[发明专利]多约束多航天器飞行间距预示及碰撞规避方法

权利要求书

1.多约束多航天器飞行间距预示及碰撞规避方法，其特征在于步骤如下：

(1)根据在轨已发射航天器巡航姿态下姿控消耗推进剂的遥测数据值，确定姿控平均力的大小；

(2)根据各航天器的初始星历信息以及步骤(1)中确定的姿控平均力进行高精度轨道预报，计算任一时刻各航天器在惯性坐标系的星历以及任一时刻各航天器之间的相对距离，确定航天器间的最小相对距离；

(3)改变姿控平均力的作用方向，重复步骤(1)、(2)，计算各航天器最小相对距离的最小值，该最小值对应的姿控平均力作用方向即为最恶劣情况；

(4)将步骤(3)中确定的最小值与最小安全距离进行比较，若最小值大于最小安全距离，则航天器无碰撞风险，否则在第一圈测控跟踪弧段内，选择其中一个航天器进行一次轨道机动，拉开航天器之间的距离，规避航天器碰撞风险。

2.根据权利要求1所述的多约束多航天器飞行间距预示及碰撞规避方法，其特征在于：所述步骤(1)中的姿控平均力大小计算方法为：

(1.1)首先根据航天器在本体坐标系+X、+Y、+Z、-X、-Y、-Z六个方向上的喷气时间累积遥测数据和已知的推力器秒流量，计算出六个方向的推进剂消耗量；

(1.2)计算航天器本体坐标系X、Y、Z三轴方向的等效推进剂消耗量，进行几何求和，即可得到姿控平均作用力所消耗的推进剂；

(1.3)根据消耗的推进剂，计算得到姿控平均作用力的大小。

3.根据权利要求1所述的多约束多航天器飞行间距预示及碰撞规避方法，其特征在于：所述步骤(3)中的改变姿控平均力的作用方向应按照如下方法：

(3.1)将姿控平均力单位矢量在惯性坐标系表示为下列形式：[cosαcosδsinαcosδsinδ]；其中，α为姿控平均力单位矢量在惯性坐标系的方位角，δ为姿控平均力单位矢量在惯性坐标系的俯仰角；

(3.2)将方位角α在0°～360°的变化范围，俯仰角δ在-90°～90°的变化范围内取值，并按照预设的迭代步长进行迭代。

4.根据权利要求1所述的多约束多航天器飞行间距预示及碰撞规避方法，其特征在于：所述步骤(4)中的轨道机动选择在轨道机动开始时刻相位超前的航天器。

5.根据权利要求4所述的多约束多航天器飞行间距预示及碰撞规避方法，其特征在于：所述的轨道机动使用主备份小推力器同时工作的方法进行轨道机动。