[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

说明书

本发明公开了一种航天器追踪目标丢失段的相对可达区域计算方法，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，该方法能够计算得到航天器追踪目标丢失段的相对可达区域。

技术领域

本发明属于空间航天器相对运动技术领域，涉及一种航天器追踪目标丢失段的相对可达区域计算方法。

背景技术

近几年，随着在轨服务任务的需求，对目标航天器的轨道预测变得越来越重要。追踪航天器时时掌握目标航天器在轨信息，是进一步对目标进行任务的前提。但当追踪航天器对目标进行观测过程中，由于太阳光、地球遮蔽等因素，在一段时间内是无法观测到目标的，如果在该时间段内，目标航天器实施机动时，追踪航天器将无法成功预测目标航天器下一时段的位置信息，这将导致目标的丢失。因此利用相对可达区域的概念，对目标丢失段进行相对可达区域的计算，对目标在该时间段可能到达的区域进行描述，有利于追踪航天器对目标位置信息的把握。

对可达区域的研究是对航天器机动能力的解析表征，“Reachable Domain forInterception at Hyperbolic Speeds”首次将提出了可达区域的概念，用于洲际弹道导弹的拦截问题，研究了施加单脉冲后具有双曲线速度的拦截器的可达区域。“ReachableDomain for Spacecraft with a Single Impulse”将可达区域用于航天器的脉冲机动问题，研究了航天器单脉冲后的可达区域问题，考虑了三种情况：1)施加机动的位置固定，脉冲方向任意；2)脉冲方向固定，施加机动的位置任意；3)施加机动的位置和脉冲方向均为任意。但他们都没有研究相对可达区域的概念，这样无法将可达区域的概念运用到相对运动中，另外，对于丢失段的相对可达区域问题，也很少有文献进行研究。

发明内容

本发明的目的在于克服上述现有技术的缺点，提供了一种航天器追踪目标丢失段的相对可达区域计算方法，该方法能够计算得到航天器追踪目标丢失段的相对可达区域。

为达到上述目的，本发明所述的航天器追踪目标丢失段的相对可达区域计算方法包括以下步骤：

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，则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

设初始条件为得到式(1)的解析解为：