[发明专利]一种航天器追踪目标丢失段的相对可达区域计算方法

权利要求书

1.一种航天器追踪目标丢失段的相对可达区域计算方法，其特征在于，包括以下步骤：

1)建立地球惯性坐标系EXYZ及目标航天器轨道坐标系Txyz，并构建航天器相对运动轨道模型，求解航天器相对运动轨道模型的解；

2)根据航天器相对运动轨道模型，在任一时刻加入目标航天器施加的机动力，以构造新的航天器相对运动轨道模型；

3)求解新的航天器相对运动轨道模型的解析解，然后将求解得到的解析解作为目标航天器丢失段的相对可达区域的方程；

步骤1)的具体操作为：

建立地球惯性坐标系EXYZ及目标航天器轨道坐标系Txyz，其中，地球惯性坐标系EXYZ的原点在地心E，地球惯性坐标系EXYZ的X轴指向春分点，地球惯性坐标系EXYZ的Z轴垂直于地球赤道平面向上，地球惯性坐标系EXYZ的Y轴满足右手法则；

目标航天器轨道坐标系Txyz的原点在目标航天器的质心T，目标航天器轨道坐标系Txyz的z轴沿目标航天器的矢径方向并指向地心，目标航天器轨道坐标系Txyz的y轴垂直于轨道平面，目标航天器轨道坐标系Txyz的x轴沿目标航天器的速度方向，且遵循右手法则；

当追踪航天器与目标航天器沿近圆轨道运行时，其相对运动方程能够用C-W方程表示，得在作用力为零的情况下的自由相对运动方程，即：

其中，ω为平均角速度，对于圆轨道μ是地球引力常数，r_T表示目标航天器在轨道坐标系下位置矢量的大小；

设初始条件为x₀,y₀,z₀,得到式(1)的解析解为：

式(2)内x(t)中的为漂移项，将漂移项消除，则式(2)可以简化为：

常值力下C-W方程存在漂移项的解为：

其中，

m_c表示追踪航天器的质量，目标航天器在t₀时刻在太阳阴影区内施加机动力，其中，机动方式为连续推力或脉冲推力；

当目标航天器在t₀时刻在太阳阴影区内施加连续推力时，设目标航天器施加的连续推力为F，则将连续推力F分解到轨道坐标系下为：

单位质量下的连续推力在轨道坐标系下的分量为：

2.根据权利要求1所述的航天器追踪目标丢失段的相对可达区域计算方法，其特征在于，设目标航天器只施加x轴方向的连续推力，则初始条件为：

根据式(7)，目标航天器只施加x轴方向连续推力的相对可达区域方程为：

设目标航天器只施加y轴方向的连续推力，则初始条件为：

根据式(9)，目标航天器只施加y轴方向连续推力的相对可达区域方程为：

设目标航天器只施加z轴方向的连续推力，则初始条件为：

根据式(11)，目标航天器只施加z轴方向连续推力的相对可达区域方程为：

设目标航天器施加连续推力的方向任意，则初始条件为：

根据式(13)，目标航天器施加任意方向连续推力的相对可达区域方程为：

3.根据权利要求2所述的航天器追踪目标丢失段的相对可达区域计算方法，其特征在于，当目标航天器在t₀时刻在太阳阴影区内施加脉冲推力时，设目标航天器施加的脉冲推力为△V，将脉冲推力△V分解到轨道坐标系下为：

设目标航天器只施加x轴方向的脉冲推力，则初始条件为：

根据式(16)，目标航天器只施加x轴方向脉冲推力的相对可达区域方程为：

设目标航天器只施加y轴方向的脉冲推力，则初始条件为：

根据式(18)，目标航天器只施加y方向脉冲推力的相对可达区域方程为：

设目标航天器只施加z轴方向的脉冲推力，则初始条件为：

根据式(20)，目标航天器只施加z方向脉冲推力的相对可达区域方程为：

设目标航天器施加脉冲推力的方向任意，则初始条件为：

根据式(22)，目标航天器施加任意方向脉冲推力的相对可达区域方程为：