一种航天器单脉冲相对运动可达域计算方法

摘要

本发明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。

说明书

技术领域

本发明设计属于航天技术领域，具体涉及一种航天器单脉冲相对运动可达域计算方法。

背景技术

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。

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。

发明内容

针对现有技术中存在的问题，本发明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。

本发明是通过以下技术方案来实现：

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。

进一步的，所述初始相对位置r(t

r(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

进一步的，所述初始相对速度v(t

v(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

进一步的，所述轨道角速度为：

其中，μ＝3.986×10

进一步的，所述“位置-位置”传递矩阵为：

其中，

进一步的，所述“速度-位置”传递矩阵为：

其中，

进一步的，所述自然演化位置为：

r

其中，

进一步的，所述外层循环(i＝1,2,…,n

所述相对可达位置增量为Δr(t

Δr(t

其中，Δv

进一步的，所述相对可达位置为r(t

r(t

其中，

进一步的，所述构造凸多面体S

采用Delaunay三角剖分算法，以所有离散点r(t

采用Graham扫描法，从三角剖分矩阵T

其中，j＝1,2,…,n

与现有技术相比，本发明具有以下有益的技术效果：

本发明提供一种航天器单脉冲相对运动可达域计算方法，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；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；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；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；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，可计算得到在任意给定的参考轨道附近，由任意初始相对状态出发并施加具有给定上限约束的脉冲速度增量之后，在给定时间范围内任意离散时刻之后可达到的空间范围；具有计算效率高、精度好的优点，为轨道博弈任务的博弈策略优选提供了条件，本申请还可推广用于空间轨道交会、轨道机动以及在轨服务等领域。

附图说明

图1为本发明一种航天器单脉冲相对运动可达域计算方法流程图；

图2为本发明具体实施例中t1时刻得到的凸多面体示意图；

图3为本发明具体实施例中t2时刻得到的凸多面体示意图；

图4为本发明具体实施例中t3时刻得到的凸多面体示意图；

图5为本发明具体实施例中t4时刻得到的凸多面体示意图。

具体实施方式

下面结合具体的实施例对本发明做进一步的详细说明，所述是对本发明的解释而不是限定。

为了使本技术领域的人员更好地理解本发明方案，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分的实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都应当属于本发明保护的范围。

需要说明的是，本发明的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本发明的实施例能够以除了在这里图示或描述的那些以外的顺序实施。此外，术语“包括”和“具有”以及他们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含，例如，包含了一系列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或设备不必限于清楚地列出的那些步骤或单元，而是可包括没有清楚地列出的或对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或单元。

本发明提供一种航天器单脉冲相对运动可达域计算方法，如图1所示，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。

优选的，所述初始相对位置r(t

r(t

初始相对速度v(t

v(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

优选的，所述轨道角速度为：

其中，μ＝3.986×10

优选的，所述“位置-位置”传递矩阵为：

“速度-位置”传递矩阵为：

其中，

优选的，所述自然演化位置为：

r

优选的，所述外层循环(i＝1,2,…,n

所述相对可达位置增量为Δr(t

Δr(t

其中，Δv

所述相对可达位置为r(t

r(t

其中

优选的，所述构造凸多面体S

采用Graham扫描法，从三角剖分矩阵T

其中，j＝1,2,…,n

本发明提供一种优选实施例为：

假设在轨道高度h＝500km的圆参考轨道附近，有一颗航天器，其初始相对位置、速度见表1，单次脉冲速度增量上限为Δv

表1航天器初始相对位置和速度

下面给出采用本发明专利的具体实施步骤。

S1，输入参考轨道高度h、初始时刻t

S2，根据参考轨道高度h，计算参考轨道角速度ω，进而计算任意时刻t

首先，将h＝500×10

然后，计算得到各时刻t

其中：φ

S3，根据传递矩阵Φ

r

其中t

表2航天器各离散时刻的相对运动自然演化位置

S4，构造三层计算循环，具体为：

For i＝1,2,…,10；

For j＝1,2,…,20；

For k＝1,2,…,20；

t

Δv

Δr(t

r(t

End

End

End

进而计算得到不同时刻t

S5，对任意时刻t

最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明实施例技术方案的范围。