本發(fā)明涉及編隊(duì)衛(wèi)星的隊(duì)形設(shè)計(jì)與控制方法，尤其涉及一種小天體防御編隊(duì)衛(wèi)星的隊(duì)形設(shè)計(jì)與控制方法。

背景技術(shù)：

近地小天體接近或進(jìn)入地球軌道、可能撞上地球，現(xiàn)在大約有2000顆直徑大于1公里的小天體和10萬顆直徑大于100米的小天體；這樣的近地小天體一旦與地球相撞，將會(huì)帶來全球性的浩劫，因此近地小天體防御具有重要的意義。

由于小天體的飛行速度和質(zhì)量都很大，一旦發(fā)現(xiàn)小行星有撞擊地球可能，人類需要有充足的時(shí)間用于防衛(wèi)準(zhǔn)備，而準(zhǔn)備的時(shí)間一般要在十年以上。根據(jù)現(xiàn)有科學(xué)技術(shù)水平，目前較為現(xiàn)實(shí)的方案是利用各種太空望遠(yuǎn)鏡和地面觀測(cè)設(shè)施對(duì)小天體的軌道進(jìn)行詳細(xì)分析，判斷該小天體是否可能與地球相撞；若相撞的可能性很大，將會(huì)通過多種手段將該天體推離初始的軌道。常見的小天體防御方法有核能攻擊、動(dòng)能作用、航天器推力作用、質(zhì)量運(yùn)輸?shù)龋渲泻四芄舴桨感枰亓考?jí)的核彈；動(dòng)能作用需要飛行器與小天體產(chǎn)生猛烈碰撞；推力作用對(duì)衛(wèi)星或火箭的推進(jìn)能力提出高要求；質(zhì)量運(yùn)輸方案通過鉆臺(tái)將小天體外層變成碎片、利用電磁炮將碎片加速噴出。

較高的應(yīng)用條件限制了上述方案的應(yīng)用，考慮到當(dāng)前小天體主動(dòng)防御方案的優(yōu)缺點(diǎn)，結(jié)合當(dāng)前衛(wèi)星編隊(duì)飛行技術(shù)發(fā)展水平，國(guó)外學(xué)者提出了一種基于鏡面衛(wèi)星編隊(duì)的小天體防御方案：利用多個(gè)衛(wèi)星在空間組成一定的編隊(duì)隊(duì)形，通過衛(wèi)星上攜帶的鏡面反射系統(tǒng)將太陽光收集、匯聚并反射至小天體表面，使小天體表面物質(zhì)升華，產(chǎn)生的氣體形成反作用推力，從而改變近地小天體的原始軌道，消除小天體對(duì)地球的威脅。該方案對(duì)衛(wèi)星編隊(duì)的隊(duì)形設(shè)計(jì)與控制提出了較高的要求，為了滿足基于鏡面衛(wèi)星編隊(duì)的小天體防御方案的應(yīng)用需求，本發(fā)明提出了一種小天體防御編隊(duì)衛(wèi)星的隊(duì)形設(shè)計(jì)與控制方法。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

為了滿足基于鏡面衛(wèi)星編隊(duì)的小天體防御方案的應(yīng)用需求，本發(fā)明提出了一種小天體防御編隊(duì)衛(wèi)星的隊(duì)形設(shè)計(jì)與控制方法，旨在滿足鏡面衛(wèi)星的工作要求，保證衛(wèi)星編隊(duì)工作效率，實(shí)現(xiàn)衛(wèi)星編隊(duì)對(duì)小天體的高精度跟蹤。

根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)方面，提供一種小天體防御編隊(duì)衛(wèi)星的隊(duì)形設(shè)計(jì)與控制方法，其特征在于，基于偏轉(zhuǎn)距離定義和誘導(dǎo)推力模型，建立小天體軌道偏轉(zhuǎn)模型，通過多目標(biāo)優(yōu)化算法實(shí)現(xiàn)編隊(duì)飛行初始條件的搜索，設(shè)計(jì)相應(yīng)的控制方法維持編隊(duì)隊(duì)形，具體包括步驟如下：

步驟一：定義小天體軌道偏轉(zhuǎn)距離；

步驟二：建立鏡面反射衛(wèi)星誘導(dǎo)推力模型；

步驟三：基于編隊(duì)衛(wèi)星相對(duì)動(dòng)力學(xué)模型，搜索編隊(duì)飛行初始條件；

步驟四：設(shè)計(jì)編隊(duì)控制方法，維持編隊(duì)隊(duì)形；

步驟五：通過仿真，評(píng)估小天體防御編隊(duì)衛(wèi)星隊(duì)形設(shè)計(jì)與控制效果。

優(yōu)選地，所述步驟一中，定義ΔM為推力作用下平近點(diǎn)角的改變量：

ΔM＝(n_e-n_i)t_MOID+n_it_i-n_et_e+ΔM_sim

其中t_MOID為未施加主動(dòng)防御下，地球軌道與小天體軌道相交的時(shí)刻；n_e,n_i分別為未施加主動(dòng)防御下，地球與小天體的角速度；誘導(dǎo)推力作用時(shí)間段為[t_i,t_e]，t_i為誘導(dǎo)推力作用起始時(shí)刻，t_e為誘導(dǎo)推力作用結(jié)束時(shí)刻；ΔM_sim為誘導(dǎo)推力作用時(shí)間段內(nèi)平近點(diǎn)角的改變量；通過ΔM和余弦定理得到未施加主動(dòng)防御與受到誘導(dǎo)推力后的軌道在t_MOID的矢徑差Δr；在步驟五中通過小天體軌道偏轉(zhuǎn)距離Δr，評(píng)估該防御方案的效果。

優(yōu)選地，所述步驟二中，編隊(duì)衛(wèi)星的鏡面反射系統(tǒng)將太陽光收集、匯聚并反射至小天體表面，使小天體表面物質(zhì)升華，產(chǎn)生的氣體形成反作用推力u_dev：

其中v_A為小行星的軌道速度方向；S_sc為升華物質(zhì)羽流散播因子；為小天體升華物質(zhì)的平均速度，由理想氣體的Maxwell-Boltzmann方程給出；m_A為小天體的剩余質(zhì)量；小行星表面單位時(shí)間內(nèi)升華物質(zhì)的質(zhì)量；在仿真過程中，需將式中小天體軌道坐標(biāo)系下的反作用推力u_dev轉(zhuǎn)化為Hill坐標(biāo)系下。

優(yōu)選地，所述步驟三中，為了實(shí)現(xiàn)主動(dòng)防御任務(wù)、保障鏡面反射系統(tǒng)的工作條件，需跟蹤小天體、實(shí)現(xiàn)編隊(duì)隊(duì)形保持，編隊(duì)飛行初始條件將直接影響隊(duì)形保持效率、主動(dòng)防御效能，需采用多目標(biāo)優(yōu)化方法進(jìn)行搜索；編隊(duì)飛行初始條件搜索的主要優(yōu)化目標(biāo)包括羽流對(duì)衛(wèi)星的影響盡量小、盡量保證相對(duì)運(yùn)動(dòng)的周期性和鏡面反射系統(tǒng)工作效率盡量高。

優(yōu)選地，所述步驟四中，控制律的設(shè)計(jì)主要是使用衛(wèi)星相對(duì)于小天體的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)形成反饋，從而保證編隊(duì)隊(duì)形；通過最小二乘法，求解得到如下控制律：

其中W為控制增益；ΔE_T＝E_i-E_T為時(shí)間間隔δt內(nèi)編隊(duì)衛(wèi)星理想的軌道根數(shù)變化；下標(biāo)j是軌道根數(shù)維度。

優(yōu)選地，所述步驟五中，通過數(shù)值仿真，驗(yàn)證編隊(duì)飛行初始條件的優(yōu)化，驗(yàn)證編隊(duì)衛(wèi)星的隊(duì)形保持能力，并利用步驟一所述的小天體軌道偏轉(zhuǎn)距離Δr，評(píng)估該方案的主動(dòng)防御效果。

與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明具有如下的有益效果：本發(fā)明能夠?qū)π√祗w防御編隊(duì)衛(wèi)星進(jìn)行隊(duì)形設(shè)計(jì)與控制，適應(yīng)鏡面衛(wèi)星的工作要求，保證衛(wèi)星編隊(duì)工作效率，實(shí)現(xiàn)衛(wèi)星編隊(duì)對(duì)小天體的高精度跟蹤，為小天體防御編隊(duì)衛(wèi)星的軌道設(shè)計(jì)和控制策略制定提供依據(jù)。

附圖說明

通過閱讀參照以下附圖對(duì)非限制性實(shí)施例所作的詳細(xì)描述，本發(fā)明的其它特征、目的和優(yōu)點(diǎn)將會(huì)變得更明顯：

圖1為本發(fā)明提供的小天體軌道偏轉(zhuǎn)示意圖；

圖2為本發(fā)明提供的小天體防御編隊(duì)衛(wèi)星隊(duì)形控制的仿真與評(píng)估流程圖。

具體實(shí)施方式

本發(fā)明所公開的一種小天體防御編隊(duì)衛(wèi)星的隊(duì)形設(shè)計(jì)與控制方法，具體包括如下步驟：

步驟一：定義ΔM為推力作用下平近點(diǎn)角的改變量：

ΔM＝(n_e-n_i)t_MOID+n_it_i-n_et_e+ΔM_sim (1)

其中t_MOID為未施加主動(dòng)防御下，地球1軌道與小天體2軌道相交的時(shí)刻；n_e,n_i分別為未施加主動(dòng)防御下，地球與小天體的角速度；誘導(dǎo)推力作用時(shí)間段為[t_i,t_e](t_i為誘導(dǎo)推力作用起始時(shí)刻，t_e為誘導(dǎo)推力作用結(jié)束時(shí)刻)；ΔM_sim為誘導(dǎo)推力作用時(shí)間段內(nèi)平近點(diǎn)角的改變量。通過ΔM和余弦定理可得到未施加主動(dòng)防御與受到誘導(dǎo)推力后的軌道在t_MOID的矢徑差Δr。在步驟五中可通過小天體軌道偏轉(zhuǎn)距離Δr，評(píng)估該防御方案的效果。小天體軌道偏轉(zhuǎn)示意圖如圖1所示。

步驟二：編隊(duì)衛(wèi)星的鏡面反射系統(tǒng)將太陽3的太陽光收集、匯聚并反射至小天體表面，使小天體表面物質(zhì)升華，產(chǎn)生的氣體形成反作用推力u_dev：

其中v_A為小行星的軌道速度方向；S_sc為升華物質(zhì)羽流散播因子；為小天體升華物質(zhì)的平均速度，可由理想氣體的Maxwell-Boltzmann方程給出；m_A為小天體的剩余質(zhì)量；小行星表面單位時(shí)間內(nèi)升華物質(zhì)的質(zhì)量。在仿真過程中，需將式(2)中小天體軌道坐標(biāo)系下的反作用推力u_dev轉(zhuǎn)化為Hill坐標(biāo)系下。

步驟三：為了實(shí)現(xiàn)主動(dòng)防御任務(wù)、保障鏡面反射系統(tǒng)的工作條件，需跟蹤小天體、實(shí)現(xiàn)編隊(duì)隊(duì)形保持，編隊(duì)飛行初始條件將直接影響隊(duì)形保持效率、主動(dòng)防御效能等，需采用多目標(biāo)優(yōu)化方法進(jìn)行搜索。編隊(duì)飛行初始條件搜索的主要優(yōu)化目標(biāo)包括羽流對(duì)衛(wèi)星的影響盡量小、盡量保證相對(duì)運(yùn)動(dòng)的周期性和鏡面反射系統(tǒng)工作效率盡量高等。

步驟四：控制律的設(shè)計(jì)主要是使用衛(wèi)星相對(duì)于小天體的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)形成反饋，從而保證編隊(duì)隊(duì)形。通過最小二乘法，求解得到如下控制律：

其中W為控制增益；ΔE_T＝E_i-E_T為時(shí)間間隔δt內(nèi)編隊(duì)衛(wèi)星理想的軌道根數(shù)變化；下標(biāo)j是軌道根數(shù)維度。

步驟五：通過數(shù)值仿真，驗(yàn)證編隊(duì)飛行初始條件的優(yōu)化，驗(yàn)證編隊(duì)衛(wèi)星的隊(duì)形保持能力，并利用步驟一所述的小天體軌道偏轉(zhuǎn)距離Δr，評(píng)估該方案的三主動(dòng)防御效果。小天體防御編隊(duì)衛(wèi)星隊(duì)形控制的仿真與評(píng)估流程如圖2所示。

本發(fā)明所提供的技術(shù)方案，能夠?qū)π√祗w防御編隊(duì)衛(wèi)星進(jìn)行隊(duì)形設(shè)計(jì)與控制，適應(yīng)鏡面衛(wèi)星的工作要求，保證衛(wèi)星編隊(duì)工作效率，實(shí)現(xiàn)衛(wèi)星編隊(duì)對(duì)小天體的高精度跟蹤，為小天體防御編隊(duì)衛(wèi)星的軌道設(shè)計(jì)和控制策略制定提供依據(jù)。

以上對(duì)本發(fā)明的具體實(shí)施進(jìn)行了描述。需要理解的是，本發(fā)明并不局限于上述特定實(shí)施方式，本領(lǐng)域技術(shù)人員可以在權(quán)利要求的范圍內(nèi)做出各種變形或修改，這并不影響本發(fā)明的實(shí)質(zhì)內(nèi)容。