CN113401364B - 基于日食效应的空间攻防方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种基于日食效应的空间攻防方法，用于对目标航天器接收的太阳光进行遮挡控制，包括：确定任务航天器与目标航天器的定点悬停轨道构型；基于定点悬停轨道构型，根据目标航天器的运行轨道和太阳位置，计算任务航天器与目标航天器的理想相对位置，控制任务航天器机动至理想相对位置，以对目标航天器形成日食效应；以预设时间间隔计算更新任务航天器与目标航天器的理想相对位置，判断任务航天器与目标航天器的实际相对位置是否在理想相对位置的预设轨迹跟踪误差球的范围内；若否，控制任务航天器机动至对应时刻的理想相对位置。本发明既能够干扰目标航天器的正常工作，又不会对目标航天器造成不可逆的损坏，隐蔽性强，不存在碰撞风险。

Description

基于日食效应的空间攻防方法
技术领域
本发明涉及航天器控制技术领域，尤其涉及一种基于日食效应的空间攻防方法。
背景技术
随着航天技术的不断发展，各国航天器的发射数量在与日俱增，空间技术作为一个国家在航空领域的重要标志，大国博弈的战场也逐渐往太空迁徙。太阳能作为可再生能源中利用广泛的一种清洁能源，在各行各业得到了广泛的利用，在航天领域也越来越受到重视，是目前在轨运行航天器的主要能量的来源。航天器上配备的太阳能电池片将太阳能转化为电能，为航天器的系统工作提供电能，并将多余的电能储存在蓄电池中，以备在阴影期或太阳能不足时作为补充电源。然而，为了确保航天器在轨运行时系统功率保持平衡，同时为了节约设计成本，航天器的太阳能电池的能量裕度通常不会超过10％。
目前在空间对抗中主要的攻防技术有硬杀伤和软杀伤两种手段。其中，硬杀伤手段通过采用动能武器、定向能武器、空间机动和操作装备等对目标航天器的硬件系统进行不可逆的破坏或者摧毁，该攻击方式效果不可逆，容易产生空间碎片且易被目标星所有方发现。软杀伤手段通过采用电磁干扰、电池阵喷涂、寄生干扰等方法对目标航天器进行干扰，使航天器不能正常工作或性能下降，该攻击方式效果可控或损伤可恢复，通常用于起威慑作用。然而，采用软杀伤手段需要任务星与目标星进行近距离交汇或伴飞，需要提前机动和接近目标星，对控制系统要求较高，容易被敌对方发现，且存在碰撞风险。若提前采取规避措施，则易造成任务失败。
发明内容
为解决上述现有技术中存在的部分或全部技术问题，本发明提供一种基于日食效应的空间攻防方法。
本发明的技术方案如下：
提供了一种基于日食效应的空间攻防方法，所述方法用于对目标航天器接收的太阳光进行遮挡控制，包括：
确定任务航天器与目标航天器的定点悬停轨道构型；
基于定点悬停轨道构型，根据目标航天器的运行轨道和太阳位置，计算任务航天器与目标航天器的理想相对位置，控制任务航天器机动至理想相对位置，以对目标航天器形成日食效应；
以预设时间间隔计算更新任务航天器与目标航天器的理想相对位置，判断任务航天器与目标航天器的实际相对位置是否在理想相对位置的预设轨迹跟踪误差球的范围内，其中，预设轨迹跟踪误差球表示以理想相对位置为中心的预设球体区域，当任务航天器位于预设球体区域的范围内时，均能够对目标航天器形成日食效应；
若实际相对位置不在预设轨迹跟踪误差球的范围内，控制任务航天器机动至对应时刻的理想相对位置。
在一些可选的实现方式中，将任务航天器与目标航天器的定点悬停轨道构型设定为圆形编队构型，圆形编队构型的构型半径设定为任务航天器的标称工作距离。
在一些可选的实现方式中，设定：O-XYZ坐标系表示目标航天器的轨道坐标系，原点O为目标航天器质心，Y轴由目标航天器质心指向地球地心，X轴位于目标航天器运行轨道平面内且指向目标航天器运动方向，Z轴与X轴、Y轴构成右手直角坐标系；太阳惯性系单位矢量为ki，在目标航天器的轨道坐标系下的太阳单位矢量为ko＝[m,n,p]T，m、n和p分别表示矢量ko在目标航天器的轨道坐标系的X方向、Y方向和Z方向上的分量；
利用以下公式一计算任务航天器与目标航天器的理想相对位置；
Figure BDA0003103358680000021
其中，rt＝[xt,yt,zt]T表示任务航天器与目标航天器的理想相对位置，xt、yt和zt分别表示任务航天器在目标航天器的轨道坐标系的X方向、Y方向和Z方向上的理想相对位置坐标，Dt表示任务航天器的标称工作距离。
在一些可选的实现方式中，若任务航天器与目标航天器的实际相对位置满足以下公式三，则表示实际相对位置在理想相对位置的预设轨迹跟踪误差球的范围内；
Figure BDA0003103358680000022
其中，rf＝[xf,yf,zf]T表示任务航天器与目标航天器的实际相对位置，xf、yf和zf分别表示任务航天器在目标航天器的轨道坐标系的X方向、Y方向和Z方向上的实际相对位置坐标，η表示轨控目标区系数，0＜η＜1，
Figure BDA0003103358680000023
表示任务航天器的有效遮挡半径。
在一些可选的实现方式中，在控制任务航天器机动至对应时刻的理想相对位置时，利用如以下公式四所示的任务航天器运行轨迹优化设计模型进行计算确定任务航天器的运行轨迹；
Figure BDA0003103358680000031
其中，
Figure BDA0003103358680000032
表示t时刻任务航天器在目标航天器的轨道坐标系下的相对状态，t0表示初始控制时刻，tf表示对应时刻，J表示对应任务航天器轨控发动机推力的目标函数，u(t)表示t时刻任务航天器轨控发动机推力，x(θ,h)、y(θ,h)和z(θ,h)分别表示任务航天器路径约束区域在目标航天器轨道的坐标系下的X坐标、Y坐标和Z坐标，rmin＝[xmin,ymin,zmin]T表示任务航天器与目标航天器间的最小工作距离，rmax表示任务航天器与目标航天器间的最大工作距离，θ和h表示方程参数，umin表示任务航天器轨控发动机的最小推力，umax表示任务航天器轨控发动机的最大推力，xf(t0)表示t0时刻任务航天器在目标航天器的轨道坐标系下的实际相对状态，xt(tf)表示tf时刻任务航天器在目标航天器的轨道坐标系下的理想相对状态。
在一些可选的实现方式中，通过在所述任务航天器上安装遮挡装置来调节所述任务航天器的有效遮挡半径。
在一些可选的实现方式中，所述遮挡装置采用能够展开和收拢的结构形式。
在一些可选的实现方式中，还包括：
若实际相对位置在理想相对位置的预设轨迹跟踪误差球的范围内，重复以预设时间间隔计算更新任务航天器与目标航天器的理想相对位置，判断任务航天器与目标航天器的实际相对位置是否在理想相对位置的预设轨迹跟踪误差球的范围内的过程。
在一些可选的实现方式中，还包括：当不需要对目标航天器接收的太阳光进行遮挡时，控制任务航天器离开定点悬停轨道。
本发明技术方案的主要优点如下：
本发明的基于日食效应的空间攻防方法根据定点悬停轨道构型、目标航天器的运行轨道和太阳相对位置对任务航天器进行轨道机动控制，以使任务航天器对目标航天器接收到的太阳光进行遮挡控制，既能够干扰目标航天器的正常工作，又不会对目标航天器造成不可逆的损坏，隐蔽性强，不存在碰撞风险，安全性和可靠性高。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本发明实施例的进一步理解，构成本发明的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
图1为本发明一实施例的基于日食效应的空间攻防方法的流程图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明具体实施例及相应的附图对本发明技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明的实施例，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，都属于本发明保护的范围。
以下结合附图，详细说明本发明实施例提供的技术方案。
参见图1，本发明一实施例提供了一种基于日食效应的空间攻防方法，该方法用于对目标航天器接收的太阳光进行遮挡控制，包括：
确定任务航天器与目标航天器的定点悬停轨道构型；
基于定点悬停轨道构型，根据目标航天器的运行轨道和太阳位置，计算任务航天器与目标航天器的理想相对位置，控制任务航天器机动至理想相对位置，以对目标航天器形成日食效应；
以预设时间间隔计算更新任务航天器与目标航天器的理想相对位置，判断任务航天器与目标航天器的实际相对位置是否在理想相对位置的预设轨迹跟踪误差球的范围内，其中，预设轨迹跟踪误差球表示以理想相对位置为中心的预设球体区域，当任务航天器位于预设球体区域的范围内时，均能够对目标航天器形成日食效应；
若实际相对位置不在预设轨迹跟踪误差球的范围内，控制任务航天器机动至对应时刻的理想相对位置。
本发明一实施例中，对目标航天器形成日食效应表示对目标航天器接收到的太阳光进行遮挡，以使目标航天器无法吸收太阳能。
本发明一实施例提供的基于日食效应的空间攻防方法根据定点悬停轨道构型、目标航天器的运行轨道和太阳相对位置对任务航天器进行轨道机动控制，以使任务航天器对目标航天器接收到的太阳光进行遮挡控制，既能够干扰目标航天器的正常工作，又不会对目标航天器造成不可逆的损坏，隐蔽性强，不存在碰撞风险，安全性和可靠性高。
以下对本发明一实施例提供的基于日食效应的空间攻防方法的步骤进行具体说明。
本发明一实施例中，由于任务航天器所要执行的任务为遮挡目标航天器接收到的太阳光，基于任务航天器所要实施的任务特性，可以将任务航天器与目标航天器的定点悬停轨道构型设定为圆形编队构型，圆形编队构型的构型半径设定为任务航天器的标称工作距离。
其中，任务航天器的标称工作距离根据实际任务情况进行设计确定，实际任务情况包括：任务航天器的结构尺寸和性能参数、目标航天器的运行轨道和结构尺寸、以及目标航天器与太阳的相对位置。
由于目标航天器处于在轨运行状态，不同时间点的目标航天器的位置不同，相应地，能够对任务航天器形成日食效应的理想相对位置也会发生变化。对于如何计算确定计算任务航天器与目标航天器的理想相对位置，本发明一实施例给出了一种具体示例。
具体地，设定：O-XYZ坐标系表示目标航天器的轨道坐标系，原点O为目标航天器质心，Y轴由目标航天器质心指向地球地心，X轴位于目标航天器运行轨道平面内且指向目标航天器运动方向，Z轴与X轴、Y轴构成右手直角坐标系；太阳惯性系单位矢量为ki，在目标航天器的轨道坐标系下的太阳单位矢量为ko＝[m,n,p]T，m、n和p分别表示矢量ko在目标航天器的轨道坐标系的X方向、Y方向和Z方向上的分量，矢量ki和矢量ko之间的关系为
Figure BDA0003103358680000051
Figure BDA0003103358680000052
表示太阳惯性系到目标航天器的轨道坐标系的转换矩阵；
利用以下公式一计算任务航天器与目标航天器的理想相对位置；
Figure BDA0003103358680000053
式中，rt＝[xt,yt,zt]T表示任务航天器与目标航天器的理想相对位置，xt、yt和zt分别表示任务航天器在目标航天器的轨道坐标系的X方向、Y方向和Z方向上的理想相对位置坐标，Dt表示任务航天器的标称工作距离。
基于公式一，理想相对位置表示与太阳单位矢量ko共线同向且距目标航天器的距离为任务航天器的标称工作距离的位置。
由于目标航天器处于在轨运行状态，其位置为时间的变量，则在目标航天器的轨道坐标系下的太阳单位矢量也为时间的变量，相应地，基于上述公式一确定的任务航天器与目标航天器的理想相对位置也为时间的变量。
进一步地，基于上述设定和计算确定的理想相对位置，任务航天器在目标航天器的轨道坐标系下的理想相对速度可以利用以下公式二计算确定；
Figure BDA0003103358680000061
式中，
Figure BDA0003103358680000062
表示任务航天器在目标航天器的轨道坐标系下的理想相对速度，rt(k)表示当前状态更新周期的理想相对位置，rt(k-1)表示前一状态更新周期的理想相对位置，T表示状态更新周期，状态更新周期即上述的预设时间间隔。
其中，预设时间间隔可以根据具体任务需求进行确定。
相应的，任务航天器在目标航天器的轨道坐标系下的理想相对状态可以表示为
Figure BDA0003103358680000063
相对状态包括相对位置和相对速度。
进一步地，本发明一实施例中，可以利用以下公式三判断任务航天器与目标航天器的实际相对位置是否在理想相对位置的预设轨迹跟踪误差球的范围内；具体地，若任务航天器与目标航天器的实际相对位置满足以下公式三，则表示任务航天器与目标航天器的实际相对位置在理想相对位置的预设轨迹跟踪误差球的范围内；
Figure BDA0003103358680000064
式中，rf＝[xf,yf,zf]T表示任务航天器与目标航天器的实际相对位置，xf、yf和zf分别表示任务航天器在目标航天器的轨道坐标系的X方向、Y方向和Z方向上的实际相对位置坐标，η表示轨控目标区系数，0＜η＜1，
Figure BDA0003103358680000065
表示任务航天器的有效遮挡半径。
根据公式三，理想相对位置的预设轨迹跟踪误差球表示为以理想相对位置rt＝[xt,yt,zt]T为原点，以
Figure BDA0003103358680000066
为半径所形成的一个球体区域。
其中，任务航天器的有效遮挡半径取决于任务航天器的结构尺寸，轨控目标区系数根据任务航天器的有效遮挡半径、目标航天器的运行轨道和结构尺寸、以及目标航天器与太阳的相对位置进行确定，以确保当任务航天器与目标航天器的实际相对位置在理想相对位置的预设轨迹跟踪误差球的范围内，均能够对目标航天器形成日食效应。
本发明一实施例中，可以通过在任务航天器上安装遮挡装置来调节任务航天器的有效遮挡半径。
可选的，遮挡装置采用能够展开和收拢的结构形式，遮挡装置例如可以包括充气气囊或者伸缩伞。
通过利用可展开和收拢的遮挡装置，能够实现任务航天器的有效遮挡半径的调整，便于对目标航天器形成日食效应，且可重复使用，不会对任务航天器的发射和运行造成影响。
进一步地，本发明一实施例中，在控制任务航天器机动至对应时刻的理想相对位置时，可以利用如以下公式四所示的任务航天器运行轨迹优化设计模型进行计算确定任务航天器的运行轨迹；
Figure BDA0003103358680000071
式中，
Figure BDA0003103358680000072
表示t时刻任务航天器在目标航天器的轨道坐标系下的相对状态，t0表示初始控制时刻，tf表示对应时刻，J表示对应任务航天器轨控发动机推力的目标函数，u(t)表示t时刻任务航天器轨控发动机推力，x(θ,h)、y(θ,h)和z(θ,h)分别表示任务航天器路径约束区域在目标航天器轨道的坐标系下的X坐标、Y坐标和Z坐标，rmin＝[xmin,ymin,zmin]T表示任务航天器与目标航天器间的最小工作距离，rmax表示任务航天器与目标航天器间的最大工作距离，θ和h表示方程参数，umin表示任务航天器轨控发动机的最小推力，umax表示任务航天器轨控发动机的最大推力，xf(t0)表示t0时刻任务航天器在目标航天器的轨道坐标系下的实际相对状态，xt(tf)表示tf时刻任务航天器在目标航天器的轨道坐标系下的理想相对状态。
在上述任务航天器运行轨迹优化设计模型中，目标函数为：
Figure BDA0003103358680000081
由于航天器输出的总推力与燃料消耗成正比，该目标函数即为最小化任务航天器的燃料消耗。
在上述任务航天器运行轨迹优化设计模型中，以下公式五对应的函数构成了任务航天器路径区域约束，该任务航天器路径区域约束用于确保在任务航天器的轨道机动控制过程中，任务航天器能够始终对目标航天器形成日食效应。
Figure BDA0003103358680000082
其中，任务航天器与目标航天器间的最小工作距离和最大工作距离可以根据实际任务情况进行设计确定。
在上述任务航天器运行轨迹优化设计模型中，以下公式六和公式七对应的函数构成了任务航天器的初始状态约束和终端状态约束。
x(t0)＝xf(t0) 公式六
x(tf)＝xt(tf) 公式七
在上述任务航天器运行轨迹优化设计模型中，以下公式八对应的函数构成了任务航天器的轨迹跟踪误差球约束，该轨迹跟踪误差球约束用于确保在任务航天器的轨道机动控制过程中，任务航天器能够始终对目标航天器形成日食效应。
Figure BDA0003103358680000083
本发明一实施例中，可以采用如伪谱法等优化算法对上述的任务航天器运行轨迹优化设计模型进行优化求解，获取满足上述目标函数和上述各个约束条件的轨迹，以获取的轨迹作为编队构型维持控制器输入，实现任务航天器的轨道机动控制。
根据上述任务航天器运行轨迹优化设计模型计算确定的任务航天器的运行轨迹对任务航天器进行轨道机动控制，能够同时满足：任务航天器的燃料消耗最少，任务航天器始终保持对目标航天器形成日食效应。
进一步地，本发明一实施例中，该方法还包括：
若实际相对位置在理想相对位置的预设轨迹跟踪误差球的范围内，重复以预设时间间隔计算更新任务航天器与目标航天器的理想相对位置，判断任务航天器与目标航天器的实际相对位置是否在理想相对位置的预设轨迹跟踪误差球的范围内的过程。
进一步地，本发明一实施例中，该方法还包括：
当不需要对目标航天器接收的太阳光进行遮挡时，控制任务航天器离开定点悬停轨道。
需要说明的是，在本文中，诸如“第一”和“第二”等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。此外，本文中“前”、“后”、“左”、“右”、“上”、“下”均以附图中表示的放置状态为参照(若存在)。
最后应说明的是：以上实施例仅用于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：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分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各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (9)

1.一种基于日食效应的空间攻防方法，其特征在于，所述方法用于对目标航天器接收的太阳光进行遮挡控制，包括：
确定任务航天器与目标航天器的定点悬停轨道构型；
基于定点悬停轨道构型，根据目标航天器的运行轨道和太阳位置，计算任务航天器与目标航天器的理想相对位置，控制任务航天器机动至理想相对位置，以对目标航天器形成日食效应；
以预设时间间隔计算更新任务航天器与目标航天器的理想相对位置，判断任务航天器与目标航天器的实际相对位置是否在理想相对位置的预设轨迹跟踪误差球的范围内，其中，预设轨迹跟踪误差球表示以理想相对位置为中心的预设球体区域，当任务航天器位于预设球体区域的范围内时，均能够对目标航天器形成日食效应；
若实际相对位置不在预设轨迹跟踪误差球的范围内，控制任务航天器机动至对应时刻的理想相对位置。
2.根据权利要求1所述的基于日食效应的空间攻防方法，其特征在于，将任务航天器与目标航天器的定点悬停轨道构型设定为圆形编队构型，圆形编队构型的构型半径设定为任务航天器的标称工作距离。
3.根据权利要求2所述的基于日食效应的空间攻防方法，其特征在于，设定：O-XYZ坐标系表示目标航天器的轨道坐标系，原点O为目标航天器质心，Y轴由目标航天器质心指向地球地心，X轴位于目标航天器运行轨道平面内且指向目标航天器运动方向，Z轴与X轴、Y轴构成右手直角坐标系；太阳惯性系单位矢量为ki，在目标航天器的轨道坐标系下的太阳单位矢量为ko＝[m,n,p]T，m、n和p分别表示矢量ko在目标航天器的轨道坐标系的X方向、Y方向和Z方向上的分量；
利用以下公式一计算任务航天器与目标航天器的理想相对位置；
Figure FDA0003569407620000011
其中，rt＝[xt,yt,zt]T表示任务航天器与目标航天器的理想相对位置，xt、yt和zt分别表示任务航天器在目标航天器的轨道坐标系的X方向、Y方向和Z方向上的理想相对位置坐标，Dt表示任务航天器的标称工作距离。
4.根据权利要求3所述的基于日食效应的空间攻防方法，其特征在于，若任务航天器与目标航天器的实际相对位置满足以下公式三，则表示实际相对位置在理想相对位置的预设轨迹跟踪误差球的范围内；
Figure FDA0003569407620000021
其中，rf＝[xf,yf,zf]T表示任务航天器与目标航天器的实际相对位置，xf、yf和zf分别表示任务航天器在目标航天器的轨道坐标系的X方向、Y方向和Z方向上的实际相对位置坐标，η表示轨控目标区系数，0＜η＜1，
Figure FDA0003569407620000022
表示任务航天器的有效遮挡半径。
5.根据权利要求4所述的基于日食效应的空间攻防方法，其特征在于，在控制任务航天器机动至对应时刻的理想相对位置时，利用如以下公式四所示的任务航天器运行轨迹优化设计模型进行计算确定任务航天器的运行轨迹；
Figure FDA0003569407620000023
其中，
Figure FDA0003569407620000024
表示t时刻任务航天器在目标航天器的轨道坐标系下的相对状态，t0表示初始控制时刻，tf表示对应时刻，J表示对应任务航天器轨控发动机推力的目标函数，u(t)表示t时刻任务航天器轨控发动机推力，x(θ,h)、y(θ,h)和z(θ,h)分别表示任务航天器路径约束区域在目标航天器轨道的坐标系下的X坐标、Y坐标和Z坐标，rmin＝[xmin,ymin,zmin]T表示任务航天器与目标航天器间的最小工作距离，rmax表示任务航天器与目标航天器间的最大工作距离，θ和h表示方程参数，umin表示任务航天器轨控发动机的最小推力，umax表示任务航天器轨控发动机的最大推力，xf(t0)表示t0时刻任务航天器在目标航天器的轨道坐标系下的实际相对状态，xt(tf)表示tf时刻任务航天器在目标航天器的轨道坐标系下的理想相对状态。
6.根据权利要求5所述的基于日食效应的空间攻防方法，其特征在于，通过在所述任务航天器上安装遮挡装置来调节所述任务航天器的有效遮挡半径。
7.根据权利要求6所述的基于日食效应的空间攻防方法，其特征在于，所述遮挡装置采用能够展开和收拢的结构形式。
8.根据权利要求1至7中任一项所述的基于日食效应的空间攻防方法，其特征在于，还包括：
若实际相对位置在理想相对位置的预设轨迹跟踪误差球的范围内，重复以预设时间间隔计算更新任务航天器与目标航天器的理想相对位置，判断任务航天器与目标航天器的实际相对位置是否在理想相对位置的预设轨迹跟踪误差球的范围内的过程。
9.根据权利要求1所述的基于日食效应的空间攻防方法，其特征在于，还包括：当不需要对目标航天器接收的太阳光进行遮挡时，控制任务航天器离开定点悬停轨道。
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