CN115358098B - 一种远场安全性分析方法、系统、电子设备及存储介质 - Google Patents

一种远场安全性分析方法、系统、电子设备及存储介质 Download PDF

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Abstract

本申请实施例提供一种远场安全性分析方法、系统、电子设备及存储介质，所述方法包括：根据卫星布局及分离速度，建立星箭相对运动仿真模型；设置分离飞行参数，根据所述设置的分离飞行参数对实际飞行过程中的分离飞行参数偏差进行辨识，确定分离飞行参数偏差量范围；根据所述星箭相对运动仿真模型和所述分离飞行参数偏差量范围获得星箭分离后卫星与末级箭体的最小相对距离；根据星箭双方协商确定的最小安全距离和所述最小相对距离获得远场安全性分析结果。本申请仿真计算量小，仿真过程中充分考虑实际星箭分离情况，以提高仿真结果的准确性。

Description

一种远场安全性分析方法、系统、电子设备及存储介质
技术领域
本申请涉及航空航天领域，尤其涉及一种远场安全性分析方法、系统、电子设备及存储介质。
背景技术
对于卫星发射任务而言，确保有效载荷安全入轨是首要目的，而发射任务中，星箭之间的安全性问题尤为重要。历史上曾发生星箭分离后，火箭与卫星发生碰撞的实例，也发生过通过预示提前发现安全风险，与卫星方共同协商改进设计的案例。远场分析就是对星箭分离后航天器（可为多个）与物体（火箭末级和其他分离过程中产生的物体）之间相对距离进行预示，本质是对空间物体的相对运动关系或相对位置关系进行分析。随着一箭多星任务日益频繁和卫星数目的急剧增多，计算量十分庞大，计算周期较长，并且计算准确性和精度均难以获得保证，多星远场分离设计及安全性评估的难度加大。
发明内容
为了解决上述技术缺陷之一，本申请实施例中提供了一种远场安全性分析方法、系统、电子设备及存储介质。
根据本申请实施例的第一个方面，提供了一种远场安全性分析方法，所述方法包括：
根据卫星布局及分离速度，建立星箭相对运动仿真模型；
设置分离飞行参数，根据所述设置的分离飞行参数对实际飞行过程中的分离飞行参数偏差进行辨识，确定分离飞行参数偏差量范围；
根据所述星箭相对运动仿真模型和所述分离飞行参数偏差量范围获得星箭分离后卫星与末级箭体的最小相对距离；
根据星箭双方协商确定的最小安全距离和所述最小相对距离获得远场安全性分析结果。
根据本申请实施例的第二个方面，提供了一种远场安全性分析系统，所述系统包括：
模型建立模块，用于根据卫星布局及分离速度，建立星箭相对运动仿真模型；
参数计算模块，用于设置分离飞行参数，根据所述设置的分离飞行参数对实际飞行过程中的分离飞行参数偏差进行辨识，确定分离飞行参数偏差量范围；
距离计算模块，用于根据所述星箭相对运动仿真模型和所述分离飞行参数偏差量范围获得星箭分离后卫星与末级箭体的最小相对距离；
安全性分析模块，用于根据星箭双方协商确定的最小安全距离和所述最小相对距离获得远场安全性分析结果。
根据本申请实施例的第三个方面，提供了一种电子设备，包括：
存储器，用于存储计算机程序；
处理器，用于执行所述计算机程序时实现如上所述的远场安全性分析方法。
根据本申请实施例的第三个方面，提供了一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质中存储有计算机可执行指令，所述计算机可执行指令被处理器加载并执行时，实现如上所述的远场安全性分析方法。
采用本申请实施例中提供的远场安全性分析方法，根据卫星布局及分离速度，建立星箭相对运动仿真模型，设置合理的分离飞行参数，并对分离飞行参数进行偏差识别与分析，从而实现卫星与末级箭体相对位置的快速仿真，完成远场安全性快速分析，以满足星箭相对距离要求。本申请仿真计算量小，仿真过程中充分考虑实际星箭分离情况，以提高仿真结果的准确性。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本申请的进一步理解，构成本申请的一部分，本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，并不构成对本申请的不当限定。在附图中：
图1为本申请实施例1所述的远场安全性分析方法的流程图；
图2为本申请实施例1所述的多星发射任务卫星布局示意图；
图3为本申请实施例1所述的天线安装及指向角度示意图；
图4为本申请实施例2所述的远场安全性分析系统的原理示意图；
图5为本申请实施例2所述的模型建立模块的原理示意图；
图6为本申请实施例2所述的参数计算模块的原理示意图；
图7为本申请实施例2所述的距离计算模块的原理示意图。
具体实施方式
为了使本申请实施例中的技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图对本申请的示例性实施例进行进一步详细的说明，显然，所描述的实施例仅是本申请的一部分实施例，而不是所有实施例的穷举。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
实施例1
如图1所示，本实施例提出了一种远场安全性分析方法，该方法包括：
S101、根据卫星布局及分离速度，建立星箭相对运动仿真模型。
具体的，在多星发射任务中，卫星安装位置、分离速度方向和分离速度大小各不相同，基于此建立卫星初始状态计算模型，采用a、b两个量表征卫星安装位置和分离方向：a表示卫星在箭体周向上的安装位置，如图2所示，b表示卫星分离放行偏离箭体系Y-Z平面的角度，如图3所示。
然后在预设坐标系下，建立星箭质心运动模型，通过轨道外推积分，计算分离体运动轨迹及相对位置。其中预设坐标系可以为发射惯性坐标系或其他坐标系，本实施例不做特殊限定。
相对位置分量：
Figure 417181DEST_PATH_IMAGE001
相对距离：
Figure 346828DEST_PATH_IMAGE002
其中，
Figure 681771DEST_PATH_IMAGE003
、
Figure 447602DEST_PATH_IMAGE004
、
Figure 399378DEST_PATH_IMAGE005
卫星运行轨道位置分量、末级箭体运行轨道位置分量（
Figure 403106DEST_PATH_IMAGE006
，下标0代表末级箭体，下标1~n代表第n个卫星分离体）。
S102、设置分离飞行参数，根据所述设置的分离飞行参数对实际飞行过程中的分离飞行参数偏差进行辨识，确定分离飞行参数偏差量范围。
具体的，本实施例考虑测控约束，进行全向调姿分离飞行程序设计。首先设置分离飞行参数，包括卫星分离时序Ti和卫星分离调姿程序角
Figure 782134DEST_PATH_IMAGE007
,
Figure 238524DEST_PATH_IMAGE008
,
Figure 993990DEST_PATH_IMAGE009
。然后根据卫星分离时序和卫星分离调姿程序角积分计算外推轨道及箭体发射系姿态角
Figure 383383DEST_PATH_IMAGE010
,
Figure 198892DEST_PATH_IMAGE011
,
Figure 876998DEST_PATH_IMAGE012
。最后根据天基测控卫星位置和末级箭体姿态，计算天线指向角
Figure 436156DEST_PATH_IMAGE013
,
Figure 148897DEST_PATH_IMAGE014
，如图3所示。本实施例同时兼顾天线指向和测控时间约束，以满足星箭相对距离要求。
本实施例中，影响多星任务远场距离的典型偏差主要包括两个方面：分离速度偏差和分离姿态偏差（偏航、俯仰）。因此，可在此基础上，可根据设置的分离飞行参数对实际飞行过程中的分离飞行参数偏差进行辨识，确定分离飞行参数偏差量范围。除上述分离速度偏差和分离姿态偏差以外，可根据实际情况考虑分离体质量偏差、火箭推理、后效偏差等，如下表所示为远场分析偏差因素：
Figure 666466DEST_PATH_IMAGE015
S103、根据所述星箭相对运动仿真模型和所述分离飞行参数偏差量范围获得星箭分离后卫星与末级箭体的最小相对距离。
具体的，采用标准状态理论值进行分离体轨道参数外推计算，并根据分离飞行参数偏差量范围在星箭相对运动仿真模型中进行偏差组合计算获得偏差弹道，最终获得星箭分离后卫星与末级箭体的最小相对距离。其中，根据分离飞行参数偏差量范围的不同，可采用不同的计算方式：
典型偏差组合：
Figure 97447DEST_PATH_IMAGE016
极限最恶劣状态：
Figure 929137DEST_PATH_IMAGE017
模拟打靶方法：
Figure 761964DEST_PATH_IMAGE018
最小相对距离：
Figure 653696DEST_PATH_IMAGE019
S104、根据星箭双方协商确定的最小安全距离和所述最小相对距离获得远场安全性分析结果。
具体的，根据星箭双方协商确定的最小安全距离进行安全性评估，判断仿真所得最小相对距离是否满足要求。若星箭双方协商确定的最小安全距离
Figure 571974DEST_PATH_IMAGE020
大于仿真计算得到的最小相对距离
Figure 50097DEST_PATH_IMAGE021
时，说明远场安全性较好。若星箭双方协商确定的最小安全距离
Figure 8869DEST_PATH_IMAGE020
小于仿真计算得到的最小相对距离
Figure 992875DEST_PATH_IMAGE021
时，则说明当前情况下无法满足远场安全性需求，需要对星箭的布局或其他因素进行重新考量。
此外，本实施例还可以根据远场安全性分析结果对上述分离调姿飞行程序进行迭代设计，从而进一步改善多星远场安全性。
本实施例所提出的远场安全性分析方法，根据卫星布局及分离速度，建立星箭相对运动仿真模型，设置合理的分离飞行参数，并对分离飞行参数进行偏差识别与分析，从而实现卫星与末级箭体相对位置的快速仿真，完成远场安全性快速分析，以满足星箭相对距离要求。本申请仿真计算量小，仿真过程中充分考虑实际星箭分离情况，以提高仿真结果的准确性。
实施例2
对应实施例1，本实施例提出一种远场安全性分析系统，如图4所示，该系统包括：
模型建立模块，用于根据卫星布局及分离速度，建立星箭相对运动仿真模型；
参数计算模块，用于设置分离飞行参数，根据所述设置的分离飞行参数对实际飞行过程中的分离飞行参数偏差进行辨识，确定分离飞行参数偏差量范围；
距离计算模块，用于根据所述星箭相对运动仿真模型和所述分离飞行参数偏差量范围获得星箭分离后卫星与末级箭体的最小相对距离；
安全性分析模块，用于根据星箭双方协商确定的最小安全距离和所述最小相对距离获得远场安全性分析结果。
进一步的，如图5所示，模型建立模块包括：
第一模型建立子模块，用于根据卫星安装位置、分离速度方向和分离速度大小建立卫星初始状态计算模型；
第二模型建立子模块，用于在预设坐标系下，建立星箭质心运动模型；
轨迹和位置计算模块，用于根据所述卫星初始状态计算模型和星箭质心运动模型，通过轨道外推积分计算获得分离体运动轨迹和相对位置。
进一步的，如图6所示，参数计算模块包括：
参数设置子模块，用于设置卫星分离时序和卫星分离调姿程序角；
轨道和姿态角计算子模块，用于根据所述卫星分离时序和卫星分离调姿程序角获得外推轨道和箭体发射系姿态角；
天线指向角计算子模块，用于根据天基测控卫星位置和末级箭体姿态获得天线指向角。
进一步的，如图7所示，距离计算模块包括：
轨道参数外推计算子模块，用于采用标准状态理论值进行分离体轨道参数外推计算；
偏差弹道计算子模块，用于根据所述分离飞行参数偏差量范围在所述星箭相对运动仿真模型中进行偏差组合计算获得偏差弹道；
最小相对距离计算子模块，用于根据所述偏差弹道获得星箭分离后卫星与末级箭体的最小相对距离。
本实施例所提出一种远场安全性分析系统的分析过程可参照实施例1所记载的内容，本实施例不再赘述。
实施例3
本实施例提出一种电子设备，包括：
存储器，用于存储计算机程序；
处理器，用于执行计算机程序时实现如上述的远场安全性分析方法的步骤。
由于电子设备部分的实施例与实施例1远场安全性分析方法部分的实施例相互对应，因此电子设备部分的实施例请参见远场安全性分析方法部分的实施例的描述，本实施例不再赘述。
实施例4
本实施例提出一种计算机可读存储介质，计算机可读存储介质上存储有计算机程序，计算机程序被处理器执行时实现上述任意实施例的远场安全性分析方法的步骤。
由于计算机可读存储介质部分的实施例与实施例1远场安全性分析方法部分的实施例相互对应，因此存储介质部分的实施例请参见远场安全性分析方法部分的实施例的描述，这里不再赘述。
本领域内的技术人员应明白，本申请的实施例可提供为方法、系统、或计算机程序产品。因此，本申请可采用完全硬件实施例、完全软件实施例、或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本申请可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质（包括但不限于磁盘存储器、CD-ROM、光学存储器等）上实施的计算机程序产品的形式。本申请实施例中的方案可以采用各种计算机语言实现，例如，面向对象的程序设计语言Java和直译式脚本语言JavaScript等。
本申请是参照根据本申请实施例的方法、设备（系统）、和计算机程序产品的流程图和／或方框图来描述的。应理解可由计算机程序指令实现流程图和／或方框图中的每一流程和／或方框、以及流程图和／或方框图中的流程和／或方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式处理机或其他可编程数据处理设备的处理器以产生一个机器，使得通过计算机或其他可编程数据处理设备的处理器执行的指令产生用于实现在流程图一个流程或多个流程和／或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。
这些计算机程序指令也可存储在能引导计算机或其他可编程数据处理设备以特定方式工作的计算机可读存储器中，使得存储在该计算机可读存储器中的指令产生包括指令装置的制造品，该指令装置实现在流程图一个流程或多个流程和／或方框图一个方框或多个方框中指定的功能。
这些计算机程序指令也可装载到计算机或其他可编程数据处理设备上，使得在计算机或其他可编程设备上执行一系列操作步骤以产生计算机实现的处理，从而在计算机或其他可编程设备上执行的指令提供用于实现在流程图一个流程或多个流程和／或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的步骤。
在本申请中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接或可以互相通讯；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。
尽管已描述了本申请的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本申请范围的所有变更和修改。
显然，本领域的技术人员可以对本申请进行各种改动和变型而不脱离本申请的精神和范围。这样，倘若本申请的这些修改和变型属于本申请权利要求及其等同技术的范围之内，则本申请也意图包含这些改动和变型在内。

Claims (8)

1.一种远场安全性分析方法，其特征在于，所述方法包括：
根据卫星布局及分离速度，建立星箭相对运动仿真模型；
设置分离飞行参数，根据所述设置的分离飞行参数对实际飞行过程中的分离飞行参数偏差进行辨识，确定分离飞行参数偏差量范围；
根据所述星箭相对运动仿真模型和所述分离飞行参数偏差量范围获得星箭分离后卫星与末级箭体的最小相对距离；
根据星箭双方协商确定的最小安全距离和所述最小相对距离获得远场安全性分析结果；
考虑测控约束和天线指向，所述设置分离飞行参数的过程包括：
设置卫星分离时序和卫星分离调姿程序角；
根据所述卫星分离时序和卫星分离调姿程序角获得外推轨道和箭体发射系姿态角；
根据天基测控卫星位置和末级箭体姿态获得天线指向角。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法根据卫星布局及分离速度，建立星箭相对运动仿真模型的过程包括：
根据卫星安装位置、分离速度方向和分离速度大小建立卫星初始状态计算模型；
在预设坐标系下，建立星箭质心运动模型；
根据所述卫星初始状态计算模型和星箭质心运动模型，通过轨道外推积分计算获得分离体运动轨迹和相对位置。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据所述星箭相对运动仿真模型和所述分离飞行参数偏差量范围获得星箭分离后卫星与末级箭体的最小相对距离的过程包括：
采用标准状态理论值进行分离体轨道参数外推计算；
根据所述分离飞行参数偏差量范围在所述星箭相对运动仿真模型中进行偏差组合计算获得偏差弹道；
根据所述偏差弹道获得星箭分离后卫星与末级箭体的最小相对距离。
4.一种远场安全性分析系统，其特征在于，所述系统包括：
模型建立模块，用于根据卫星布局及分离速度，建立星箭相对运动仿真模型；
参数计算模块，用于设置分离飞行参数，根据所述设置的分离飞行参数对实际飞行过程中的分离飞行参数偏差进行辨识，确定分离飞行参数偏差量范围；
距离计算模块，用于根据所述星箭相对运动仿真模型和所述分离飞行参数偏差量范围获得星箭分离后卫星与末级箭体的最小相对距离；
安全性分析模块，用于根据星箭双方协商确定的最小安全距离和所述最小相对距离获得远场安全性分析结果；
考虑测控约束和天线指向，所述参数计算模块包括：
参数设置子模块，用于设置卫星分离时序和卫星分离调姿程序角；
轨道和姿态角计算子模块，用于根据所述卫星分离时序和卫星分离调姿程序角获得外推轨道和箭体发射系姿态角；
天线指向角计算子模块，用于根据天基测控卫星位置和末级箭体姿态获得天线指向角。
5.根据权利要求4所述的系统，其特征在于，所述模型建立模块包括：
第一模型建立子模块，用于根据卫星安装位置、分离速度方向和分离速度大小建立卫星初始状态计算模型；
第二模型建立子模块，用于在预设坐标系下，建立星箭质心运动模型；
轨迹和位置计算模块，用于根据所述卫星初始状态计算模型和星箭质心运动模型，通过轨道外推积分计算获得分离体运动轨迹和相对位置。
6.根据权利要求4所述的系统，其特征在于，所述距离计算模块包括：
轨道参数外推计算子模块，用于采用标准状态理论值进行分离体轨道参数外推计算；
偏差弹道计算子模块，用于根据所述分离飞行参数偏差量范围在所述星箭相对运动仿真模型中进行偏差组合计算获得偏差弹道；
最小相对距离计算子模块，用于根据所述偏差弹道获得星箭分离后卫星与末级箭体的最小相对距离。
7.一种电子设备，其特征在于，包括：
存储器，用于存储计算机程序；
处理器，用于执行所述计算机程序时实现如权利要求1至3任一项所述的远场安全性分析方法。
8.一种计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机可读存储介质中存储有计算机可执行指令，所述计算机可执行指令被处理器加载并执行时，实现如权利要求1至3任一项所述的远场安全性分析方法。
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