CN115373425A - 一种基于编队绕飞模型的轨控碰撞安全性分析方法 - Google Patents

一种基于编队绕飞模型的轨控碰撞安全性分析方法 Download PDF

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CN115373425A CN202211314507.5A CN202211314507A CN115373425A CN 115373425 A CN115373425 A CN 115373425A CN 202211314507 A CN202211314507 A CN 202211314507A CN 115373425 A CN115373425 A CN 115373425A
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Abstract

本公开实施例是关于一种基于编队绕飞模型的轨控碰撞安全性分析方法。包括：获取控前卫星和潜在目标的空间矢量或轨道根数；获取将被输入到控前卫星的控制时间和控制量；通过将控前卫星作为主星并且将控后卫星作为副星构成编队模型，并计算编队模型的参数；根据作为主星的控前卫星的轨道根数以及编队模型的参数，计算出副星的轨道根数并且将副星的轨道根数作为控后卫星的轨道根数；根据控后卫星的轨道根数和潜在目标的空间矢量，确定控后卫星和潜在目标之间的第一接近时刻及碰撞参数。本公开实施例通过编队构造简化模型实现对不同控制量的弹道预警，从而在所需计算的弹道组数增加时，也仅需要完成一次弹道预报就可实现，进而提高了计算效率。

Description

一种基于编队绕飞模型的轨控碰撞安全性分析方法
技术领域
本公开实施例涉及人造地球卫星轨道计算技术领域，尤其涉及一种基于编队绕飞模型的轨控碰撞安全性分析方法。
背景技术
随着人类在太空上的活动日趋频繁，航天器的报废、有意或无意的碰撞导致的碎片散落在轨道各处，形成了太空垃圾。为了防止这些高速运行的太空垃圾与正常运行的航天器发生碰撞从而对航天器和宇航员都造成巨大损害，空间碰撞预警及规避已成为人类航天活动过程中不可避免的问题。
相关技术中，控后卫星在计算多组弹道预警时，需要循环完成弹道预报的工作，并逐一与潜在目标筛选比对，计算时间与弹道组数成正比的，当需要在较大控制误差范围内完成碰撞预警工作时，计算所需耗时较大。
因此，有必要改善上述相关技术方案中存在的一个或者多个问题。
需要说明的是，在上述背景技术部分公开的信息仅用于加强对本公开的背景的理解，因此可以包括不构成对本领域普通技术人员已知的现有技术的信息。
发明内容
本公开实施例的目的在于提供一种基于编队绕飞模型的轨控碰撞安全性分析方法，进而至少解决控后卫星在计算多组弹道预警时计算所需耗时较大的问题。
本发明的目的采用以下技术方案实现：
本发明提供了一种基于编队绕飞模型的轨控碰撞安全性分析方法，该方法包括：
获取控前卫星和潜在目标的空间矢量或轨道根数；
获取将被输入到所述控前卫星的控制时间和控制量；
通过将所述控前卫星作为主星并且将控后卫星作为副星构成编队模型，并计算所述编队模型的参数；
根据作为所述主星的所述控前卫星的轨道根数以及所述编队模型的参数，计算出所述副星的轨道根数并且将所述副星的轨道根数作为所述控后卫星的轨道根数；
根据所述控后卫星的轨道根数和所述潜在目标的空间矢量，确定所述控后卫星和所述潜在目标之间的第一接近时刻及所述第一接近时刻所对应的碰撞参数；
其中，所述控后卫星是通过以所述控制量对所述控前卫星进行控制而获得的；所述控前卫星、潜在目标及控后卫星中的任一者的空间矢量和轨道根数中的一项能够通过另一项来计算获得。
可选地，当所述潜在目标存在多个时，根据所述碰撞参数计算每个潜在目标的距离指标，并从所述多个所述潜在目标中确定出距离指标最小的潜在目标。
可选地，在通过将所述控前卫星作为主星并且将控后卫星作为副星构成编队模型，并计算所述编队模型的参数的步骤中，还包括：
根据所述控制时间确定控制时刻的所述控前卫星的空间矢量，并根据所述控制时刻的所述控前卫星的空间矢量计算出所述控制时刻的所述控前卫星的轨道根数；
根据所述控制量计算所述控后卫星的速度增量；
根据所述控制时刻的所述控前卫星的轨道根数和所述控后卫星的速度增量计算出所述编队模型的参数。
可选地，还包括：
所述控后卫星的速度增量的计算方程：
Figure DEST_PATH_IMAGE001
，其中，n通过公式
Figure 759231DEST_PATH_IMAGE002
求得，其中，μ为地球引力常数，
Figure DEST_PATH_IMAGE003
为所述主 星的轨道根数，
Figure 583967DEST_PATH_IMAGE004
为速度增量，
Figure DEST_PATH_IMAGE005
为所述控制量；
所述编队模型的参数的计算方程：
Figure 188386DEST_PATH_IMAGE006
，或者，
Figure DEST_PATH_IMAGE007
；
其中，
Figure 315742DEST_PATH_IMAGE008
通过公式
Figure DEST_PATH_IMAGE009
求得，
Figure 136937DEST_PATH_IMAGE010
为所述主星的轨道根数，
Figure DEST_PATH_IMAGE011
为所述编队模型的参数。
可选地，在通过将所述控前卫星作为主星并且将控后卫星作为副星构成编队模型，并计算所述编队模型的参数的步骤中，还包括：
在加入至少一项摄动的基础上计算所述编队模型的参数。
可选地，根据作为所述主星的所述控前卫星的轨道根数以及所述编队模型的参数，计算出所述副星的轨道根数并且将所述副星的轨道根数作为所述控后卫星的轨道根数的步骤中，还包括：
根据所述控前卫星在与所述潜在目标的第二接近时刻的状态矢量计算出所述主星的轨道根数；并根据所述第二接近时刻的所述编队模型的参数，计算出所述第二接近时刻的所述副星的轨道根数。
可选地，所述副星的轨道根数
Figure 375151DEST_PATH_IMAGE012
的计算方程如下：
Figure DEST_PATH_IMAGE013
，
其中，
Figure 473557DEST_PATH_IMAGE014
为所述主星的轨道根数，
Figure DEST_PATH_IMAGE015
为所述编队模型的参数；
Figure 271616DEST_PATH_IMAGE016
，
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE017
通过公式
Figure 330839DEST_PATH_IMAGE018
求得，
Figure DEST_PATH_IMAGE019
通过公式
Figure 622012DEST_PATH_IMAGE020
求得，且
Figure DEST_PATH_IMAGE021
通过公式
Figure 309345DEST_PATH_IMAGE022
求得，其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE023
和
Figure 44083DEST_PATH_IMAGE024
都为所述编队模型的参数，
Figure 544597DEST_PATH_IMAGE014
、
Figure DEST_PATH_IMAGE025
和
Figure 514827DEST_PATH_IMAGE026
都为所述主星 的轨道根数；
Figure DEST_PATH_IMAGE027
，
其中，
Figure 463191DEST_PATH_IMAGE025
和
Figure 86939DEST_PATH_IMAGE028
都为所述主星的轨道根数；
Figure DEST_PATH_IMAGE029
，
其中，
Figure 855175DEST_PATH_IMAGE030
为所述主星的轨道根数；
Figure DEST_PATH_IMAGE031
，
其中，
Figure 363517DEST_PATH_IMAGE032
为所述主星的轨道根数；
Figure DEST_PATH_IMAGE033
，
其中，
Figure 648611DEST_PATH_IMAGE034
通过公式
Figure DEST_PATH_IMAGE035
求得，其中，
Figure 459573DEST_PATH_IMAGE036
为所述编队模型的参 数，
Figure 308580DEST_PATH_IMAGE014
、
Figure 214088DEST_PATH_IMAGE028
和
Figure DEST_PATH_IMAGE037
都为所述主星的轨道根数；
其中，
Figure 996099DEST_PATH_IMAGE038
共同为所述编队模型的参数；
Figure DEST_PATH_IMAGE039
共同为所 述主星的轨道根数。
可选地，所述控后卫星和所述潜在目标在所述第一接近时刻的碰撞参数包括：所述控后卫星和所述潜在目标之间的最近距离、交会角，以及在所述第一接近时刻所述控后卫星与所述潜在目标的位置间隔的径向距离和切向距离。
可选地，当所述潜在目标存在多个时，根据所述碰撞参数计算每个潜在目标的距离指标，并从所述多个所述潜在目标中确定出距离指标最小的潜在目标的步骤，还包括：
所述距离指标的计算方程为：
Figure 977962DEST_PATH_IMAGE040
；
其中，k为所述距离指标；
Figure DEST_PATH_IMAGE041
为所述最近距离；
Figure 471522DEST_PATH_IMAGE042
为所述径向距离。
可选地，还包括：根据不同的所述控制时间和控制量循环计算所述控后卫星和所述潜在目标之间的第一接近时刻及所述第一接近时刻所对应的碰撞参数。
本公开的实施例提供的技术方案可以包括以下有益效果：
本公开的实施例中，通过上述方法，通过编队构造简化模型实现对不同控制量的弹道预警，从而在所需计算的弹道组数增加时，也仅需要完成一次弹道预报就可实现，进而提高了计算效率。
应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性和解释性的，并不能限制本公开。
附图说明
此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本公开的实施例，并与说明书一起用于解释本公开的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本公开的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1示出本公开示例性实施例中一种安全性分析方法的流程示意图；
图2示出本公开示例性实施例中另一种安全性分析方法的流程示意图；
图3示出本公开示例性实施例中另一种安全性分析方法的流程示意图；
图4示出本公开示例性实施例中另一种安全性分析方法的流程示意图；
图5示出本公开示例性实施例中另一种安全性分析方法的流程示意图。
具体实施方式
现在将参考附图更全面地描述示例实施方式。然而，示例实施方式能够以多种形式实施，且不应被理解为限于在此阐述的范例；相反，提供这些实施方式使得本公开将更加全面和完整，并将示例实施方式的构思全面地传达给本领域的技术人员。所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施方式中。
此外，附图仅为本公开的示意性图解，并非一定是按比例绘制。图中相同的附图标记表示相同或类似的部分，因而将省略对它们的重复描述。附图中所示的一些方框图是功能实体，不一定必须与物理或逻辑上独立的实体相对应。可以采用软件形式来实现这些功能实体，或在一个或多个硬件模块或集成电路中实现这些功能实体，或在不同网络和/或处理器装置和/或微控制器装置中实现这些功能实体。
本示例实施方式中首先提供了一种基于编队绕飞模型的轨控碰撞安全性分析方法，参考图1中所示，该方法可以包括下述步骤：
步骤S101：获取控前卫星和潜在目标的空间矢量或轨道根数。
步骤S102：获取将被输入到控前卫星的控制时间和控制量。
步骤S103：通过将控前卫星作为主星并且将控后卫星作为副星构成编队模型，并计算编队模型的参数。
步骤S104：根据作为主星的控前卫星的轨道根数以及编队模型的参数，计算出副星的轨道根数并且将副星的轨道根数作为控后卫星的轨道根数。
步骤S105：根据控后卫星的轨道根数和潜在目标的空间矢量，确定控后卫星和潜在目标之间的第一接近时刻及第一接近时刻所对应的碰撞参数。
其中，控后卫星是通过以控制量对控前卫星进行控制而获得的；控前卫星、潜在目标及控后卫星中的任一者的空间矢量和轨道根数中的一项能够通过另一项来计算获得。
需要理解的是，基于高精度轨道外推模型预报控制卫星星历作为基准星历，利用SGP4(Simplified General Perturbations，简化常规摄动模型)模型预报所有空间目标TLE（两行根数）数据，筛选基准星历与TLE外推空间目标的危险目标（判断最近距离），计算接近时刻卫星状态矢量和空间危险目标的状态矢量，并储存至临时文件。依次循环所有控制时刻和控制量，以控后卫星作为虚拟副星、基准弹道对应主星，在控制量较小的情况下虚拟副星相对主星绕飞，计算控后编队构型参数，根据摄动理论计算接近时刻构型参数，再转化为相对轨道根数，计算控后接近时刻虚拟副星状态矢量，根据接近时刻虚拟副星的轨道和空间危险目标的状态矢量计算新的接近时刻和接近状态。
表1，TLE轨道报第1行格式描述
Figure DEST_PATH_IMAGE043
表2，TLE轨道报第2行格式描述
Figure 197033DEST_PATH_IMAGE044
空间目标TLE生成方法分为单点拟合和区间采样拟合：单点拟合的计算量相对较小，求解速度快，但是无法估计出大气阻力系数，拟合误差和轨道预报误差相对较大；区间采样拟合方法计算量大，但是拟合误差小，且预报精度较高，可以用于TLE发布。
还需要理解的是，利用控后理论轨道外推星历计算与空间目标TLE集合接近情况， 输出一定阀值范围（由用户指定）内所有的空间接近事件信息，包括危险目标编号、第二接 近时刻
Figure DEST_PATH_IMAGE045
、本星空间状态矢量
Figure 833550DEST_PATH_IMAGE046
和危险目标空间状态矢量
Figure DEST_PATH_IMAGE047
，存储于临时文件。
还需要理解的是，根据用户设置的控制时间窗口和步长，依次循环确定控制时间
Figure 501161DEST_PATH_IMAGE048
，再次根据用户设置的控制量范围和步长，依次循环确定控制量
Figure DEST_PATH_IMAGE049
。
还需要理解的是，上述方法设计了时间域和控制域二维搜素算法，建立了基于航天器绕飞相对运动学模型的安全性分析方法，解决了控制误差分档越多，安全性分析计算量成倍增加所带来的计算效率问题。
还需要理解的是，轨道根数和空间矢量可以相互转换。轨道根数（orbitalelements）是描述物体运动轨迹的简便形式。三维空间中，唯一确定物体轨迹需要六个参数，如位置矢量和速度矢量(均为三维)可共同确定物体轨迹。此外，用六个轨道根数也可描述它。通常的轨道六根数指的是：半长轴a、离心率e、轨道倾角i、近心点辐角ω、升交点经度Ω和平近点角M（或真近点角φ）。经过三角函数运算，它们能表示出物体所处特定位置和速度。另外，轨道坐标系经过三次方向余弦矩阵变换即可变为中心天体惯性系。第一次变换时，轨道平面绕参考坐标系z轴转过−Ω，升交线与参考坐标系x轴重合；第二次变换时，轨道平面绕参考坐标系x轴转过−i，轨道平面正法向与参考坐标系z轴重合；第三次变换时，轨道平面绕参考坐标系z轴转过−ω，离心率矢量与参考坐标系x轴重合。因此，在轨道根数和空间矢量在已知其中一者时就可以推导出另一种。
通过上述方法，通过编队构造简化模型实现对不同控制量的弹道预警，从而在所需计算的弹道组数增加时，也仅需要完成一次弹道预报就可实现，进而提高了计算效率。
下面，将参考图1至图5对本示例实施方式中的上述方法的各个步骤进行更详细的说明。
在一个实施例中，参考图2所示，步骤S103可以包括下述步骤：
步骤S201：根据控制时间确定控制时刻的控前卫星的空间矢量，并根据控制时刻的控前卫星的空间矢量计算出控制时刻的控前卫星的轨道根数；
步骤S202：根据控制量计算控后卫星的速度增量；
步骤S203：根据控制时刻的控前卫星的轨道根数和控后卫星的速度增量计算出编队模型的参数。
需要理解的是，根据控制时间
Figure 465706DEST_PATH_IMAGE050
差值卫星星历获得轨控时刻卫星状态矢量
Figure DEST_PATH_IMAGE051
，并 转换为轨道根数
Figure 748569DEST_PATH_IMAGE052
。
具体的，根据轨道控制方程和控制量
Figure 708435DEST_PATH_IMAGE005
，计算控后卫星速度增量
Figure 766521DEST_PATH_IMAGE004
。
控后卫星的速度增量的计算方程：
Figure 77417DEST_PATH_IMAGE001
（1）
其中，n通过公式
Figure 3784DEST_PATH_IMAGE002
求得，其中，μ为地球引力常数；
Figure 942790DEST_PATH_IMAGE004
为速度增量；
Figure 561991DEST_PATH_IMAGE005
为 控制量；
编队模型的参数的计算方程：
Figure DEST_PATH_IMAGE053
，或者，
Figure 501128DEST_PATH_IMAGE054
（2）
其中，
Figure 231186DEST_PATH_IMAGE008
通过公式
Figure 526164DEST_PATH_IMAGE009
求得，其中，
Figure 316265DEST_PATH_IMAGE010
为主星的轨道根数；
Figure 336174DEST_PATH_IMAGE011
为编队模型的参数。
需要理解的是，假设控前卫星为主星，控后卫星为虚拟的副星，控制时刻主星相位 根据公式
Figure 479710DEST_PATH_IMAGE009
获得。根据沿迹向控制冲量作用效果，在纬度幅角
Figure 534254DEST_PATH_IMAGE055
处施加速度增量
Figure DEST_PATH_IMAGE056
，会使控后虚拟副星相对控前主星编队飞行，产生轨道平面内绕飞运动。
在一个实施例中，参考图1所示，步骤S103可以包括下述步骤：
在加入至少一项摄动的基础上计算编队模型的参数。
需要理解的是，在理想状态下，卫星仅仅受到地球引力场的作用，卫星和地球都被视为点质量物体，地球是一个理想的球体。但上述假设太理想化，在实际中都得不到满足。卫星在空间飞行的时候，会受到其他星体，特别是太阳和月球引力场的作用。地球是一个质量分布不均匀的椭圆球体，赤道的平均半径比极地的平均半径略大。太阳光压和大气阻力也会对卫星轨道带来不同程度的影响。通常将这些对卫星轨道的影响统称为卫星轨道的摄动。通常，摄动会导致卫星位置从理想轨道产生持续而恒定的漂移，且漂移量与时间成线性关系。摄动的影响可以反映在卫星轨道要素的变化上。为了抵消摄动带来的影响，卫星在其生存周期内需要进行周期性的轨道保持和姿态调整。
具体的，可以仅考虑J2项摄动（地球扁平度的影响），计算控前主星和控后虚拟副 星形成的编队在与空间危险目标接近时刻
Figure 885470DEST_PATH_IMAGE057
的构型参数
Figure DEST_PATH_IMAGE058
：
Figure 533620DEST_PATH_IMAGE059
（3）
式中
Figure DEST_PATH_IMAGE060
为地球非球形二阶带谐项系数，μ为地球引力常数，
Figure 494229DEST_PATH_IMAGE061
为地球半径。
由于虚拟副星和控前主星动力学参数一致，所以编队构型参数
Figure DEST_PATH_IMAGE062
为常数，构型参 数
Figure 934438DEST_PATH_IMAGE063
受
Figure DEST_PATH_IMAGE064
作用变化为
Figure 941708DEST_PATH_IMAGE065
（4）
所以在接近时刻编队构型参数变为
Figure 936209DEST_PATH_IMAGE038
。
在一个实施例中，参考图3所示，步骤S104可以包括下述步骤：
步骤S301：根据控前卫星在与潜在目标的第二接近时刻的状态矢量计算出主星的轨道根数；并根据第二接近时刻的编队模型的参数，计算出第二接近时刻的副星的轨道根数。
具体的，副星的轨道根数
Figure 670816DEST_PATH_IMAGE012
的计算方程如下：
Figure 434372DEST_PATH_IMAGE013
（5）
Figure 346965DEST_PATH_IMAGE027
（6）
Figure DEST_PATH_IMAGE066
（7）
Figure 359920DEST_PATH_IMAGE067
（8）
Figure 399683DEST_PATH_IMAGE016
（9）
Figure 17746DEST_PATH_IMAGE033
（10）
其中，在公式（6）和公式（9）中，
Figure DEST_PATH_IMAGE068
，
Figure 897977DEST_PATH_IMAGE018
，
Figure 601491DEST_PATH_IMAGE020
（11）
其中，在公式（10）中，
Figure 677900DEST_PATH_IMAGE069
（12）
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE070
为副星的轨道根数；
Figure 822574DEST_PATH_IMAGE071
为编队模型的参数；
Figure DEST_PATH_IMAGE072
为主星的轨道根数。
在一个实施例中，控后卫星和潜在目标在第一接近时刻的碰撞参数包括：控后卫星和潜在目标之间的最近距离、交会角，以及在第一接近时刻控后卫星与潜在目标的位置间隔的径向距离和切向距离。
需要理解的是，根据原接近时刻
Figure 467182DEST_PATH_IMAGE057
、虚拟副星（卫星控后）空间状态矢量
Figure 275301DEST_PATH_IMAGE073
、空间危 险目标状态矢量
Figure 30767DEST_PATH_IMAGE047
，计算新的接近时刻
Figure 764368DEST_PATH_IMAGE074
、最近距离、交会角和接近时刻虚拟副星与空间 危险目标位置间隔NSW坐标分量。
在一个实施例中，参考图4所示，还包括：
步骤S401：当潜在目标存在多个时，根据碰撞参数计算每个潜在目标的距离指标，并从多个潜在目标中确定出距离指标最小的潜在目标。
需要理解的是，对于低轨卫星，轨道预报切向误差约为径向误差的10倍，因此对于 计算得到的最近距离
Figure 314298DEST_PATH_IMAGE041
和径向距离
Figure DEST_PATH_IMAGE075
，可综合为一个参数来衡量碰撞风险。
具体的，距离指标的计算方程为：
Figure 648197DEST_PATH_IMAGE040
（13）
其中，k为距离指标；
Figure 941775DEST_PATH_IMAGE041
为最近距离；
Figure 529882DEST_PATH_IMAGE042
为径向距离。
需要理解的是，k越小，碰撞风险越高。循环所有危险目标，计算与每个危险目标的距离指标，计算最危险目标的距离指标，即
Figure 250713DEST_PATH_IMAGE076
（14）
输出最危险潜在目标的目标编号、接近时刻、最近距离、交会角和位置间隔NSW坐标分量。
在一个实施例中，参考图5所示，还包括：
步骤S501：根据不同的控制时间和控制量循环计算控后卫星和潜在目标之间的第 一接近时刻及第一接近时刻所对应的碰撞参数。需要理解的是，依次按照时间窗口和控制 量范围循环，若循环结束，则退出循环，否则重新根据用户设置的控制时间窗口和步长，依 次循环确定控制时间
Figure DEST_PATH_IMAGE077
，再次根据用户设置的控制量范围和步长，依次循环确定控制量
Figure 573372DEST_PATH_IMAGE005
。进而根据上述公式（1）到公式（14）进行计算。
结合上述基于编队绕飞模型的轨控碰撞安全性分析方法，本公开提供两个实验比对结果以示说明。
实验比对一：
为了验证本申请方法的有效性和精度，以一颗500km高的太阳同步卫星为例，开展试验验证。主要验证两个方面，一个是本申请方法相对于传统方法在计算耗时上的改进效果，另一个是本申请方法针对不同控制量在计算与空间危险目标最近距离和径向距离上的精度差异。
验证环境为一台内存8GB、处理器主频3.60GHz的微机，空间目标集为公开的TLE数据，包含约2万个空间目标。时间效率的测试结果见下表。
表3，计算效率比较
Figure 405062DEST_PATH_IMAGE078
从表中可以看出，传统方法计算多组弹道预警时，需要循环完成弹道预报的工作，并逐一与空间目标筛选比对，计算时间与弹道组数成正比的，当需要在较大控制误差范围内完成碰撞预警工作时，传统方法过于耗时。本申请方法在计算多组弹道预警时，仅需要完成一次弹道预报，通过编队绕飞简化模型实现对不同控制量的弹道预警，计算效率随着弹道组数增加，耗时增加不明显，计算效率较传统方法有大幅改进。
实验比对二：
为验证本申请方法精度，分别仿真卫星控制量10m、50m、100m……5000m时，采用本申请方法计算得到的卫星与最危险空间目标几何关系（基于无控弹道一次获得所有结果）。对比的基准是利用轨道控制方程得到卫星控后轨道并外推精密星历后计算得到的与所有空间目标的接近情况并筛选出最危险的一组。对比的结果见下表。
表4，计算精度验证结果
Figure DEST_PATH_IMAGE079
从表中可以看出，在控制量小于1000m时，本文方法在最近距离上的精度可以优于30米，在径向距离上的精度可以优于12米，满足工程精度要求。
需要说明，本发明实施例中所有方向性指示（诸如上、下、左、右、前、后……）仅用于解释在某一特定姿态（如附图所示）下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。
另外，在本发明中如涉及“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。
在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“固定”等应做广义理解，例如，“固定”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，还可以是物理连接或无线通信连接；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，除非另有明确的限定。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发明中的具体含义。
另外，本发明各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。
本领域技术人员在考虑说明书及实践这里公开的发明后，将容易想到本公开的其它实施方案。本申请旨在涵盖本公开的任何变型、用途或者适应性变化，这些变型、用途或者适应性变化遵循本公开的一般性原理并包括本公开未公开的本技术领域中的公知常识或惯用技术手段。说明书和实施例仅被视为示例性的，本公开的真正范围和精神由所附的权利要求指出。

Claims (10)

1.一种基于编队绕飞模型的轨控碰撞安全性分析方法，其特征在于，包括：
获取控前卫星和潜在目标的空间矢量或轨道根数；
获取将被输入到所述控前卫星的控制时间和控制量；
通过将所述控前卫星作为主星并且将控后卫星作为副星构成编队模型，并计算所述编队模型的参数；
根据作为所述主星的所述控前卫星的轨道根数以及所述编队模型的参数，计算出所述副星的轨道根数并且将所述副星的轨道根数作为所述控后卫星的轨道根数；
根据所述控后卫星的轨道根数和所述潜在目标的空间矢量，确定所述控后卫星和所述潜在目标之间的第一接近时刻及所述第一接近时刻所对应的碰撞参数；
其中，所述控后卫星是通过以所述控制量对所述控前卫星进行控制而获得的；所述控前卫星、潜在目标及控后卫星中的任一者的空间矢量和轨道根数中的一项能够通过另一项来计算获得。
2.根据权利要求1所述方法，其特征在于，还包括：
当所述潜在目标存在多个时，根据所述碰撞参数计算每个潜在目标的距离指标，并从所述多个所述潜在目标中确定出距离指标最小的潜在目标。
3.根据权利要求1所述方法，其特征在于，在通过将所述控前卫星作为主星并且将控后卫星作为副星构成编队模型，并计算所述编队模型的参数的步骤中，还包括：
根据所述控制时间确定控制时刻的所述控前卫星的空间矢量，并根据所述控制时刻的所述控前卫星的空间矢量计算出所述控制时刻的所述控前卫星的轨道根数；
根据所述控制量计算所述控后卫星的速度增量；
根据所述控制时刻的所述控前卫星的轨道根数和所述控后卫星的速度增量计算出所述编队模型的参数。
4.根据权利要求3所述方法，其特征在于，还包括：
所述控后卫星的速度增量的计算方程：
Figure 97136DEST_PATH_IMAGE001
，
其中，n通过公式
Figure 53329DEST_PATH_IMAGE002
求得，其中，μ为地球引力常数，
Figure 447401DEST_PATH_IMAGE003
为所述主星的轨道根数，
Figure 265184DEST_PATH_IMAGE004
为速度增量，
Figure 795523DEST_PATH_IMAGE005
为所述控制量；
所述编队模型的参数的计算方程：
Figure 424081DEST_PATH_IMAGE006
，或者，
Figure 39871DEST_PATH_IMAGE007
；
其中，
Figure 661345DEST_PATH_IMAGE008
通过公式
Figure 108507DEST_PATH_IMAGE009
求得，
Figure 767021DEST_PATH_IMAGE010
和
Figure 246937DEST_PATH_IMAGE011
为所述主星的轨道根数，
Figure 281889DEST_PATH_IMAGE012
为所 述编队模型的参数。
5.根据权利要求1所述方法，其特征在于，在通过将所述控前卫星作为主星并且将控后卫星作为副星构成编队模型，并计算所述编队模型的参数的步骤中，还包括：
在加入至少一项摄动的基础上计算所述编队模型的参数。
6.根据权利要求5所述方法，其特征在于，根据作为所述主星的所述控前卫星的轨道根数以及所述编队模型的参数，计算出所述副星的轨道根数并且将所述副星的轨道根数作为所述控后卫星的轨道根数的步骤中，还包括：
根据所述控前卫星在与所述潜在目标的第二接近时刻的状态矢量计算出所述主星的轨道根数；并根据所述第二接近时刻的所述编队模型的参数，计算出所述第二接近时刻的所述副星的轨道根数。
7.根据权利要求6所述方法，其特征在于，还包括：
所述副星的轨道根数
Figure 177033DEST_PATH_IMAGE013
的计算方程如下：
Figure 803187DEST_PATH_IMAGE014
，
其中，
Figure 659147DEST_PATH_IMAGE015
为所述主星的轨道根数，
Figure 107577DEST_PATH_IMAGE016
为所述编队模型的参数；
Figure 467014DEST_PATH_IMAGE017
，
其中，
Figure 529648DEST_PATH_IMAGE018
通过公式
Figure 731959DEST_PATH_IMAGE019
求得，
Figure 108714DEST_PATH_IMAGE020
通过公式
Figure 962138DEST_PATH_IMAGE021
求得，且
Figure 195674DEST_PATH_IMAGE022
通过 公式
Figure 760647DEST_PATH_IMAGE023
求得，其中，
Figure 65727DEST_PATH_IMAGE024
和
Figure 134177DEST_PATH_IMAGE025
都为所述编队模型的参数，
Figure 617242DEST_PATH_IMAGE015
、
Figure 466249DEST_PATH_IMAGE026
和
Figure 184806DEST_PATH_IMAGE027
都为所述主星的轨 道根数；
Figure 497976DEST_PATH_IMAGE028
，
其中，
Figure 276576DEST_PATH_IMAGE026
和
Figure 612880DEST_PATH_IMAGE027
都为所述主星的轨道根数；
Figure 511959DEST_PATH_IMAGE029
，
其中，
Figure 820580DEST_PATH_IMAGE030
为所述主星的轨道根数；
Figure 894716DEST_PATH_IMAGE031
，
其中，
Figure 390419DEST_PATH_IMAGE032
为所述主星的轨道根数；
Figure 591724DEST_PATH_IMAGE033
，
其中，
Figure 551590DEST_PATH_IMAGE034
通过公式
Figure 671993DEST_PATH_IMAGE035
求得，其中，
Figure 310785DEST_PATH_IMAGE036
为所述编队模型的参数，
Figure 909256DEST_PATH_IMAGE015
、
Figure 300792DEST_PATH_IMAGE037
和
Figure 654413DEST_PATH_IMAGE038
都为所述主星的轨道根数。
8.根据权利要求2所述方法，其特征在于，所述控后卫星和所述潜在目标在所述第一接近时刻的碰撞参数包括：所述控后卫星和所述潜在目标之间的最近距离、交会角，以及在所述第一接近时刻所述控后卫星与所述潜在目标的位置间隔的径向距离和切向距离。
9.根据权利要求8所述方法，其特征在于，当所述潜在目标存在多个时，根据所述碰撞参数计算每个潜在目标的距离指标，并从所述多个所述潜在目标中确定出距离指标最小的潜在目标的步骤，还包括：
所述距离指标的计算方程为：
Figure 390288DEST_PATH_IMAGE039
；
其中，k为所述距离指标；
Figure 182663DEST_PATH_IMAGE040
为所述最近距离；
Figure 54805DEST_PATH_IMAGE041
为所述径向距离。
10.根据权利要求1-9任一项的所述方法，其特征在于，还包括：根据不同的所述控制时间和控制量循环计算所述控后卫星和所述潜在目标之间的第一接近时刻及所述第一接近时刻所对应的碰撞参数。
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