[发明专利]一种航天器逃逸路径规划方法及系统

权利要求书

1.一种航天器逃逸路径规划方法，其特征在于，包括如下步骤：

S1，基于近圆偏差线性模型，以追踪航天器与逃逸航天器轨道偏差要素之差为状态变量构造微分对策的哈密顿函数，根据哈密顿函数并以追踪航天器成功拦截逃逸航天器为结束条件构造微分对策的终端约束函数；

S2，根据哈密顿函数求解微分对策的协态方程，得到协态变量解析演化公式；

S3，根据哈密顿函数求解微分对策最优控制方程，得到最优控制量解析表达式；

S4，根据哈密顿函数和终端约束函数求解微分对策横截条件，根据横截条件得到哈密顿量和协态量的终端值；

S5，根据协态量解析演化公式、最优控制量解析表达式、哈密顿量和协态量的终端值及迭代求解一个非线性方程组，得到微分对策的鞍点；

S6，根据微分对策的鞍点规划逃逸航天器的逃逸路径。

2.根据权利要求1所述的航天器逃逸路径规划方法，其特征在于，所述S1包括以下步骤：

S101，通过近圆偏差方程描述微分对策的状态方程；

追踪航天器与逃逸航天器的近圆偏差动力学方程为：

式中，ω₀、r₀、v₀分别为参考轨道的角速度、半径和线速度大小，Δr、Δθ、Δz分别为航天器相对于参考轨道的径向位置差、纬度幅角差和法向位置差，Δv_r、Δv_t、Δv_z分别为航天器径向、迹向和法向的速度差，Δa_r、Δa_t、Δa_z分别为航天器与参考点径向、迹向和法向的加速度差，因为参考点不进行机动，故实际上有[Δa_r,Δa_t,Δa_z]^T＝[a_r,a_t,a_z]^T；

将两航天器轨道偏差要素之差作为状态变量，变量下标P和E分别表示追踪航天器和逃逸航天器，即令：

对公式(1)微分获得微分对策的状态方程：

其中，系数矩阵A和B以及控制矢量u的值分别为：

式中，T_P和T_E分别表示追踪航天器和逃逸航天器的推力加速度的大小，u表示控制量，α和β分别表示推力加速度偏航角和俯仰角；

S102，以追踪航天器成功拦截逃逸航天器为结束条件构造微分对策的哈密顿函数和终端约束函数；

根据微分对策的状态方程，构造得到哈密顿函数H：

H＝λ^T(Ax+Bu) (7)

式中，λ为协态变量，表示为λ＝[λ₁,λ₂,λ₃,λ₄,λ₅,λ₆]^T；

终端约束函数Φ为：

Φ＝t_f+τ^Tψ (8)

式中，Ψ为终端目标集约束，括号中三个分量表征位置，t_f为博弈终端时刻，τ为拉格朗日乘子变量。