CN106843262A - 小天体防御编队卫星的队形设计与控制方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种小天体防御编队卫星的队形设计与控制方法，基于小天体轨道偏转模型，通过多目标优化算法实现编队飞行初始条件的搜索，设计相应的控制方法维持编队队形，具体包括步骤如下：步骤一：定义小天体轨道偏转距离；步骤二：建立镜面反射卫星诱导推力模型；步骤三：基于编队卫星相对动力学模型，搜索编队飞行初始条件；步骤四：设计编队控制方法，维持编队队形；步骤五：通过仿真，评估小天体防御编队卫星队形设计与控制效果。本发明能够对小天体防御编队卫星进行队形设计与控制，适应镜面卫星的工作要求，保证卫星编队工作效率，实现卫星编队对小天体的高精度跟踪。

Description

小天体防御编队卫星的队形设计与控制方法
技术领域
本发明涉及编队卫星的队形设计与控制方法，尤其涉及一种小天体防御编队卫星的队形设计与控制方法。
背景技术
近地小天体接近或进入地球轨道、可能撞上地球，现在大约有2000颗直径大于1公里的小天体和10万颗直径大于100米的小天体；这样的近地小天体一旦与地球相撞，将会带来全球性的浩劫，因此近地小天体防御具有重要的意义。
由于小天体的飞行速度和质量都很大，一旦发现小行星有撞击地球可能，人类需要有充足的时间用于防卫准备，而准备的时间一般要在十年以上。根据现有科学技术水平，目前较为现实的方案是利用各种太空望远镜和地面观测设施对小天体的轨道进行详细分析，判断该小天体是否可能与地球相撞；若相撞的可能性很大，将会通过多种手段将该天体推离初始的轨道。常见的小天体防御方法有核能攻击、动能作用、航天器推力作用、质量运输等，其中核能攻击方案需要重量级的核弹；动能作用需要飞行器与小天体产生猛烈碰撞；推力作用对卫星或火箭的推进能力提出高要求；质量运输方案通过钻台将小天体外层变成碎片、利用电磁炮将碎片加速喷出。
较高的应用条件限制了上述方案的应用，考虑到当前小天体主动防御方案的优缺点，结合当前卫星编队飞行技术发展水平，国外学者提出了一种基于镜面卫星编队的小天体防御方案：利用多个卫星在空间组成一定的编队队形，通过卫星上携带的镜面反射系统将太阳光收集、汇聚并反射至小天体表面，使小天体表面物质升华，产生的气体形成反作用推力，从而改变近地小天体的原始轨道，消除小天体对地球的威胁。该方案对卫星编队的队形设计与控制提出了较高的要求，为了满足基于镜面卫星编队的小天体防御方案的应用需求，本发明提出了一种小天体防御编队卫星的队形设计与控制方法。
发明内容
为了满足基于镜面卫星编队的小天体防御方案的应用需求，本发明提出了一种小天体防御编队卫星的队形设计与控制方法，旨在满足镜面卫星的工作要求，保证卫星编队工作效率，实现卫星编队对小天体的高精度跟踪。
根据本发明的一个方面，提供一种小天体防御编队卫星的队形设计与控制方法，其特征在于，基于偏转距离定义和诱导推力模型，建立小天体轨道偏转模型，通过多目标优化算法实现编队飞行初始条件的搜索，设计相应的控制方法维持编队队形，具体包括步骤如下：
步骤一：定义小天体轨道偏转距离；
步骤二：建立镜面反射卫星诱导推力模型；
步骤三：基于编队卫星相对动力学模型，搜索编队飞行初始条件；
步骤四：设计编队控制方法，维持编队队形；
步骤五：通过仿真，评估小天体防御编队卫星队形设计与控制效果。
优选地，所述步骤一中，定义ΔM为推力作用下平近点角的改变量：
ΔM＝(ne-ni)tMOID+niti-nete+ΔMsim
其中tMOID为未施加主动防御下，地球轨道与小天体轨道相交的时刻；ne,ni分别为未施加主动防御下，地球与小天体的角速度；诱导推力作用时间段为[ti,te]，ti为诱导推力作用起始时刻，te为诱导推力作用结束时刻；ΔMsim为诱导推力作用时间段内平近点角的改变量；通过ΔM和余弦定理得到未施加主动防御与受到诱导推力后的轨道在tMOID的矢径差Δr；在步骤五中通过小天体轨道偏转距离Δr，评估该防御方案的效果。
优选地，所述步骤二中，编队卫星的镜面反射系统将太阳光收集、汇聚并反射至小天体表面，使小天体表面物质升华，产生的气体形成反作用推力udev：
其中vA为小行星的轨道速度方向；Ssc为升华物质羽流散播因子；为小天体升华物质的平均速度，由理想气体的Maxwell-Boltzmann方程给出；mA为小天体的剩余质量；小行星表面单位时间内升华物质的质量；在仿真过程中，需将式中小天体轨道坐标系下的反作用推力udev转化为Hill坐标系下。
优选地，所述步骤三中，为了实现主动防御任务、保障镜面反射系统的工作条件，需跟踪小天体、实现编队队形保持，编队飞行初始条件将直接影响队形保持效率、主动防御效能，需采用多目标优化方法进行搜索；编队飞行初始条件搜索的主要优化目标包括羽流对卫星的影响尽量小、尽量保证相对运动的周期性和镜面反射系统工作效率尽量高。
优选地，所述步骤四中，控制律的设计主要是使用卫星相对于小天体的运动状态形成反馈，从而保证编队队形；通过最小二乘法，求解得到如下控制律：
其中W为控制增益；ΔET＝Ei-ET为时间间隔δt内编队卫星理想的轨道根数变化；下标j是轨道根数维度。
优选地，所述步骤五中，通过数值仿真，验证编队飞行初始条件的优化，验证编队卫星的队形保持能力，并利用步骤一所述的小天体轨道偏转距离Δr，评估该方案的主动防御效果。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：本发明能够对小天体防御编队卫星进行队形设计与控制，适应镜面卫星的工作要求，保证卫星编队工作效率，实现卫星编队对小天体的高精度跟踪，为小天体防御编队卫星的轨道设计和控制策略制定提供依据。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为本发明提供的小天体轨道偏转示意图；
图2为本发明提供的小天体防御编队卫星队形控制的仿真与评估流程图。
具体实施方式
本发明所公开的一种小天体防御编队卫星的队形设计与控制方法，具体包括如下步骤：
步骤一：定义ΔM为推力作用下平近点角的改变量：
ΔM＝(ne-ni)tMOID+niti-nete+ΔMsim (1)
其中tMOID为未施加主动防御下，地球1轨道与小天体2轨道相交的时刻；ne,ni分别为未施加主动防御下，地球与小天体的角速度；诱导推力作用时间段为[ti,te](ti为诱导推力作用起始时刻，te为诱导推力作用结束时刻)；ΔMsim为诱导推力作用时间段内平近点角的改变量。通过ΔM和余弦定理可得到未施加主动防御与受到诱导推力后的轨道在tMOID的矢径差Δr。在步骤五中可通过小天体轨道偏转距离Δr，评估该防御方案的效果。小天体轨道偏转示意图如图1所示。
步骤二：编队卫星的镜面反射系统将太阳3的太阳光收集、汇聚并反射至小天体表面，使小天体表面物质升华，产生的气体形成反作用推力udev：
其中vA为小行星的轨道速度方向；Ssc为升华物质羽流散播因子；为小天体升华物质的平均速度，可由理想气体的Maxwell-Boltzmann方程给出；mA为小天体的剩余质量；小行星表面单位时间内升华物质的质量。在仿真过程中，需将式(2)中小天体轨道坐标系下的反作用推力udev转化为Hill坐标系下。
步骤三：为了实现主动防御任务、保障镜面反射系统的工作条件，需跟踪小天体、实现编队队形保持，编队飞行初始条件将直接影响队形保持效率、主动防御效能等，需采用多目标优化方法进行搜索。编队飞行初始条件搜索的主要优化目标包括羽流对卫星的影响尽量小、尽量保证相对运动的周期性和镜面反射系统工作效率尽量高等。
步骤四：控制律的设计主要是使用卫星相对于小天体的运动状态形成反馈，从而保证编队队形。通过最小二乘法，求解得到如下控制律：
其中W为控制增益；ΔET＝Ei-ET为时间间隔δt内编队卫星理想的轨道根数变化；下标j是轨道根数维度。
步骤五：通过数值仿真，验证编队飞行初始条件的优化，验证编队卫星的队形保持能力，并利用步骤一所述的小天体轨道偏转距离Δr，评估该方案的三主动防御效果。小天体防御编队卫星队形控制的仿真与评估流程如图2所示。
本发明所提供的技术方案，能够对小天体防御编队卫星进行队形设计与控制，适应镜面卫星的工作要求，保证卫星编队工作效率，实现卫星编队对小天体的高精度跟踪，为小天体防御编队卫星的轨道设计和控制策略制定提供依据。
以上对本发明的具体实施进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。

Claims (6)

1.一种小天体防御编队卫星的队形设计与控制方法，其特征在于，基于偏转距离定义和诱导推力模型，建立小天体轨道偏转模型，通过多目标优化算法实现编队飞行初始条件的搜索，设计相应的控制方法维持编队队形，具体包括步骤如下：
步骤一：定义小天体轨道偏转距离；
步骤二：建立镜面反射卫星诱导推力模型；
步骤三：基于编队卫星相对动力学模型，搜索编队飞行初始条件；
步骤四：设计编队控制方法，维持编队队形；
步骤五：通过仿真，评估小天体防御编队卫星队形设计与控制效果。
2.根据权利要求1所述的小天体防御编队卫星的队形设计与控制方法，其特征在于，所述步骤一中，定义ΔM为推力作用下平近点角的改变量：
ΔM＝(ne-ni)tMOID+niti-nete+ΔMsim
其中tMOID为未施加主动防御下，地球轨道与小天体轨道相交的时刻；ne,ni分别为未施加主动防御下，地球与小天体的角速度；诱导推力作用时间段为[ti,te]，ti为诱导推力作用起始时刻，te为诱导推力作用结束时刻；ΔMsim为诱导推力作用时间段内平近点角的改变量；通过ΔM和余弦定理得到未施加主动防御与受到诱导推力后的轨道在tMOID的矢径差Δr；在步骤五中通过小天体轨道偏转距离Δr，评估该防御方案的效果。
3.根据权利要求1所述的小天体防御编队卫星的队形设计与控制方法，其特征在于，所述步骤二中，编队卫星的镜面反射系统将太阳光收集、汇聚并反射至小天体表面，使小天体表面物质升华，产生的气体形成反作用推力udev：
u d e v = S s c v ‾ exp m · exp m A · v A
其中vA为小行星的轨道速度方向；Ssc为升华物质羽流散播因子；为小天体升华物质的平均速度，由理想气体的Maxwell-Boltzmann方程给出；mA为小天体的剩余质量；小行星表面单位时间内升华物质的质量；在仿真过程中，需将式中小天体轨道坐标系下的反作用推力udev转化为Hill坐标系下。
4.根据权利要求1所述的小天体防御编队卫星的队形设计与控制方法，其特征在于，所述步骤三中，为了实现主动防御任务、保障镜面反射系统的工作条件，需跟踪小天体、实现编队队形保持，编队飞行初始条件将直接影响队形保持效率、主动防御效能，需采用多目标优化方法进行搜索；编队飞行初始条件搜索的主要优化目标包括羽流对卫星的影响尽量小、尽量保证相对运动的周期性和镜面反射系统工作效率尽量高。
5.根据权利要求1所述的小天体防御编队卫星的队形设计与控制方法，其特征在于，所述步骤四中，控制律的设计主要是使用卫星相对于小天体的运动状态形成反馈，从而保证编队队形；通过最小二乘法，求解得到如下控制律：
Q * = Σ j = 1 6 W j ( ΔE T , j - ∫ 0 δ t dE j d t d t ) 2
其中W为控制增益；ΔET＝Ei-ET为时间间隔δt内编队卫星理想的轨道根数变化；下标j是轨道根数维度。
6.根据权利要求1所述的小天体防御编队卫星的队形设计与控制方法，其特征在于，所述步骤五中，通过数值仿真，验证编队飞行初始条件的优化，验证编队卫星的队形保持能力，并利用步骤一所述的小天体轨道偏转距离Δr，评估该方案的主动防御效果。
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