技術(shù)特征：

1.一種小天體防御編隊衛(wèi)星的隊形設(shè)計與控制方法，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，通過多目標優(yōu)化算法實現(xiàn)編隊飛行初始條件的搜索，設(shè)計相應(yīng)的控制方法維持編隊隊形，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：基于編隊衛(wèi)星相對動力學(xué)模型，搜索編隊飛行初始條件；

步驟四：設(shè)計編隊控制方法，維持編隊隊形；

步驟五：通過仿真，評估小天體防御編隊衛(wèi)星隊形設(shè)計與控制效果。

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的小天體防御編隊衛(wèi)星的隊形設(shè)計與控制方法，其特征在于，所述步驟一中，定義ΔM為推力作用下平近點角的改變量：

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

其中t_MOID為未施加主動防御下，地球軌道與小天體軌道相交的時刻；n_e,n_i分別為未施加主動防御下，地球與小天體的角速度；誘導(dǎo)推力作用時間段為[t_i,t_e]，t_i為誘導(dǎo)推力作用起始時刻，t_e為誘導(dǎo)推力作用結(jié)束時刻；ΔM_sim為誘導(dǎo)推力作用時間段內(nèi)平近點角的改變量；通過ΔM和余弦定理得到未施加主動防御與受到誘導(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，評估該防御方案的效果。

3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的小天體防御編隊衛(wèi)星的隊形設(shè)計與控制方法，其特征在于，所述步驟二中，編隊衛(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：

$u_{dev}=\frac{S_{sc}{\stackrel{\‾}{v}}_{\exp }{\stackrel{\·}{m}}_{\exp }}{m_A}\·v_A$

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系下的反作用推力u_dev轉(zhuǎn)化為Hill坐標系下。

4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的小天體防御編隊衛(wèi)星的隊形設(shè)計與控制方法，其特征在于，所述步驟三中，為了實現(xiàn)主動防御任務(wù)、保障鏡面反射系統(tǒng)的工作條件，需跟蹤小天體、實現(xiàn)編隊隊形保持，編隊飛行初始條件將直接影響隊形保持效率、主動防御效能，需采用多目標優(yōu)化方法進行搜索；編隊飛行初始條件搜索的主要優(yōu)化目標包括羽流對衛(wèi)星的影響盡量小、盡量保證相對運動的周期性和鏡面反射系統(tǒng)工作效率盡量高。

5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的小天體防御編隊衛(wèi)星的隊形設(shè)計與控制方法，其特征在于，所述步驟四中，控制律的設(shè)計主要是使用衛(wèi)星相對于小天體的運動狀態(tài)形成反饋，從而保證編隊隊形；通過最小二乘法，求解得到如下控制律：

$Q^{*}=\underset{j=1}{\overset{6}{\Σ}}{W}_j{\left({\mathrm{\ΔE}}_{T,j}-{\∫}_0^{\mathrm{\δ}t}\frac{{\mathrm{dE}}_j}{dt}dt\right)}^2$

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

6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的小天體防御編隊衛(wèi)星的隊形設(shè)計與控制方法，其特征在于，所述步驟五中，通過數(shù)值仿真，驗證編隊飛行初始條件的優(yōu)化，驗證編隊衛(wèi)星的隊形保持能力，并利用步驟一所述的小天體軌道偏轉(zhuǎn)距離Δr，評估該方案的主動防御效果。