CN112764428A - 一种航天器集群重构方法和系统 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种航天器集群重构方法和系统，首先，通过将航天器集群中多个航天器进行分组，一组航天器对应一个过渡位置，然后，根据每个航天器的当前位置和对应的过渡位置确定出每个航天器对应的终止位置，最后控制每个航天器经每个航天器对应的过渡位置飞至每个航天器对应的终止位置，实现航天器集群的队形重构，降低了计算量，效率高，克服全局规划的方式中确定航天器的终止位置时耗时时间长的问题，且降低了对主机的性能要求。

Description

一种航天器集群重构方法和系统

技术领域

本发明涉及航天器技术领域，尤其涉及一种航天器集群重构方法和系统。

背景技术

目前，多个航天器相互配合完成一些空间任务已经成为空间领域的研究热点，国内外一些航天器集群已经陆续被提出，比如F6计划、EDSN小卫星、CYNSS任务、“天拓三号”计划、MMS项目、欧空局星族(Cluster II)计划等。在航天器集群的飞行模式中，队形重构是关键技术之一，为了适应不同的空间任务，往往需要根据需求改变航天器集群的队形即队形重构，队形重构可简单理解为：对航天器集群中的每个航天器进行路径规划，具体指根据某种指标如时间和/或燃耗等对每个航天器的状态如位置和速度进行规划，使得各个航天器可以从一个状态转移到另一个状态，达到队形重构的目的。

但当航天器集群中航天器数量较多时，采用现有全局规划的方式对每个航天器的路径进行全局寻优时，存在计算量较大、耗时长且对主机的性能要求高的问题。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是针对现有技术的不足，提供了一种航天器集群重构方法和系统。

本发明的一种航天器集群重构方法的技术方案如下：

根据航天器集群的待重构队形以及待重构位置得到多个终止位置；

将航天器集群中多个航天器进行分组，并根据所述待重构队形和所述待重构位置得到每组航天器所分别对应的一个过渡位置；

根据多个终止位置、任一航天器的当前位置和对应的过渡位置确定出该航天器对应的终止位置，直至得到每个航天器所分别对应的终止位置；

控制任一航天器经该航天器对应的过渡位置飞至该航天器对应的终止位置，直至控制每个航天器飞至每个航天器对应的终止位置。

本发明的一种航天器集群重构方法的有益效果如下：

首先，通过将航天器集群中多个航天器进行分组，一组航天器对应一个过渡位置，然后，根据每个航天器的当前位置和对应的过渡位置确定出每个航天器对应的终止位置，最后控制每个航天器经每个航天器对应的过渡位置飞至每个航天器对应的终止位置，实现航天器集群的队形重构，降低了计算量，效率高，克服全局规划的方式中确定航天器的终止位置时耗时时间长的问题，且降低了对主机的性能要求。

在上述方案的基础上，本发明的一种航天器集群重构方法还可以做如下改进。

进一步，还包括：在控制任一航天器飞至该航天器对应的终止位置时，通过该航天器上设置的传感器进行避障。

采用上述进一步方案的有益效果是：有效防止航天器集群在进行队形重构发生碰撞。

进一步，所述根据多个终止位置、任一航天器的当前位置和对应的过渡位置确定出该航天器对应的终止位置，包括：

根据多个终止位置、任一航天器的当前位置和对应的过渡位置，并通过优化燃料消耗的原则和遗传算法确定该航天器对应的终止位置。

采用上述进一步方案的有益效果是：根据每个航天器的当前位置和过渡位置，并通过优化燃料消耗的原则和遗传算法确定每个航天器对应的终止位置，能有效减少航天器从当前位置飞至对应的终止位置的燃料消耗。

进一步，控制任一航天器飞至该航天器对应的终止位置，包括：

以该航天器的当前位置为

以该航天器在当前位置时的速度为

以该航天器对应的过渡位置为

代入第一公式得到第一双脉冲，在该航天器上施加所述第一双脉冲，以使该航天器从当前位置飞至该航天器对应的过渡位置，所述第一公式为：

其中，

GM为地心引力常数，R为地球半径，h为该航天器的轨道高度，t表示时间点；

以该航天器的过渡位置为

以该航天器在过渡位置时的速度为

以该航天器对应的终止位置为

重新代入所述第一公式得到第二双脉冲，在该航天器上施加所述第二双脉冲，以使该航天器从过渡位置飞至该航天器对应的终止位置。

本发明的一种航天器集群重构系统的技术方案如下：

包括获取模块、分组计算模块、确定模块和控制模块；

所述获取模块用于根据航天器集群的待重构队形以及待重构位置得到多个终止位置；

所述分组计算模块用于将航天器集群中多个航天器进行分组，并根据所述待重构队形和所述待重构位置得到每组航天器所分别对应的一个过渡位置；

所述确定模块用于根据多个终止位置、任一航天器的当前位置和对应的过渡位置确定出该航天器对应的终止位置，直至得到每个航天器所分别对应的终止位置；

所述控制模块用于控制任一航天器经该航天器对应的过渡位置飞至该航天器对应的终止位置，直至控制每个航天器飞至每个航天器对应的终止位置。

本发明的一种航天器集群重构系统的有益效果如下：

首先，通过将航天器集群中多个航天器进行分组，一组航天器对应一个过渡位置，然后，根据每个航天器的当前位置和对应的过渡位置确定出每个航天器对应的终止位置，最后控制每个航天器经每个航天器对应的过渡位置飞至每个航天器对应的终止位置，实现航天器集群的队形重构，降低了计算量，效率高，克服全局规划的方式中确定航天器的终止位置时耗时时间长的问题，且降低了对主机的性能要求。

在上述方案的基础上，本发明的一种航天器集群重构系统还可以做如下改进。

进一步，还包括避障模块，所述避障模块用于：在控制任一航天器飞至该航天器对应的终止位置时，通过该航天器上设置的传感器进行避障。

采用上述进一步方案的有益效果是：有效防止航天器集群在进行队形重构发生碰撞。

进一步，所述确定模块具体用于：根据多个终止位置、任一航天器的当前位置和对应的过渡位置，并通过优化燃料消耗的原则和遗传算法确定该航天器对应的终止位置。

采用上述进一步方案的有益效果是：根据每个航天器的当前位置和过渡位置，并通过优化燃料消耗的原则和遗传算法确定每个航天器对应的终止位置，能有效减少航天器从当前位置飞至对应的终止位置的燃料消耗。

进一步，所述控制模块具体用于：

以该航天器的当前位置为

以该航天器在当前位置时的速度为

以该航天器对应的过渡位置为

代入第一公式得到第一双脉冲，在该航天器上施加所述第一双脉冲，以使该航天器从当前位置飞至该航天器对应的过渡位置，所述第一公式为：

其中，

GM为地心引力常数，R为地球半径，h为该航天器的轨道高度，t表示时间点；

以该航天器的过渡位置为

以该航天器在过渡位置时的速度为

以该航天器对应的终止位置为

重新代入所述第一公式得到第二双脉冲，在该航天器上施加所述第二双脉冲，以使该航天器从过渡位置飞至该航天器对应的终止位置。

附图说明

图1为本发明实施例的一种航天器集群重构方法的流程示意图；

图2为多个终止位置与多个当前位置的示意图；

图3为多个终止位置、每组航天器所分别对应的过渡位置、多个当前位置的示意图；

图4为航天器从过渡位置飞至对应的终止位置的示意图；

图5为每个航天器到达每个航天器所分别对应的终止位置的路径示意图；

图6为本发明实施例的一种航天器集群重构系统的结构示意图；

具体实施方式

如图1所示，本发明实施例的一种航天器集群重构方法，包括如下步骤：

S1、根据航天器集群的待重构队形以及待重构位置得到多个终止位置；

S2、将航天器集群中多个航天器进行分组，并根据所述待重构队形和所述待重构位置得到每组航天器所分别对应的一个过渡位置；

S3、根据多个终止位置、任一航天器的当前位置和对应的过渡位置确定出该航天器对应的终止位置，直至得到每个航天器所分别对应的终止位置；

S4、控制任一航天器经该航天器对应的过渡位置飞至该航天器对应的终止位置，直至控制每个航天器飞至每个航天器对应的终止位置。

首先，通过将航天器集群中多个航天器进行分组，一组航天器对应一个过渡位置，然后，根据每个航天器的当前位置和对应的过渡位置确定出每个航天器对应的终止位置，最后控制每个航天器经每个航天器对应的过渡位置飞至每个航天器对应的终止位置，实现航天器集群的队形重构，降低了计算量，效率高，克服全局规划的方式中确定航天器的终止位置时耗时时间长的问题，且降低了对主机的性能要求。

其中，根据航天器集群的待重构队形以及待重构位置得到多个终止位置可理解为：例如，由8个航天器组成的航天器集群，待重构队形为正八边形，待重构位置可为距离任一人为定义的参照面10千米的平行平面上，且正八边形的边长为10千米，且人为定义正八边形的中心点的位置，则由此可得到正八边形的8个角的位置，每个位置可由三维坐标如直角坐标、球坐标进行表示，这8个角的位置可理解为8个终止位置；

然后，将航天器集群中的8个航天器进行分组，可以4个航天器为一组，分成2组，也可以2个航天器为一组，此时分成4组，具体分组方式可根据实际情况进行调整，在此不做赘述。

进一步，以2个航天器为一组为例进行说明，每组中可指定任一航天器作为组长，其他航天器作为组员，组长之间可以进行信息交换，组员只知道本组内的信息，由组长担任全局部署的工作，将终止位置分至对应的小组，优化转移过程中即队形重构过程中，组内组员与组长保持一定范围内的一致性。

一组航天器分别对应的一个过渡位置，过渡位置一般设置在待重构位置与航天器集群的位置之间例如中间位置或其它一些位置，这样能进一步减少航天器的飞行时间，也可根据多个终止位置、航天器集群的每个航天器的当前位置构建空间模型，然后添加一些路径最短、耗时最短等边界条件，通过数学拟合方式得到每组航天器所分别对应的最优的过渡位置。

其中，过渡位置选择也可选择到终止位置附近，即以终止位置为基准向任一方向偏移，使任两组航天器所分别对应的过渡位置之间存在一定的距离，该一定距离可根据实际情况进行设置。

较优地，在上述技术方案中，还包括：

S40、在控制任一航天器飞至该航天器对应的终止位置时，通过该航天器上设置的传感器进行避障，有效防止航天器集群在进行队形重构发生碰撞。具体地：

1)传感器具体可为位置传感器，通过获取每个航天器的实时位置，来计算每两个航天器之间的实时距离，若任一时刻时，任两个航天器之间的距离大于预设距离时，则控制这两个航天器中任一航天器或两个航天器发出脉冲，以增大两个航天器之间的距离，有效防止发生碰撞；

2)传感器具体可为测距传感器，通过测距传感器能得到每两个航天器之间的距离，若任一时刻时，任两个航天器之间的距离大于预设距离时，则控制这两个航天器中任一航天器或两个航天器发出脉冲，以增大两个航天器之间的距离，有效防止发生碰撞。

目前，在分布式航天器集群进行重构中，利用Lambert变轨的方式，能够有效实现航天器集群的队形重构，而且能够实现每个航天器单独进行路径规划的效果。但是这种分布式重构的方式即Lambert变轨的方式中，由于每个航天器都是一个单独决策的个体，在重构过程中会出现两个航天器选择同一个终止位置的情况，这时需要对选择冲突的航天器重新进行路径规划，另外这种方式为避免碰撞还会产生较多的脉冲，导致最后燃料消耗较大。

而采用本申请的一种航天器集群重构方法时，根据多个终止位置、任一航天器的当前位置和对应的过渡位置确定出该航天器对应的终止位置，直至得到每个航天器所分别对应的终止位置，不会出现两个航天器选择同一个终止位置的情况，有效避免对选择冲突的航天器重新进行路径规划，降低的计算量，提高重构队形的效率，而且，在控制任一航天器飞至该航天器对应的终止位置时，通过该航天器上设置的传感器进行避障，有效防止航天器集群在进行队形重构发生碰撞，也降低了燃料消耗。

较优地，在上述技术方案中，S3中所述根据多个终止位置、任一航天器的当前位置和对应的过渡位置确定出该航天器对应的终止位置，包括：

S30、根据多个终止位置、任一航天器的当前位置和对应的过渡位置，并通过优化燃料消耗的原则和遗传算法确定该航天器对应的终止位置。具体地：

对于每组航天器中的每个航天器的当前位置和多个终止位置形成的匹配序列都可以通过仿真计算出整个转移过程需要的燃料消耗，具体地：

在遗传算法中，以匹配序列作为变量，燃料消耗作为适应度函数的值，找出最优匹配序列，当燃料消耗最少时即符合优化燃料消耗的原则时，则确定每个航天器的终止位置；

其中，以任一航天器为例，若有20个终止位置，该航天器的当前位置分别匹配这20个终止位置，即得到20个匹配序列，依次类推，得到每个航天器的当前位置和多个终止位置形成的匹配序列。

根据每个航天器的当前位置和过渡位置，并通过优化燃料消耗的原则和遗传算法确定每个航天器对应的终止位置，能有效减少航天器从当前位置飞至对应的终止位置的燃料消耗。

较优地，在上述技术方案中，S4中，控制任一航天器飞至该航天器对应的终止位置，包括：

S40、以该航天器的当前位置为

以该航天器在当前位置时的速度为

以该航天器对应的过渡位置为

代入第一公式得到第一双脉冲，在该航天器上施加所述第一双脉冲，以使该航天器从当前位置飞至该航天器对应的过渡位置，所述第一公式为：

其中，

GM为地心引力常数，R为地球半径，h为该航天器的轨道高度，t表示时间点；

S41、以该航天器的过渡位置为

以该航天器在过渡位置时的速度为

以该航天器对应的终止位置为

重新代入所述第一公式得到第二双脉冲，在该航天器上施加所述第二双脉冲，以使该航天器从过渡位置飞至该航天器对应的终止位置。具体地：

以该航天器的当前位置为

以该航天器在当前位置时的速度为

以该航天器对应的过渡位置为

带入第一公式后得到第一双脉冲对应的

和

在该航天器上施加第一双脉冲对应的

和

后，使该航天器从当前位置飞至该航天器对应的过渡位置，那么：

1)当该航天器飞至过渡位置时，可控制该航天器施加与第一双脉冲反向的双脉冲，使该航天器停留在过渡位置，此时，该航天器的过渡位置为

该航天器在过渡位置时的速度为

以该航天器对应的终止位置为

重新代入所述第一公式得到第二双脉冲对应的

和

然后控制该航天器施加与第二双脉冲反向的双脉冲，使该航天器停留在对应的终止位置；

2)当该航天器飞至过渡位置时，若没有控制该航天器施加与第一双脉冲反向的双脉冲，也就是说，使该航天器在过渡位置时是有速度的，此时，该航天器的过渡位置为

该航天器在过渡位置时的速度为

以该航天器对应的终止位置为

重新代入所述第一公式得到第二双脉冲对应的

和

然后控制该航天器施加与第二双脉冲反向的双脉冲，使该航天器停留在对应的终止位置；

可以理解的是，上次第一种情况下与第二种情况下，所得到的第二双脉冲对应的

和

的只是实际值不同而已，均能使该航天器停留在对应的终止位置，依此类推，使每个航天器停留在各自对应的终止位置，实现了队形的重构，即航天器集群最后重构的队形为待重构队形。

可以理解的是，在上述公式中，t表示任意时刻点，时刻点可理解为绝对时刻点例如12：00：00，也可表示为相对时间点，例如第1秒、第2秒等，且本领域技术人员看到上述公式，能明确利用t的表示不同的时间点，并不会导致

等含义不清楚。

在另外一个实施例中，如图2所示，给定由42个航天器组成的航天器集群，并获取每个航天器的当前位置和当前速度，并已确定根据航天器集群的待重构队形以及待重构位置得到多个终止位置，每组包括2个航天器，共21个组，且重构队形的所耗费的时间为2000s，轨道高度2000km，可以理解的是，队形重构之前的每个航天器的当前位置与队形重构之后的每个航天器的终止位置之间的距离差远小于2000km，所以认为重构之前的队形与重构之后的队形为同一轨道高度即可；那么：

S50、确定每组航天器对应的中间位置，具体地：

每组航天器对应的中间位置为两组航天器终止位置向反方向偏移一段距离，如图3所示；

S51、确定每个航天器所分别对应的终止节点，具体地：

每个小组中由小组长根据设计好的程序即进行组内寻优，即根据多个终止位置、任一航天器的当前位置和对应的过渡位置，并通过优化燃料消耗的原则和遗传算法确定该航天器对应的终止位置；具体地：

规划转移路线即规划从航天器的当前位置转移至对应的终止位置的路径，这里考虑到过渡位置是由终止位置向附近偏移一段距离得到，则第二段转移路径即航天器从过渡位置至对应的终止位置之间的路径，可以直接让航天器选择对应的目标位置即终止位置，不需要再次进行寻优，只需要对第一次转移路径即航天器从当前位置至对应的过渡位置之间的路径寻找最优目标位置匹配即可。可设置第一段转移路径的转移时间为1000s，第二段转移路径的转移时间也为1000s，那么：

具体寻优方式如下，每组内部通过确定当前位置与终止位置的匹配序列，通过模拟每个航天器施加双脉冲转移的过程：

确定施加的双脉冲，即确定要施加的第一双脉冲；在队形重构过程中，即在控制任一航天器经该航天器对应的过渡位置飞至该航天器对应的终止位置的过程中，如图4所示，如果任意两个航天器距离过近，则使用单位脉冲防止两个航天器碰撞，之后再根据双脉冲交会机动原理，并按照当时的状态重新规划，到达目标位置即终止位置后施加终止脉冲。计算每个匹配序列对应的整个转移过程的燃料消耗，基于优化燃料消耗的原则和遗传算法找到最优的匹配序列，使得每组内的航天器抵达终止节点的燃料消耗最优。由此，确定每个航天器对应所分别对应的终止位置。

S52、控制每个航天器飞至每个航天器对应的终止位置，具体地：

由双脉冲交会机动原理施加脉冲，双脉冲交会机动原理可理解为：S40-S41，施加脉冲为第一双脉冲和第二双脉冲，

在控制任一航天器飞至该航天器对应的终止位置时，如果该航天器与其它航天器距离过近，即任意两个航天器之间的距离过近时，那么对两个航天器施加反方向脉冲防止碰撞，该实施例经过规划后没有施加碰撞脉冲的情况。施加第一双脉冲后，在1000s内，使航天器集群中的每个航天器到达各自的过渡位置，每个航天器重新选择目标点即每个航天器选取各自对应的终止位置，施加第二双脉冲，在规定时间点即在1000s内，使每个航天器到达各自的终止位置后，施加一次与第二双脉冲反向的双脉冲，此时，在2000s内完成的航天集群的重构，在此规划下，航天器集群在重构过程中，无需再次施加碰撞脉冲，减少了燃料消耗，其中，每个航天器到达每个航天器所分别对应的终止位置的路径如图5所示，图5中航天器的当前位置与过渡位置之间的路径、过渡位置与终止位置的之间的路径用实线表示。

本发明的一种航天器集群重构方法，与全局规划的方式相比减少了规划阶段需要的时间，提高了航天器集群转移即重构的效率，同时分组后有利于减少避免碰撞需要的脉冲，减少了燃料的消耗。与基于局部信息的分布式规划方式即Lambert变轨的方式相比大大减少了施加脉冲的次数，消除了重选目标需要施加的脉冲，并结合了全局规划的优势，减少了需要施加的脉冲，有效减少了燃料消耗。

在上述各实施例中，虽然对步骤进行了编号S1、S2等，但只是本申请给出的具体实施例，本领域的技术人员可根据实际情况对调整S1、S2等的执行顺序，此也在本发明的保护范围内，可以理解，在一些实施例中，可以包含如上述各实施方式中的部分或全部。

如图6所示，本发明实施例的一种航天器集群重构系统200，包括获取模块210、分组计算模块220、确定模块230和控制模块240；

所述获取模块210用于根据航天器集群的待重构队形以及待重构位置得到多个终止位置；

所述分组计算模块220用于将航天器集群中多个航天器进行分组，并根据所述待重构队形和所述待重构位置得到每组航天器所分别对应的一个过渡位置；

所述确定模块230用于根据多个终止位置、任一航天器的当前位置和对应的过渡位置确定出该航天器对应的终止位置，直至得到每个航天器所分别对应的终止位置；

所述控制模块240用于控制任一航天器经该航天器对应的过渡位置飞至该航天器对应的终止位置，直至控制每个航天器飞至每个航天器对应的终止位置。

首先，通过将航天器集群中多个航天器进行分组，一组航天器对应一个过渡位置，然后，根据每个航天器的当前位置和对应的过渡位置确定出每个航天器对应的终止位置，最后控制每个航天器经每个航天器对应的过渡位置飞至每个航天器对应的终止位置，实现航天器集群的队形重构，降低了计算量，效率高，克服全局规划的方式中确定航天器的终止位置时耗时时间长的问题，且降低了对主机的性能要求。

较优地，在上述技术方案中，还包括避障模块，所述避障模块用于：在控制任一航天器飞至该航天器对应的终止位置时，通过该航天器上设置的传感器进行避障。有效防止航天器集群在进行队形重构发生碰撞。

较优地，在上述技术方案中，所述确定模块230具体用于：根据多个终止位置、任一航天器的当前位置和对应的过渡位置，并通过优化燃料消耗的原则和遗传算法确定该航天器对应的终止位置。

根据每个航天器的当前位置和过渡位置，并通过优化燃料消耗的原则和遗传算法确定每个航天器对应的终止位置，能有效减少航天器从当前位置飞至对应的终止位置的燃料消耗。

较优地，在上述技术方案中，所述控制模块240具体用于：

以该航天器的当前位置为

以该航天器在当前位置时的速度为

以该航天器对应的过渡位置为

代入第一公式得到第一双脉冲，在该航天器上施加所述第一双脉冲，以使该航天器从当前位置飞至该航天器对应的过渡位置，所述第一公式为：

其中，

GM为地心引力常数，R为地球半径，h为该航天器的轨道高度，t表示时间点；

以该航天器的过渡位置为

以该航天器在过渡位置时的速度为

以该航天器对应的终止位置为

重新代入所述第一公式得到第二双脉冲，在该航天器上施加所述第二双脉冲，以使该航天器从过渡位置飞至该航天器对应的终止位置。

上述关于本发明的一种航天器集群重构系统200中的各参数和各个单元模块实现相应功能的步骤，可参考上文中关于一种航天器集群重构方法的实施例中的各参数和步骤，在此不做赘述。

所属技术领域的技术人员知道，本发明可以实现为系统、方法或计算机程序产品。

因此，本公开可以具体实现为以下形式，即：可以是完全的硬件、也可以是完全的软件(包括固件、驻留软件、微代码等)，还可以是硬件和软件结合的形式，本文一般称为“电路”、“模块”或“系统”。此外，在一些实施例中，本发明还可以实现为在一个或多个计算机可读介质中的计算机程序产品的形式，该计算机可读介质中包含计算机可读的程序代码。

可以采用一个或多个计算机可读的介质的任意组合。计算机可读介质可以是计算机可读信号介质或者计算机可读存储介质。计算机可读存储介质例如可以是一一但不限于——电、磁、光、电磁、红外线、或半导体的系统、装置或器件，或者任意以上的组合。计算机可读存储介质的更具体的例子(非穷举的列表)包括:具有一个或多个导线的电连接、便携式计算机磁盘、硬盘、随机存取存储器(RAM),只读存储器(ROM)、可擦式可编程只读存储器(EPROM或闪存)、光纤、便携式紧凑磁盘只读存储器(CD-ROM)、光存储器件、磁存储器件、或者上述的任意合适的组合。在本文件中，计算机可读存储介质可以是任何包含或存储程序的有形介质，该程序可以被指令执行系统、装置或者器件使用或者与其结合使用。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

Claims (8)

1.一种航天器集群重构方法，其特征在于，包括：

根据航天器集群的待重构队形以及待重构位置得到多个终止位置；

将航天器集群中多个航天器进行分组，并根据所述待重构队形和所述待重构位置得到每组航天器所分别对应的一个过渡位置；

根据多个终止位置、任一航天器的当前位置和对应的过渡位置确定出该航天器对应的终止位置，直至得到每个航天器所分别对应的终止位置；

控制任一航天器经该航天器对应的过渡位置飞至该航天器对应的终止位置，直至控制每个航天器飞至每个航天器对应的终止位置。

2.根据权利要求1所述的一种航天器集群重构方法，其特征在于，还包括：在控制任一航天器飞至该航天器对应的终止位置时，通过该航天器上设置的传感器进行避障。

3.根据权利要求1或2所述的一种航天器集群重构方法，其特征在于，所述根据多个终止位置、任一航天器的当前位置和对应的过渡位置确定出该航天器对应的终止位置，包括：

根据多个终止位置、任一航天器的当前位置和对应的过渡位置，并通过优化燃料消耗的原则和遗传算法确定该航天器对应的终止位置。

4.根据权利要求1或2所述的一种航天器集群重构方法，其特征在于，控制任一航天器飞至该航天器对应的终止位置，包括：

以该航天器的当前位置为

以该航天器在当前位置时的速度为

以该航天器对应的过渡位置为

代入第一公式得到第一双脉冲，在该航天器上施加所述第一双脉冲，以使该航天器从当前位置飞至该航天器对应的过渡位置，所述第一公式为：

其中，

GM为地心引力常数，R为地球半径，h为该航天器的轨道高度，t表示时间点；

以该航天器的过渡位置为

以该航天器在过渡位置时的速度为

以该航天器对应的终止位置为

重新代入所述第一公式得到第二双脉冲，在该航天器上施加所述第二双脉冲，以使该航天器从过渡位置飞至该航天器对应的终止位置。

5.一种航天器集群重构系统，其特征在于，包括获取模块、分组计算模块、确定模块和控制模块；

所述获取模块用于根据航天器集群的待重构队形以及待重构位置得到多个终止位置；

所述分组计算模块用于将航天器集群中多个航天器进行分组，并根据所述待重构队形和所述待重构位置得到每组航天器所分别对应的一个过渡位置；

所述确定模块用于根据多个终止位置、任一航天器的当前位置和对应的过渡位置确定出该航天器对应的终止位置，直至得到每个航天器所分别对应的终止位置；

所述控制模块用于控制任一航天器经该航天器对应的过渡位置飞至该航天器对应的终止位置，直至控制每个航天器飞至每个航天器对应的终止位置。

6.根据权利要求5所述的一种航天器集群重构系统，其特征在于，还包括避障模块，所述避障模块用于：在控制任一航天器飞至该航天器对应的终止位置时，通过该航天器上设置的传感器进行避障。

7.根据权利要求5或6所述的一种航天器集群重构系统，其特征在于，所述确定模块具体用于：根据多个终止位置、任一航天器的当前位置和对应的过渡位置，并通过优化燃料消耗的原则和遗传算法确定该航天器对应的终止位置。

8.根据权利要求5或6所述的一种航天器集群重构系统，其特征在于，所述控制模块具体用于：

以该航天器的当前位置为

以该航天器在当前位置时的速度为

以该航天器对应的过渡位置为

代入第一公式得到第一双脉冲，在该航天器上施加所述第一双脉冲，以使该航天器从当前位置飞至该航天器对应的过渡位置，所述第一公式为：

其中，

GM为地心引力常数，R为地球半径，h为该航天器的轨道高度，t表示时间点；

以该航天器的过渡位置为

以该航天器在过渡位置时的速度为

以该航天器对应的终止位置为

重新代入所述第一公式得到第二双脉冲，在该航天器上施加所述第二双脉冲，以使该航天器从过渡位置飞至该航天器对应的终止位置。

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