本申請(qǐng)涉及空間攻防領(lǐng)域，具體涉及一種應(yīng)用于異面非圓軌道的天基攔截變軌策略求解方法。

背景技術(shù)：

1、隨著航天科技的進(jìn)步和發(fā)展，未來(lái)戰(zhàn)爭(zhēng)的格局也將由陸、海、空延伸到太空作戰(zhàn)。空間攻防體系的發(fā)展，如通過(guò)攔截或者直接破壞敵方目標(biāo)，使得敵方不能根據(jù)有效實(shí)時(shí)信息制定相應(yīng)的戰(zhàn)爭(zhēng)策略，從而大大削弱敵方戰(zhàn)斗力。為更好的把握未來(lái)戰(zhàn)爭(zhēng)的主動(dòng)性，各國(guó)都開(kāi)始制定并采取一系列的發(fā)展戰(zhàn)略。

2、航天器攔截可采用天基和地基發(fā)射，其中，天基分為衛(wèi)星或其他航天器，地基分為水面/下、陸地、近地空中。其中天基攔截器是本發(fā)明的重點(diǎn)研究對(duì)象和定向能航天器。動(dòng)能武器是利用動(dòng)能航天器直接碰撞實(shí)現(xiàn)目標(biāo)攔截，可部署在艦船、地面、航天飛機(jī)、或航天器上。定向能反衛(wèi)星武器主要破壞目標(biāo)航天器的敏感元件或者衛(wèi)星結(jié)構(gòu)，可以從太空平臺(tái)、空中或者地面上發(fā)射大功率的微波射束、粒子束或者高能激光等來(lái)實(shí)現(xiàn)。

3、有關(guān)于變軌策略的研究多針對(duì)共軌道面空間目標(biāo)開(kāi)展，對(duì)于異面軌道面空間目標(biāo)多采用lambert變軌方式，由于追蹤目標(biāo)需要時(shí)間與距離，其通常要求服務(wù)飛行器攜帶大量的變軌燃料；變軌策略中目標(biāo)航天器的追蹤時(shí)間、速度與相遇位置都對(duì)攜帶燃料有著巨大的影響；而實(shí)際中，研究機(jī)構(gòu)等對(duì)于異面非圓軌道這種特殊場(chǎng)景的航天器變軌策略的研究極少。

4、因此，需要一種新方案以解決攔截器與攔截目標(biāo)處于異面非圓軌道這種場(chǎng)景下的變軌攔截策略的確定，并通過(guò)快速準(zhǔn)確的攔截與機(jī)動(dòng)的修正變軌速度來(lái)節(jié)省燃料。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、有鑒于此，本發(fā)明技術(shù)方案提供一種應(yīng)用于異面非圓軌道的天基攔截變軌策略求解方法，包括：

2、確定任務(wù)航天器與目標(biāo)航天器的初始軌道參數(shù)；

3、基于所述任務(wù)航天器與所述目標(biāo)航天器的所述初始軌道參數(shù)，確定所述任務(wù)航天器與所述目標(biāo)航天器的軌道；

4、求解任務(wù)航天器的攔截時(shí)刻與攔截位置坐標(biāo)；

5、基于所述任務(wù)航天器的軌道，求解軌道面法向量；

6、基于黃金分割算法求解所述目標(biāo)航天器與所述任務(wù)航天器軌道面的交點(diǎn)坐標(biāo)；

7、求解所述目標(biāo)航天器抵達(dá)到所述交點(diǎn)坐標(biāo)所對(duì)應(yīng)的時(shí)刻與位置坐標(biāo)；

8、求解任務(wù)航天器在所述攔截時(shí)刻到達(dá)所述攔截位置的軌道脈沖策略；

9、基于所述攔截位置坐標(biāo)，采用霍曼變軌策略；在近地點(diǎn)變軌；基于開(kāi)普勒軌道算法，求解所述任務(wù)航天器在近地點(diǎn)的坐標(biāo)位置；

10、確定任務(wù)航天器在近地點(diǎn)處霍曼變軌后的軌道為轉(zhuǎn)移軌道，任務(wù)航天器在轉(zhuǎn)移軌道上會(huì)經(jīng)過(guò)攔截點(diǎn)；

11、根據(jù)算法a，求解所述轉(zhuǎn)移軌道；

12、基于轉(zhuǎn)移軌道，求解任務(wù)航天器從近地點(diǎn)到攔截點(diǎn)的時(shí)間差；

13、求解軌道脈沖時(shí)刻、脈沖位置坐標(biāo)與脈沖速度增量；

14、確定最優(yōu)攔截策略。

15、進(jìn)一步地，所述任務(wù)航天器與所述目標(biāo)航天器的初始軌道參數(shù)為：軌道半長(zhǎng)軸，軌道偏心率，軌道傾角，升交點(diǎn)赤經(jīng)，近地點(diǎn)幅角，真近點(diǎn)角。

16、進(jìn)一步地，開(kāi)普勒算法內(nèi)存在：r＝[a(1-e^2)]/(1+e?cos(v))

17、其中，r為該點(diǎn)到球心的距離；a為半長(zhǎng)軸；e為偏心率；v為真近點(diǎn)角假設(shè)a*(1-e^2)為常量，某軌道存在點(diǎn)a和b滿足以下算法a：

18、

19、

20、進(jìn)一步地，所述算法a可基于所述任務(wù)航天器的軌道參數(shù)，快速準(zhǔn)確的生成經(jīng)過(guò)指定兩點(diǎn)的轉(zhuǎn)移軌道。

21、進(jìn)一步地，所述攔截變軌策略的求解方法應(yīng)用場(chǎng)景為：所述任務(wù)航天器與所述目標(biāo)航天器處于非約束的異面非圓軌道。

22、進(jìn)一步地，所述任務(wù)航天器對(duì)所述目標(biāo)航天器的異面攔截任務(wù)帶時(shí)間約束。

23、進(jìn)一步地，基于所述軌道參數(shù)求解軌道面法向量；

24、進(jìn)一步地，基于軌道面法向量與黃金分割法構(gòu)造任務(wù)攔截點(diǎn)求解算法，快速迭代求解滿足任務(wù)要求的目標(biāo)軌道攔截點(diǎn)真近點(diǎn)角。

25、進(jìn)一步地，通過(guò)求解黃金分割法最優(yōu)解所對(duì)應(yīng)的真近點(diǎn)角，使用開(kāi)普勒算法求解攔截點(diǎn)的位置及時(shí)間序列。

26、進(jìn)一步地，將攔截問(wèn)題分解為求解兩種轉(zhuǎn)移軌道：轉(zhuǎn)移軌道δ及轉(zhuǎn)移軌道o。

27、進(jìn)一步地，將求解轉(zhuǎn)移軌道δ的問(wèn)題轉(zhuǎn)換為：求解異面非圓軌道航天器攔截任務(wù)場(chǎng)景下的多次脈沖激動(dòng)的速度矢量；通過(guò)求解所述多次脈沖機(jī)動(dòng)的速度矢量以修正任務(wù)航天器的攔截變軌速度。

28、與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明技術(shù)方案針對(duì)異面非圓軌道航天器攔截場(chǎng)景，求解任務(wù)航天器在指定約束時(shí)間內(nèi)對(duì)目標(biāo)航天器攔截的問(wèn)題，采取將攔截任務(wù)階段化分解、逐階段求解、多階段約束條件融合的方式；能夠達(dá)到的有益效果至少包括：可將復(fù)雜任務(wù)階段化的簡(jiǎn)單拆解，為異面非圓軌道的航天器攔截問(wèn)題提供一種求解方法與布局策略，支持空間任務(wù)規(guī)劃的需求；可快速準(zhǔn)確的生成經(jīng)過(guò)指定兩點(diǎn)的轉(zhuǎn)移變軌軌道，解決異面非圓軌道空間任務(wù)的攔截難題；可節(jié)省燃料，所有的轉(zhuǎn)軌方式都為切向機(jī)動(dòng)，確保任務(wù)航天器以最小的速度最少的燃料完成轉(zhuǎn)軌變軌。

技術(shù)特征：

1.一種應(yīng)用于異面非圓軌道的天基攔截變軌策略求解方法，其特征在于，包括：

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的應(yīng)用于異面非圓軌道的天基攔截變軌策略求解方法，其特征在于，所述任務(wù)航天器與所述目標(biāo)航天器的初始軌道參數(shù)為：軌道半長(zhǎng)軸，軌道偏心率，軌道傾角，升交點(diǎn)赤經(jīng)，近地點(diǎn)幅角，真近點(diǎn)角。

3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的應(yīng)用于異面非圓軌道的天基攔截變軌策略求解方法，其特征在于，

4.根據(jù)權(quán)利要求1至3所述的應(yīng)用于異面非圓軌道的天基攔截變軌策略求解方法，其特征在于，所述算法a可基于所述任務(wù)航天器的軌道參數(shù)，快速準(zhǔn)確的生成經(jīng)過(guò)指定兩點(diǎn)的轉(zhuǎn)移軌道。

5.根據(jù)權(quán)利要求1至3所述的應(yīng)用于異面非圓軌道的天基攔截變軌策略求解方法，其特征在于，所述攔截變軌策略的求解方法應(yīng)用場(chǎng)景為：所述任務(wù)航天器與所述目標(biāo)航天器處于非約束的異面非圓軌道。

6.根據(jù)權(quán)利要求1至3所述的應(yīng)用于異面非圓軌道的天基攔截變軌策略求解方法，其特征在于，所述任務(wù)航天器對(duì)所述目標(biāo)航天器的異面攔截任務(wù)帶時(shí)間約束。

7.根據(jù)權(quán)利要求1至3所述的應(yīng)用于異面非圓軌道的天基攔截變軌策略求解方法，其特征在于，基于所述軌道參數(shù)求解軌道面法向量。

8.根據(jù)權(quán)利要求1至3所述的應(yīng)用于異面非圓軌道的天基攔截變軌策略求解方法，其特征在于，基于軌道面法向量與黃金分割法構(gòu)造任務(wù)攔截點(diǎn)求解算法，快速迭代求解滿足任務(wù)要求的目標(biāo)軌道攔截點(diǎn)真近點(diǎn)角。

9.根據(jù)權(quán)利要求1至3所述的應(yīng)用于異面非圓軌道的天基攔截變軌策略求解方法，其特征在于，通過(guò)求解黃金分割法最優(yōu)解所對(duì)應(yīng)的真近點(diǎn)角，使用開(kāi)普勒算法求解攔截點(diǎn)的位置及時(shí)間序列。

10.根據(jù)權(quán)利要求1至3所述的應(yīng)用于異面非圓軌道的天基攔截變軌策略求解方法，將攔截問(wèn)題分解為求解兩種轉(zhuǎn)移軌道：轉(zhuǎn)移軌道δ及轉(zhuǎn)移軌道θ。

11.根據(jù)權(quán)利要求1至10所述的應(yīng)用于異面非圓軌道的天基攔截變軌策略求解方法，其特征在于，將求解轉(zhuǎn)移軌道δ的問(wèn)題轉(zhuǎn)換為：求解異面非圓軌道航天器攔截任務(wù)場(chǎng)景下的多次脈沖機(jī)動(dòng)的速度矢量；

技術(shù)總結(jié)
本發(fā)明公開(kāi)了一種應(yīng)用于異面非圓軌道的天基攔截變軌策略求解方法，應(yīng)用于空間攻防領(lǐng)域；具體步驟有：確定任務(wù)航天器與目標(biāo)航天器的初始軌道參數(shù)；基于所述任務(wù)航天器與所述目標(biāo)航天器的所述初始軌道參數(shù)，確定所述任務(wù)航天器與所述目標(biāo)航天器的軌道；求解任務(wù)航天器的攔截時(shí)刻與攔截位置坐標(biāo)；本發(fā)明技術(shù)方案針對(duì)異面非圓軌道航天器攔截場(chǎng)景，求解任務(wù)航天器在指定約束時(shí)間內(nèi)對(duì)目標(biāo)航天器攔截的問(wèn)題，采取將攔截任務(wù)階段化分解、逐階段求解、多階段約束條件融合的方式；能夠達(dá)到的有益效果至少包括：可將復(fù)雜任務(wù)階段化的簡(jiǎn)單拆解，可支持空間任務(wù)規(guī)劃需求。

技術(shù)研發(fā)人員：張飛
受保護(hù)的技術(shù)使用者：上海湃星信息科技有限公司
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2025/5/15