一種基于自然演化的軌道追逃最佳追擊啟動方位分析方法技術

本發明專利技術公開了一種基于自然演化的軌道追逃最佳追擊啟動方位分析方法，包括以下步驟：設定追逃雙方同軌道面進行追逃，基于軌道高度和逃跑航天器與追擊航天器的初始相對距離，以逃跑航天器初始位置為原點建立軌道坐標系，確定逃跑航天器和追擊航天器的初始狀態；將逃跑航天器和追擊航天器的初始狀態帶入航天器軌道轉移方程進行推導，得到軌道轉移時間后的追逃雙方相對距離，并推導出最佳的追擊啟動方位；采用數值求解方法求解最佳追擊啟動方位，并改變轉移時間，得到不同轉移時間下的最佳追擊啟動方位。本發明專利技術通過軌道轉移方程的推導，得到同軌道面下的最佳追擊啟動方位，有助于后續軌道追逃對初始位置選擇的研究。續軌道追逃對初始位置選擇的研究。續軌道追逃對初始位置選擇的研究。

【技術實現步驟摘要】
[0018]其中，J(t)表示軌道轉移時間t后的追逃雙方相對距離，X
P
(t)表示追擊航天器的最后狀態，X
E
(t)表示逃跑航天器的最后狀態，M表示使追逃雙方狀態差轉移成相對位置差的矩陣：
[0019][0020]進一步的，所述追擊航天器的最后狀態X
P
(t)和逃跑航天器的最后狀態X
E
(t)為：
[0021]X
P
(t)＝Φ(t,t0)
·
X
P
(t0)
[0022]X
E
(t)＝Φ(t,t0)
·
X
E
(t0)
[0023]其中，Φ(t,t0)表示t0時刻到t時刻的CW方程轉移矩陣：
[0024][0025]進一步的，所述將逃跑航天器和追擊航天器的初始狀態帶入航天器軌道轉移方程進行推導的過程為：
[0026]將逃跑航天器的初始狀態X
E
(t0)＝[0；0；0；0；0；0]，追擊航天器的初始狀態X
P
(t0)＝[sinθ
·
r；cosθ
·
r；0；0；0；0]帶入J(t)，得到：
[0027][0028]化簡得
[0029][0030]進一步的，所述最佳追擊啟動方位的推導過程為：
[0031]建立f函數，f函數為J(t)根號下的值，其中f函數設定為：
[0032]f＝A
·
sin2θ+B
·
cos2θ+C
[0033]其中，A＝6(sinnΔt
?
nΔt)，
[0034]根據三角函數公式，引入β角，令得到：
[0035][0036]當sin(2θ
?
β)＝
?
1時，即時，f函數取得最小值為θ
*
為最佳追擊啟動方位。
[0037]進一步的，所述求解最佳追擊啟動方位的方法為：
[0038]以逃跑航天器初始位置為圓點，以半徑為r做一個平面圓，追擊航天器啟動位置在這個圓，然后追逃雙方進行軌道演化，t時間后計算雙方的相對距離，取最小值J
b
(t)＝minJ(t)，所對應的方位θ
b
為最佳追擊方位角。
[0039]進一步的，所述雙方的相對距離的計算過程為：
[0040]把整個圓均分成N份，從θ1＝0
°
逐漸增大，得到每一份的角度，為θ＝[θ1,θ2,
…
,θ
N
]，進行最后相對距離的計算，得到N份所對應的最后相對距離J(t)＝[J1(t),J2(t),
…
,J
N
(t)]。
[0041]與現有技術相比，本專利技術具有以下有益效果：
[0042]本專利技術提供一種基于自然演化的軌道追逃最佳追擊啟動方位分析方法，考慮航天器自然演化的影響，分析追擊航天器從感知范圍外不同方位追擊逃跑航天器，雙方都僅依靠航天動力學的約束，在一定的轉移時間后，得到雙方的相對距離。分析追擊航天器的不同啟動方位得到的最后相對距離，其中最小值所代表的方位即為最佳追擊方位。通過軌道轉移方程的推導，得到同軌道面下的最佳追擊啟動方位的解析解，并通過數值分析驗證解析解的正確性，有助于后續軌道追逃對初始位置選擇的研究。
附圖說明
[0043]為了更清楚的說明本專利技術實施例的技術方案，下面將對實施例中所需要使用的附圖作簡單地介紹，應當理解，以下附圖僅示出了本專利技術的某些實施例，因此不應被看作是對范圍的限定，對于本領域普通技術人員來講，在不付出創造性勞動的前提下，還可以根據這些附圖獲得其他相關的附圖。
[0044]圖1為本專利技術的基于自然演化的軌道追逃最佳追擊啟動方位分析方法流程圖。
[0045]圖2為本專利技術的以逃跑航天器初始位置建立的軌道坐標系圖。
[0046]圖3為本專利技術的追逃雙方自然演化的軌跡示意圖。
[0047]圖4為本專利技術的不同方位的最后相對距離圖。
[0048]圖5為本專利技術的轉移時間與最佳追擊啟動方位和f函數關系圖。
具體實施方式
[0049]以下結合附圖對本申請的示范性實施例做出說明，其中包括本申請實施例的各種細節以助于理解，應當將它們認為僅僅是示范性的。因此，本領域普通技術人員應當認識
到，可以對這里描述的實施例做出各種改變和修改，而不會背離本申請的范圍和精神。同樣，為了清楚和簡明，以下的描述中省略了對公知功能和結構的描述。
[0050]顯然，所描述的實施例是本申請一部分實施例，而不是全部的實施例。基于本申請中的實施例，本領域普通技術人員在沒有作出創造性勞動前提下所獲得的全部其他實施例，都屬于本申請保護的范圍。
[0051]另外，本文中術語“和/或”，僅僅是一種描述關聯對象的關聯關系，表示可以存在三種關系，例如，A和/或B，可以表示：單獨存在A，同時存在A和B，單獨存在B這三種情況。另外，本文中字符“/”，一般表示前后關聯對象是一種“或”的關系。
[0052]下面結合附圖對本專利技術做進一步詳細描述：
[0053]參見圖1，本專利技術提供一種基于自然演化的軌道追逃最佳追擊啟動方位分析方法，包括以下步驟：
[0054]S1，設定追逃雙方同軌道面進行追逃，基于軌道高度a，以逃跑航天器初始位置為原點建立軌道坐標系，X軸由地心指向逃跑航天器方向，Y軸為逃跑航天器所在軌道平面內指向的速度方向，如圖2所示。確定逃跑航天器的初始狀態為
[0055]S2，基于逃跑航天器與追擊航天器的初始相對距離r，得到追擊航天器初始狀態為X
P0
＝[sinθ
·
r,cosθ
·
r,0,0,0,0]T
，其中，θ為追擊航天器和逃跑航天器連線與Y軸的夾角。
[0056]S3，將逃跑航天器和追擊航天器的初始狀態帶入航天器軌道轉移方程進行推導，設定轉移時間為t，得到t時間后的追逃雙方相對距離J(t)，并推導出最佳的追擊啟動方位。
[0057]S3.1，分析追逃雙方在無脈沖情況下，追擊航天器在不同啟動方位和固定轉移時間t內只受動力學約束，進行自然漂移。最后計算與逃跑航天器的相對距離，得到某啟動方位的相對距離最小，則為最佳追擊啟動方位。t時間后的相對距離J(t)表示為：
[0058]J(t)＝||M
·
(X
P
(t)
?
X
E
(t))||2[0059]其中，追擊航天器的最后狀態X
P
(t)和逃跑航天器的最后狀態X
E
(t)為：
[0060]X
P
(t)＝Φ(t,t0)
·
X
P
(t0)
[0061]X
E
(t)＝Φ(t,t0)
·
X
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【技術保護點】

【技術特征摘要】
1.一種基于自然演化的軌道追逃最佳追擊啟動方位分析方法，其特征在于，包括以下步驟：設定追逃雙方同軌道面進行追逃，基于軌道高度和逃跑航天器與追擊航天器的初始相對距離，以逃跑航天器初始位置為原點建立軌道坐標系，確定逃跑航天器和追擊航天器的初始狀態；將逃跑航天器和追擊航天器的初始狀態帶入航天器軌道轉移方程進行推導，得到軌道轉移時間后的追逃雙方相對距離，并推導出最佳的追擊啟動方位；采用數值求解方法求解最佳追擊啟動方位，并改變轉移時間，得到不同轉移時間下的最佳追擊啟動方位。2.根據權利要求1所述的一種基于自然演化的軌道追逃最佳追擊啟動方位分析方法，其特征在于，所述軌道坐標系的X軸由地心指向逃跑航天器方向，Y軸為逃跑航天器所在軌道平面內指向的速度方向。3.根據權利要求1所述的一種基于自然演化的軌道追逃最佳追擊啟動方位分析方法，其特征在于，所述逃跑航天器的初始狀態為4.根據權利要求1所述的一種基于自然演化的軌道追逃最佳追擊啟動方位分析方法，其特征在于，所述追擊航天器的初始狀態為X
P0
＝[sinθ
·
r,cosθ
·
r,0,0,0,0]
T
其中，r表示逃跑航天器與追擊航天器的初始相對距離，θ為表示追擊航天器和逃跑航天器連線與Y軸的夾角。5.根據權利要求1所述的一種基于自然演化的軌道追逃最佳追擊啟動方位分析方法，其特征在于，所述軌道轉移時間后的追逃雙方相對距離為：J(t)＝||M
·
(X
P
(t)
?
X
E
(t))||2其中，J(t)表示軌道轉移時間t后的追逃雙方相對距離，X
P
(t)表示追擊航天器的最后狀態，X
E
(t)表示逃跑航天器的最后狀態，M表示使追逃雙方狀態差轉移成相對位置差的矩陣：6.根據權利要求5所述的一種基于自然演化的軌道追逃最佳追擊啟動方位分析方法，其特征在于，所述追擊航天器的最后狀態X
P
(t)和逃跑航天器的最后狀態X
E
(t)為：X
P
(t)＝Φ(t,t0)
·
X
P
(t0)X
E
(t)＝Φ(t,t0)...

【專利技術屬性】
技術研發人員：黨朝輝，謝文源，肖余之，唐生勇，
申請(專利權)人：西北工業大學，
類型：發明
國別省市：