CN117270573B - 一种火箭规避空间碎片群的控制方法、装置、介质及设备 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种火箭规避空间碎片群的方法、装置、介质及设备，方法括：根据运载火箭的轨道面空间及空间碎片群中各空间碎片的状态确定火箭禁飞区域；若确定所述火箭禁飞区域位于所述火箭的当前轨道，则基于所述火箭禁飞区域确定所述运载火箭的轨道机动规避策略；根据所述轨道机动规避策略控制所述运载火箭进行变轨，使得所述运载火箭远离所述火箭禁飞区域；如此，根据运载火箭的轨道面空间及空间碎片群中各空间碎片的状态先确定出一个火箭禁飞区域，若确定运载火箭有靠近该禁飞区域的趋势时，获取运载火箭的轨道机动规避策略，根据规避策略控制运载火箭变轨，使得运载火箭远离空间碎片群，从而提高运载火箭和航天器入轨的安全性。

Description

一种火箭规避空间碎片群的控制方法、装置、介质及设备
技术领域
本发明涉及航天器轨道技术领域，尤其涉及一种火箭规避空间碎片群的控制方法、装置、介质及设备。
背景技术
在火箭托载航天器入轨过程中，若临近轨道上的卫星突发解体，产生的空间碎片群将会对入轨过程中的运载火箭的安全构成重大威胁。
因此在运载火箭入轨过程中，如何在空间碎片群靠近运载火箭原有轨道时，最大限度保障运载火箭及航天器的安全入轨是目前亟需解决的问题。
发明内容
针对现有技术存在的问题，本发明实施例提供了一种火箭规避空间碎片群的控制方法、装置、介质及设备，以解决或者部分解决现有技术中无法在火箭空间碎片群靠近运载火箭时，对空间碎片群进行规避，进而影响运载火箭和航天器安全入轨的技术问题。
本发明的第一方面，提供一种火箭规避空间碎片群的方法，所述方法包括：
根据运载火箭的轨道面空间及空间碎片群中各空间碎片的状态确定火箭禁飞区域；
若确定所述火箭禁飞区域位于所述火箭的当前轨道，则基于所述火箭禁飞区域确定所述运载火箭的轨道机动规避策略；
根据所述轨道机动规避策略控制所述运载火箭进行变轨，使得所述运载火箭远离所述火箭禁飞区域。
上述方案中，所述根据运载火箭的轨道面空间及空间碎片群中各空间碎片的状态确定火箭禁飞区域，包括：
将每个空间碎片的状态转换为对应的四维矢量；
确定每个四维矢量与所述运载火箭的轨道面的交点；
从各所述交点中确定运载火箭与所述空间碎片存在碰撞威胁的危险点；
确定包含所有危险点的圆形包络，所述圆形包络为所述火箭禁飞区域。
上述方案中，所述从各所述交点中确定运载火箭与所述空间碎片存在碰撞威胁的危险点，包括：
针对任一空间碎片，若确定所述空间碎片的四维矢量与所述轨道面的交点不为空集时，则确定所述交点为所述危险点。
上述方案中，所述确定包含所有危险点的圆形包络，包括：
根据公式确定所述圆形包络的圆心/>；
根据公式确定每个危险点与所述圆心之间的距离；
根据公式确定所述圆形包络的半径/>；其中，
所述为所述空间碎片的编号，所述/>为所述空间碎片的总量，所述/>为第/>个空间碎片与轨道面的交点，所述/>为第/>个空间碎片位置矢量在/>坐标系的/>轴分量，所述/>为第/>个空间碎片位置矢量在/>坐标系的/>轴分量，所述/>为第/>个空间碎片位置矢量在/>坐标系的/>轴分量，所述/>为圆心在/>坐标系的/>轴坐标，所述/>为圆心在/>坐标系的轴坐标，所述/>为所述圆心在/>坐标系的/>轴坐标，所述/>为第/>个危险点与圆心之间的距离，所述/>为第/>个危险点与圆心之间的距离。
上述方案中，所述轨道机动规避策略包括：规避方向和推力；所述基于所述火箭禁飞区域确定所述运载火箭的轨道机动规避策略，包括：
获取所述火箭禁飞区域内的斥力场对所述运载火箭的斥力势场函数；
基于公式确定所述斥力势场函数的负梯度/>；所述负梯度为所述运载火箭远离所述火箭禁飞区域应受到的推力；
确定所述运载火箭推力方向的单位向量；
基于所述运载火箭推力方向的单位向量及所述斥力势场函数的负梯度，利用公式确定所述运载火箭在/>坐标系/>方向对应的推力/>、所述运载火箭在/>坐标系/>方向对应的推力/>以及所述运载火箭在/>坐标系/>方向对应的推力/>；
利用所述运载火箭推力方向的单位向量中的方向参数确定所述规避方向；其中，
为所述斥力势场函数的负梯度，所述/>为运载火箭推力方向的单位向量/>在/>坐标系/>方向上的投影，所述/>为运载火箭推力方向的单位向量/>在/>坐标系/>方向上的投影，所述/>为运载火箭推力方向的单位向量/>在/>坐标系/>方向上的投影，所述为所述运载火箭的斥力势场函数，所述/>为斥力势场增益系数，所述/>为所述运载火箭与所述火箭禁飞区域之间的欧几里得距离，所述/>为所述/>在区间/>内的映射量，所述/>为火箭禁飞区域的斥力场对所述运载火箭的影响距离。
上述方案中，所述确定所述运载火箭推力方向的单位向量，包括：
根据运载火箭轨道面的法向量及所述运载火箭在目标时刻的速度向量确定推力方向向量的向量参数；
基于推力方向向量的向量参数确定所述推力方向向量，所述推力方向向量为；
对所述推力方向向量进行归一化处理，获得所述推力方向的单位向量；其中，所述为推力方向向量在/>坐标系/>方向上的投影，所述/>为推力方向向量在/>坐标系/>方向上的投影，所述/>为推力方向向量在/>坐标系/>方向上的投影。
上述方案中，所述方法还包括：
根据公式确定所述/>、所述/>及所述/>的值；所述/>为推力方向向量在/>坐标系/>方向上的投影，所述/>为推力方向向量在/>坐标系/>方向上的投影，所述/>为推力方向向量在/>坐标系/>方向上的投影。
本发明的第二方面，提供一种火箭规避空间碎片群的装置，所述装置包括：
第一确定单元，用于根据运载火箭的轨道面空间及空间碎片群中各空间碎片的状态确定火箭禁飞区域；
第二确定单元，用于确定所述火箭禁飞区域位于所述火箭的当前轨道，则基于所述火箭禁飞区域确定所述运载火箭的轨道机动规避策略；
控制单元，用于根据所述轨道机动规避策略控制所述运载火箭进行变轨，使得所述运载火箭远离所述火箭禁飞区域。
本发明的第三方面，提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该程序被处理器执行时实现第一方面中任一项所述方法的步骤。
本发明的第四方面，提供一种计算机设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述程序时实现第一方面中任一项所述方法的步骤。
本发明提供了一种火箭规避空间碎片群的方法、装置、介质及设备，方法括：根据运载火箭的轨道面空间及空间碎片群中各空间碎片的状态确定火箭禁飞区域；若确定所述火箭禁飞区域位于所述火箭的当前轨道，则基于所述火箭禁飞区域确定所述运载火箭的轨道机动规避策略；根据所述轨道机动规避策略控制所述运载火箭进行变轨，使得所述运载火箭远离所述火箭禁飞区域；如此，根据运载火箭的轨道面空间及空间碎片群中各空间碎片的状态先确定出一个火箭禁飞区域，若确定运载火箭有靠近该禁飞区域的趋势时，获取运载火箭的轨道机动规避策略，根据规避策略控制运载火箭变轨，使得运载火箭远离空间碎片群，从而提高运载火箭和航天器入轨的安全性。
附图说明
通过阅读下文优选实施方式的详细描述，各种其他的优点和益处对于本领域普通技术人员将变得清楚明了。附图仅用于示出优选实施方式的目的，而并不认为是对本发明的限制。而且在整个附图中，用相同的参考符号表示相同的部件。在附图中：
图1示出了根据本发明一个实施例的火箭规避空间碎片群的方法流程示意图；
图2示出了根据本发明一个实施例的地心惯性坐标系示意图；
图3示出了根据本发明一个实施例的推力方向的单位向量选取示意图；
图4示出了根据本发明一个实施例的火箭规避空间碎片群的装置结构示意图；
图5示出了根据本发明一个实施例的计算机设备结构示意图；
图6示出了根据本发明一个实施例的计算机可读存储介质结构示意图。
具体实施方式
下面将参照附图更详细地描述本公开的示例性实施例。虽然附图中显示了本公开的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本公开，并且能够将本公开的范围完整的传达给本领域的技术人员。
本发明实施例提供一种火箭规避空间碎片群的方法，如图1所示，方法包括以下步骤：
S110，根据运载火箭的轨道面空间及空间碎片群中各空间碎片的状态确定火箭禁飞区域；
为准确描述运载火箭和空间碎片群的轨道运动，如图2所示，本发明先定义地心惯性坐标系，地心惯性坐标系为/>（Earth Center Inertial Coordinates）坐标系。其中，坐标原点/>位于地球地心；/>轴指向J2000时刻春分点；/>轴指向地球北极；/>轴由右手准则确定；/>为某一在轨运载火箭。
对于空间碎片群来说，每个空间碎片在时刻的的状态/>可以描述成为一个四维矢量：
（1）
在公式（1）中，为空间碎片的编号，/>为第/>个空间碎片位置矢量在/>坐标系的/>轴分量，/>为第/>个空间碎片位置矢量在/>坐标系的/>轴分量，/>为第/>个空间碎片位置矢量在/>坐标系的/>轴分量，/>表示在整个运动过程中所有空间碎片状态行成的状态空间。
那么在一种实施方式中，根据运载火箭的轨道面空间及空间碎片群中各空间碎片的状态确定火箭禁飞区域，包括：
将每个空间碎片的状态转换为对应的四维矢量；
确定每个四维矢量与运载火箭的轨道面的交点；
从各交点中确定运载火箭与所述空间碎片存在碰撞威胁的危险点；
确定包含所有危险点的圆形包络，所述圆形包络为所述火箭禁飞区域。
在一种实施方式中，所述从各交点中确定运载火箭与所述空间碎片存在碰撞威胁的危险点，包括：
针对任一空间碎片，若确定空间碎片的四维矢量与轨道面的交点不为空集时，则确定交点为危险点。
具体来讲，对于每个空间碎片，都可以根据公式（1）将该空间碎片转换为四维矢量。
将在轨运载火箭的轨道面定义空间，那么每个空间碎片/>与轨道面的交点/>为：
（2）
在公式（2）中，为第/>个空间碎片与轨道面的交点，/>，/>分别为交点的三个坐标。
如果，说明运载火箭与第/>个空间碎片不存在碰撞威胁，如果，说明运载火箭与第/>个空间碎片存在碰撞威胁，那么此时/>则为危险点。
这样，可以对每个交点进行筛选，最终确定出来运载火箭与所述空间碎片存在碰撞威胁的所有危险点，形成危险点集合：
（3）
需要说明的是，由于危险点集合是所有危险点形成的点集空间，因此该集合中的所有危险点均位于轨道面所属的空间/>内。
也即， （4）
进一步地，本发明采用圆形包络包裹所有的危险点，圆形包络即形成运载火箭的不可达区域，也即在空间内形成一个圆形禁飞区域。
在一种实施方式中，确定包含所有危险点的圆形包络，包括：
根据公式确定圆形包络的圆心/>；
根据公式确定每个危险点与圆心之间的距离；
根据公式确定圆形包络的半径/>；其中，
为空间碎片的编号，/>为空间碎片的总量，所述/>为第/>个空间碎片与轨道面的交点，/>为第/>个空间碎片位置矢量在/>坐标系的/>轴分量，/>为第/>个空间碎片位置矢量在坐标系的/>轴分量，/>为第/>个空间碎片位置矢量在/>坐标系的/>轴分量，/>为圆心在坐标系的/>轴坐标，/>为圆心在/>坐标系的/>轴坐标，/>为圆心在/>坐标系的/>轴坐标，/>为第/>个危险点与圆心之间的距离，/>为第/>个危险点与圆心之间的距离。
这样就确定出了一个包含有空间碎片群的禁飞区域，若能确保运载火箭远离远离禁飞区域时，则可降低空间碎片群对运载火箭安全运行构成的威胁。
S111，若确定所述火箭禁飞区域位于所述火箭的当前轨道，则基于所述火箭禁飞区域确定所述运载火箭的轨道机动规避策略；
在一种实施方式中，确定所述火箭禁飞区域位于所述火箭的当前轨道，包括：
获取运载火箭与所述火箭禁飞区域之间的欧几里得距离；
若确定欧几里得距离大于火箭禁飞区域的斥力场对运载火箭的影响距离时，则确定火箭禁飞区域位于火箭的当前轨道。
具体来讲，为了使得运载火箭远离禁飞区域，本发明在禁飞区域内设置一斥力场，斥力场对运载火箭的斥力势场函数为：
（5）
其中，在公式（5）中，为斥力势场增益系数，/>为运载火箭与火箭禁飞区域之间的欧几里得距离，/>为/>在区间/>内的映射量，/>为火箭禁飞区域的斥力场对运载火箭的影响距离。
若确定运载火箭与禁飞区域之间的欧几里得距离小于等于，即/>，时，则确定火箭禁飞区域位于火箭的当前轨道，运载火箭需要受斥力影响。若确定运载火箭与禁飞区域之间的欧几里得距离大于/>，则确定运载火箭不需要受斥力影响。
其中，运载火箭与火箭禁飞区域之间的欧几里得距离可根据公式（6）确定：
（6）
在公式（6）中，为圆心在/>坐标系的/>轴坐标，/>为圆心在/>坐标系的/>轴坐标，/>为圆心在/>坐标系的/>轴坐标，/>为圆形包络（禁飞区域）的半径，/>为运载火箭在坐标系的/>轴坐标，/>为运载火箭在/>坐标系的/>轴坐标，/>为运载火箭在/>坐标系的/>轴坐标。
在区间/>内的映射量/>可根据公式（7）确定：
（7）
考虑到运载火箭运动的特殊情况，当运载火箭距离禁飞区较近时再进行机动规避往往无法使得运载火箭驶离禁飞区域，因此需要对斥力场的作用距离进行投影，从而增强运载火箭在进入斥力场影响范围时候受到的斥力影响。
那么在一种实施方式中，轨道机动规避策略包括：规避方向和推力；基于火箭禁飞区域确定运载火箭的轨道机动规避策略，包括：
获取火箭禁飞区域内的斥力场对运载火箭的斥力势场函数；
基于公式确定斥力势场函数的负梯度/>；负梯度（也可以理解为斥力）为运载火箭远离火箭禁飞区域应受到的推力；
确定运载火箭推力方向的单位向量；
基于运载火箭推力方向的单位向量及斥力势场函数的负梯度，利用公式确定运载火箭在/>坐标系/>方向对应的推力/>、运载火箭在/>坐标系/>方向对应的推力/>以及运载火箭在/>坐标系/>方向对应的推力/>；
利用运载火箭推力方向的单位向量中的方向参数确定规避方向；其中，
为斥力势场函数的负梯度，/>为运载火箭推力方向的单位向量/>在/>坐标系/>方向上的投影，/>为运载火箭推力方向的单位向量/>在/>坐标系/>方向上的投影，为运载火箭推力方向的单位向量/>在/>坐标系/>方向上的投影，/>为斥力势场增益系数，该增益系数可根据运载火箭的推力上限值确定；/>为运载火箭与火箭禁飞区域之间的欧几里得距离，所/>为/>在区间/>内的映射量，/>为火箭禁飞区域的斥力场对运载火箭的影响距离。
在一种实施方式中，确定所述运载火箭推力方向的单位向量，包括：
根据运载火箭轨道面的法向量及运载火箭在目标时刻的速度向量确定推力方向向量的向量参数；
基于推力方向向量的向量参数确定推力方向向量，推力方向向量为；
对推力方向向量进行归一化处理，获得推力方向的单位向量；其中，所述为推力方向向量在/>坐标系/>方向上的投影，所述/>为推力方向向量在/>坐标系/>方向上的投影，所述/>为推力方向向量在/>坐标系/>方向上的投影。
具体来讲，在为运载火箭确定机动规避策略时，需要确定出运载火箭远离禁飞区域所需要的推力及规避方向，推力可根据斥力势场函数的负梯度确定，规避方向需要根据推力方向的单位向量确定。
在确定推力方向的单位向量时，需要先确定出运载火箭轨道面的法向量，实现方法如下：
根据运载火箭轨道面上不共线的任意三点、/>和，确定出运载火箭轨道面的法向量/>，如公式（8）所示：
（8）
在公式（8）中，为运载火箭轨道面的法向量在/>坐标系/>方向上的投影，/>为运载火箭轨道面的法向量在/>坐标系/>方向上的投影，/>为运载火箭轨道面的法向量在/>坐标系/>方向上的投影。
运载火箭在某时刻的速度向量为，/>为运载火箭速度向量/>在/>坐标系/>方向上的投影，/>为运载火箭速度向量/>在/>坐标系/>方向上的投影，所述/>为运载火箭速度向量/>在/>坐标系/>方向上的投影。
假设施加的推力方向向量为，在该时刻推力方向与运载火箭轨道面的法向量垂直，速度向量与运载火箭轨道面的法向量也垂直，若令/>，在速度向量、法向量分别与推力方向进行点乘，可得：
（9）
然后对推力方向向量进行归一化处理，可得推力方向的单位向量：
（10）
在公式（10）中，为方向参数，/>为1或-1，代表为两个不同方向的推力方向向量；/>为运载火箭推力方向的单位向量/>在/>坐标系/>方向上的投影，/>为运载火箭推力方向的单位向量/>在/>坐标系/>方向上的投影，/>为运载火箭推力方向的单位向量/>在/>坐标系/>方向上的投影。
具体可参考图3，当运载火箭运动到任意一点S处时，根据斥力势函数所计算出的推力为或/>，推力方向由/>的取值决定。
为进一步确定出推力方向，任取常量，则图3中的A点坐标为，B点坐标为/>；先假设/>=1时，则可得C点坐标为/>。
下面对的值是否为1进行验证：
为判断出在轨道面内，C点是位于向量的左侧还是右侧，本发明实施例将点A、B和C投影至/>坐标系的/>平面内，则投影后三点对应的坐标分别为：
（11）
在公式（11）中，为运载火箭速度向量/>在/>坐标系/>方向上的投影，/>为运载火箭速度向量/>在/>坐标系/>方向上的投影，所述/>为运载火箭速度向量/>在/>坐标系/>方向上的投影，/>为运载火箭推力方向的单位向量/>在/>坐标系/>方向上的投影，为运载火箭推力方向的单位向量/>在/>坐标系/>方向上的投影， />为运载火箭推力方向的单位向量/>在/>坐标系/>方向上的投影。
由直线将平面上三点、/>、/>依次连接起来所构成的面积量/>为：
（12）
然后判断（从/>到/>）的连接方向，当/>三点为逆时针连接时，为正；当/>三点为顺时针连接时，/>为负。
当的值大于0时，说明点/>在矢量/>的右侧，该方向的推力将使得航天器升轨，那么/>的值为1是正确的；当/>的值小于0时，说明点/>在矢量/>的左侧，该方向的推力将使得航天器降轨，那么此时假设的/>的值为1是不准确的，/>的值应该为-1。
也即，若取值为时1，那么/>为/>，需要控制运载火箭进行升轨操作；若/>为-1，那么那么/>为/>，需控制运载火箭进行降轨操作。
进一步地，公式（10）中的可根据公式（13）确定，因此方法还包括：
根据公式（13）确定所述、所述/>及所述/>的值。
（13）
然后根据公式（14）确定运载火箭在坐标系/>方向对应的推力/>、运载火箭在坐标系/>方向对应的推力/>以及运载火箭在/>坐标系/>方向对应的推力/>：
（14）
这样即确定出了运载火箭的规避方向以及需要避免空间碎片群影响所需要的推力。
S112，根据所述轨道机动规避策略控制所述运载火箭进行变轨，使得所述运载火箭远离所述火箭禁飞区域。
上述轨道机动规避策略确定出之后，可根据轨道机动规避策略控制运载火箭进行变轨，使得运载火箭远离火箭禁飞区域。
比如，当确定需要对运载火箭进行升轨操作时，基于上述确定出的运载火箭在坐标系/>方向对应的推力/>、运载火箭在/>坐标系/>方向对应的推力/>以及运载火箭在坐标系/>方向对应的推力/>控制运载火箭进行升轨操作；
当确定需要对运载火箭进行降轨操作时，基于上述确定出的运载火箭在坐标系/>方向对应的推力/>、运载火箭在/>坐标系/>方向对应的推力/>以及运载火箭在/>坐标系/>方向对应的推力/>控制运载火箭进行降轨操作。
这样，根据运载火箭的轨道面空间及空间碎片群中各空间碎片的状态先确定出一个火箭禁飞区域，若确定运载火箭有靠近该禁飞区域的趋势时，获取运载火箭的轨道机动规避策略，根据规避策略控制运载火箭变轨，使得运载火箭远离空间碎片群，从而提高运载火箭和航天器入轨的安全性。
基于与前述实施例中同样的发明构思，本实施例还提供一种火箭规避空间碎片群的装置，如图4所示，装置包括：
第一确定单元41，用于根据运载火箭的轨道面空间及空间碎片群中各空间碎片的状态确定火箭禁飞区域；
第二确定单元42，用于确定所述火箭禁飞区域位于所述火箭的当前轨道，则基于所述火箭禁飞区域确定所述运载火箭的轨道机动规避策略；
控制单元43，用于根据所述轨道机动规避策略控制所述运载火箭进行变轨，使得所述运载火箭远离所述火箭禁飞区域。
由于本发明实施例所介绍的装置，为实施本发明实施例的火箭规避空间碎片群的方法所采用的装置，故而基于本发明实施例所介绍的方法，本领域所属人员能够了解该装置的具体结构及变形，故而在此不再赘述。凡是本发明实施例的方法所采用的装置都属于本发明所欲保护的范围。
基于同样的发明构思，本实施例提供一种计算机设备500，如图5所示，包括存储器510、处理器520及存储在存储器510上并可在处理器520上运行的计算机程序511，处理器520执行计算机程序511时实现前文所述方法的任一步骤。
基于同样的发明构思，本实施例提供一种计算机可读存储介质600，如图6所示，其上存储有计算机程序611，该计算机程序611被处理器执行时实现前文任一所述方法的步骤。
通过本发明的一个或者多个实施例，本发明具有以下有益效果或者优点：
本发明提供了一种火箭规避空间碎片群的方法、装置、介质及设备，方法括：根据运载火箭的轨道面空间及空间碎片群中各空间碎片的状态确定火箭禁飞区域；若确定所述火箭禁飞区域位于所述火箭的当前轨道，则基于所述火箭禁飞区域确定所述运载火箭的轨道机动规避策略；根据所述轨道机动规避策略控制所述运载火箭进行变轨，使得所述运载火箭远离所述火箭禁飞区域；如此，根据运载火箭的轨道面空间及空间碎片群中各空间碎片的状态先确定出一个火箭禁飞区域，若确定运载火箭有靠近该禁飞区域的趋势时，获取运载火箭的轨道机动规避策略，根据规避策略控制运载火箭变轨，使得运载火箭远离空间碎片群，从而提高运载火箭和航天器入轨的安全性。
在此提供的算法和显示不与任何特定计算机、虚拟系统或者其它设备固有相关。各种通用系统也可以与基于在此的示教一起使用。根据上面的描述，构造这类系统所要求的结构是显而易见的。此外，本发明也不针对任何特定编程语言。应当明白，可以利用各种编程语言实现在此描述的本发明的内容，并且上面对特定语言所做的描述是为了披露本发明的最佳实施方式。
在此处所提供的说明书中，说明了大量具体细节。然而，能够理解，本发明的实施例可以在没有这些具体细节的情况下实践。在一些实例中，并未详细示出公知的方法、结构和技术，以便不模糊对本说明书的理解。
类似地，应当理解，为了精简本公开并帮助理解各个发明方面中的一个或多个，在上面对本发明的示例性实施例的描述中，本发明的各个特征有时被一起分组到单个实施例、图、或者对其的描述中。然而，并不应将该公开的方法解释成反映如下意图：即所要求保护的本发明要求比在每个权利要求中所明确记载的特征更多的特征。更确切地说，如下面的权利要求书所反映的那样，发明方面在于少于前面公开的单个实施例的所有特征。因此，遵循具体实施方式的权利要求书由此明确地并入该具体实施方式，其中每个权利要求本身都作为本发明的单独实施例。
本领域那些技术人员可以理解，可以对实施例中的设备中的模块进行自适应性地改变并且把它们设置在与该实施例不同的一个或多个设备中。可以把实施例中的模块或单元或组件组合成一个模块或单元或组件，以及此外可以把它们分成多个子模块或子单元或子组件。除了这样的特征和/或过程或者单元中的至少一些是相互排斥之外，可以采用任何组合对本说明书（包括伴随的权利要求、摘要和附图）中公开的所有特征以及如此公开的任何方法或者设备的所有过程或单元进行组合。除非另外明确陈述，本说明书（包括伴随的权利要求、摘要和附图）中公开的每个特征可以由提供相同、等同或相似目的的替代特征来代替。
此外，本领域的技术人员能够理解，尽管在此的一些实施例包括其它实施例中所包括的某些特征而不是其它特征，但是不同实施例的特征的组合意味着处于本发明的范围之内并且形成不同的实施例。例如，在下面的权利要求书中，所要求保护的实施例的任意之一都可以以任意的组合方式来使用。
本发明的各个部件实施例可以以硬件实现，或者以在一个或者多个处理器上运行的软件模块实现，或者以它们的组合实现。本领域的技术人员应当理解，可以在实践中使用微处理器或者数字信号处理器（DSP）来实现根据本发明实施例的网关、代理服务器、系统中的一些或者全部部件的一些或者全部功能。本发明还可以实现为用于执行这里所描述的方法的一部分或者全部的设备或者装置程序（例如，计算机程序和计算机程序产品）。这样的实现本发明的程序可以存储在计算机可读介质上，或者可以具有一个或者多个信号的形式。这样的信号可以从因特网网站上下载得到，或者在载体信号上提供，或者以任何其他形式提供。
应该注意的是上述实施例对本发明进行说明而不是对本发明进行限制，并且本领域技术人员在不脱离所附权利要求的范围的情况下可设计出替换实施例。在权利要求中，不应将位于括号之间的任何参考符号构造成对权利要求的限制。单词“包含”不排除存在未列在权利要求中的元件或步骤。位于元件之前的单词“一”或“一个”不排除存在多个这样的元件。本发明可以借助于包括有若干不同元件的硬件以及借助于适当编程的计算机来实现。在列举了若干装置的单元权利要求中，这些装置中的若干个可以是通过同一个硬件项来具体体现。单词第一、第二、以及第三等的使用不表示任何顺序。可将这些单词解释为名称。
尽管已描述了本发明的优选实施例，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发明范围的所有变更和修改。
以上所述，仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种火箭规避空间碎片群的方法，其特征在于，所述方法包括：
根据运载火箭的轨道面空间及空间碎片群中各空间碎片的状态确定火箭禁飞区域；
若确定所述火箭禁飞区域位于所述火箭的当前轨道，则基于所述火箭禁飞区域确定所述运载火箭的轨道机动规避策略；
根据所述轨道机动规避策略控制所述运载火箭进行变轨，使得所述运载火箭远离所述火箭禁飞区域；其中，
所述轨道机动规避策略包括：规避方向和推力；所述基于所述火箭禁飞区域确定所述运载火箭的轨道机动规避策略，包括：
获取所述火箭禁飞区域内的斥力场对所述运载火箭的斥力势场函数；
基于公式确定所述斥力势场函数的负梯度/>；所述负梯度为所述运载火箭远离所述火箭禁飞区域应受到的推力；
确定所述运载火箭推力方向的单位向量；
基于所述运载火箭推力方向的单位向量及所述斥力势场函数的负梯度，利用公式确定所述运载火箭在ECI坐标系x方向对应的推力Fx、所述运载火箭在ECI坐标系y方向对应的推力Fy以及所述运载火箭在ECI坐标系z方向对应的推力Fz；
利用所述运载火箭推力方向的单位向量中的方向参数kFrep确定所述规避方向；其中，
为所述斥力势场函数的负梯度，所述/>为运载火箭推力方向的单位向量/>在ECI坐标系x方向上的投影，所述/>为运载火箭推力方向的单位向量/>在ECI坐标系y方向上的投影，所述/>为运载火箭推力方向的单位向量/>在ECI坐标系z方向上的投影，所述/>为所述运载火箭的斥力势场函数，所述/>为斥力势场增益系数，所述/>为所述运载火箭与所述火箭禁飞区域之间的欧几里得距离，所述/>为所述/>在区间内的映射量，所述/>为火箭禁飞区域的斥力场对所述运载火箭的影响距离；
所述根据运载火箭的轨道面空间及空间碎片群中各空间碎片的状态确定火箭禁飞区域，包括：
将每个空间碎片的状态转换为对应的四维矢量；
确定每个四维矢量与所述运载火箭的轨道面的交点；
从各所述交点中确定运载火箭与所述空间碎片存在碰撞威胁的危险点；
确定包含所有危险点的圆形包络，所述圆形包络为所述火箭禁飞区域。
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述从各所述交点中确定运载火箭与所述空间碎片存在碰撞威胁的危险点，包括：
针对任一空间碎片，若确定所述空间碎片的四维矢量与所述轨道面的交点不为空集时，则确定所述交点为所述危险点。
3.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述确定包含所有危险点的圆形包络，包括：
根据公式确定所述圆形包络的圆心/>；
根据公式确定每个危险点与所述圆心之间的距离；
根据公式确定所述圆形包络的半径/>；其中，
所述i为所述空间碎片的编号，所述N为所述空间碎片的总量，所述为第i个空间碎片与轨道面的交点，所述/>为第i个空间碎片位置矢量在ECI坐标系的x轴分量，所述/>为第i个空间碎片位置矢量在ECI坐标系的y轴分量，所述/>为第i个空间碎片位置矢量在ECI坐标系的z轴分量，所述/>为圆心在ECI坐标系的x轴坐标，所述/>为圆心在ECI坐标系的y轴坐标，所述/>为所述圆心在ECI坐标系的z轴坐标，所述/>为第i个危险点与圆心之间的距离，所述/>为第N个危险点与圆心之间的距离。
4.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述确定所述运载火箭推力方向的单位向量，包括：
根据运载火箭轨道面的法向量及所述运载火箭在目标时刻的速度向量确定推力方向向量的向量参数；
基于推力方向向量的向量参数确定所述推力方向向量，所述推力方向向量为；
对所述推力方向向量进行归一化处理，获得所述推力方向的单位向量；其中，所述为推力方向向量在ECI坐标系x方向上的投影，所述/>为推力方向向量在ECI坐标系y方向上的投影，所述/>为推力方向向量在ECI坐标系z方向上的投影。
5.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：
根据公式确定所述/>、所述及所述/>的值；所述/>为推力方向向量在ECI坐标系x方向上的投影，所述/>为推力方向向量在ECI坐标系y方向上的投影，所述/>为推力方向向量在ECI坐标系z方向上的投影。
6.一种火箭规避空间碎片群的装置，其特征在于，所述装置包括：
第一确定单元，用于根据运载火箭的轨道面空间及空间碎片群中各空间碎片的状态确定火箭禁飞区域；
第二确定单元，用于确定所述火箭禁飞区域位于所述火箭的当前轨道，则基于所述火箭禁飞区域确定所述运载火箭的轨道机动规避策略；
控制单元，用于根据所述轨道机动规避策略控制所述运载火箭进行变轨，使得所述运载火箭远离所述火箭禁飞区域；其中，
所述轨道机动规避策略包括：规避方向和推力；所述基于所述火箭禁飞区域确定所述运载火箭的轨道机动规避策略，包括：
获取所述火箭禁飞区域内的斥力场对所述运载火箭的斥力势场函数；
基于公式确定所述斥力势场函数的负梯度/>；所述负梯度为所述运载火箭远离所述火箭禁飞区域应受到的推力；
确定所述运载火箭推力方向的单位向量；
基于所述运载火箭推力方向的单位向量及所述斥力势场函数的负梯度，利用公式确定所述运载火箭在ECI坐标系x方向对应的推力Fx、所述运载火箭在ECI坐标系y方向对应的推力Fy以及所述运载火箭在ECI坐标系z方向对应的推力Fz；
利用所述运载火箭推力方向的单位向量中的方向参数kFrep确定所述规避方向；其中，
为所述斥力势场函数的负梯度，所述/>为运载火箭推力方向的单位向量/>在ECI坐标系x方向上的投影，所述/>为运载火箭推力方向的单位向量/>在ECI坐标系y方向上的投影，所述/>为运载火箭推力方向的单位向量/>在ECI坐标系z方向上的投影，所述/>为所述运载火箭的斥力势场函数，所述/>为斥力势场增益系数，所述/>为所述运载火箭与所述火箭禁飞区域之间的欧几里得距离，所述/>为所述/>在区间内的映射量，所述/>为火箭禁飞区域的斥力场对所述运载火箭的影响距离；
所述根据运载火箭的轨道面空间及空间碎片群中各空间碎片的状态确定火箭禁飞区域，包括：
将每个空间碎片的状态转换为对应的四维矢量；
确定每个四维矢量与所述运载火箭的轨道面的交点；
从各所述交点中确定运载火箭与所述空间碎片存在碰撞威胁的危险点；
确定包含所有危险点的圆形包络，所述圆形包络为所述火箭禁飞区域。
7.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，该程序被处理器执行时实现权利要求1-5任一项所述方法的步骤。
8.一种计算机设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述程序时实现权利要求1-5任一项所述方法的步骤。
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Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8457810B1 (en) * 2011-04-14 2013-06-04 The Boeing Company Compound steering law for efficient low thrust transfer orbit trajectory
RU2581791C1 (ru) * 2015-03-17 2016-04-20 Межрегиональное общественное учреждение "Институт инженерной физики" Способ формирования управляющих сигналов включения двигательной установки космического беспилотного летательного аппарата при выполнении им пространственного маневра на баллистическом участке траектории полета
RU2665156C1 (ru) * 2017-11-09 2018-08-28 Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" Способ ограничения засорения эксплуатируемых областей околоземного космического пространства
CN109190158A (zh) * 2018-07-26 2019-01-11 西北工业大学 一种考虑非合作目标禁飞区约束的最优轨道设计方法
CN109508030A (zh) * 2018-11-27 2019-03-22 北京航空航天大学 一种考虑多禁飞区约束的协同解析再入制导方法
CN110488867A (zh) * 2019-08-28 2019-11-22 中国人民解放军国防科技大学 一种基于改进虚拟力场的无人机集群护航行为生成方法
CN114637311A (zh) * 2022-03-17 2022-06-17 北京航空航天大学 基于机动规避多禁飞区的制导方法和系统
CN116086253A (zh) * 2022-12-09 2023-05-09 航天科工火箭技术有限公司 一种多星防碰撞分离方法
CN116108695A (zh) * 2023-03-23 2023-05-12 中国人民解放军63921部队 面向操作岗位的箭地接口虚拟验证方法、装置及介质

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20220371755A1 (en) * 2019-09-26 2022-11-24 Mitsubishi Electric Corporation Collision avoidance assistance device, satellite constellation forming system, collision avoidance assistance method, computer readable medium, collision avoidance assistance system, and satellite constellation business device
CN112455723B (zh) * 2020-11-12 2022-06-24 大连理工大学 一种火箭推力下降故障下基于rbfnn的救援轨道决策方法

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8457810B1 (en) * 2011-04-14 2013-06-04 The Boeing Company Compound steering law for efficient low thrust transfer orbit trajectory
RU2581791C1 (ru) * 2015-03-17 2016-04-20 Межрегиональное общественное учреждение "Институт инженерной физики" Способ формирования управляющих сигналов включения двигательной установки космического беспилотного летательного аппарата при выполнении им пространственного маневра на баллистическом участке траектории полета
RU2665156C1 (ru) * 2017-11-09 2018-08-28 Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" Способ ограничения засорения эксплуатируемых областей околоземного космического пространства
CN109190158A (zh) * 2018-07-26 2019-01-11 西北工业大学 一种考虑非合作目标禁飞区约束的最优轨道设计方法
CN109508030A (zh) * 2018-11-27 2019-03-22 北京航空航天大学 一种考虑多禁飞区约束的协同解析再入制导方法
CN110488867A (zh) * 2019-08-28 2019-11-22 中国人民解放军国防科技大学 一种基于改进虚拟力场的无人机集群护航行为生成方法
CN114637311A (zh) * 2022-03-17 2022-06-17 北京航空航天大学 基于机动规避多禁飞区的制导方法和系统
CN116086253A (zh) * 2022-12-09 2023-05-09 航天科工火箭技术有限公司 一种多星防碰撞分离方法
CN116108695A (zh) * 2023-03-23 2023-05-12 中国人民解放军63921部队 面向操作岗位的箭地接口虚拟验证方法、装置及介质

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
基于改进分段Gauss伪谱法的带推力高超声速飞行器再入轨迹规划;蔺君, 何英姿, 黄盘兴;控制理论与应用;第36卷(第10期);1662-1671 *
木星-火星-航天器系统的零速度曲面和转移轨道的数值研究;唐桂琴;高发宝;王坤;邱林飞;;唐山学院学报(03);8-11、44 *

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