时间最短或燃料最优；
7.根据权利要求6所述的基于高斯伪谱法的航天器隐蔽机动轨迹规划方法，其特征在于，航天器隐蔽机动轨迹规划模型表示为：
8.根据
9.根据权利要求8所述的基于高斯伪谱法的航天器隐蔽机动轨迹规划方法，其特征在于，利用序列二次规划算法求解离散形式的航天器隐蔽机动轨迹规划模型。
...【技术特征摘要】
1.一种基于高斯伪谱法的航天器隐蔽机动轨迹规划方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的基于高斯伪谱法的航天器隐蔽机动轨迹规划方法，其特征在于，航天器轨道动力学模型表示为：
3.根据权利要求2所述的基于高斯伪谱法的航天器隐蔽机动轨迹规划方法，其特征在于，所述态势感知系统约束包括：天基态势感知系统对应的地球遮挡约束、地影约束、太阳光干扰约束和视场角约束，以及地基态势感知系统对应的地基雷达探测俯仰角约束、地基雷达探测偏航角约束和地基雷达探测距离约束。
4.根据权利要求3所述的基于高斯伪谱法的航天器隐蔽机动轨迹规划方法，其特征在于，所述控制能力约束表示为：
5.根据权利要求4所...
【专利技术属性】
技术研发人员：郑中旭，白玉铸，陈荣，陈致钧，王璟贤，董默楠，赵勇，
申请(专利权)人：中国人民解放军国防科技大学，
类型：发明
国别省市：
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