[发明专利]小天体防御编队卫星的队形设计与控制方法

摘要

本发明提供了一种小天体防御编队卫星的队形设计与控制方法，基于小天体轨道偏转模型，通过多目标优化算法实现编队飞行初始条件的搜索，设计相应的控制方法维持编队队形，具体包括步骤如下：步骤一：定义小天体轨道偏转距离；步骤二：建立镜面反射卫星诱导推力模型；步骤三：基于编队卫星相对动力学模型，搜索编队飞行初始条件；步骤四：设计编队控制方法，维持编队队形；步骤五：通过仿真，评估小天体防御编队卫星队形设计与控制效果。本发明能够对小天体防御编队卫星进行队形设计与控制，适应镜面卫星的工作要求，保证卫星编队工作效率，实现卫星编队对小天体的高精度跟踪。

主权项

1.一种小天体防御编队卫星的队形设计与控制方法，其特征在于，基于偏转距离定义和诱导推力模型，建立小天体轨道偏转模型，通过多目标优化算法实现编队飞行初始条件的搜索，设计相应的控制方法维持编队队形，具体包括步骤如下：步骤一：定义小天体轨道偏转距离；步骤二：建立镜面反射卫星诱导推力模型；步骤三：基于编队卫星相对动力学模型，搜索编队飞行初始条件；步骤四：设计编队控制方法，维持编队队形；步骤五：通过仿真，评估小天体防御编队卫星队形设计与控制效果；所述步骤一中，定义ΔM为推力作用下平近点角的改变量：ΔM＝(n_e‑n_i)t_MOID+n_it_i‑n_et_e+ΔM_sim其中t_MOID为未施加主动防御下，地球轨道与小天体轨道相交的时刻；n_e,n_i分别为未施加主动防御下，地球与小天体的角速度；诱导推力作用时间段为[t_i,t_e]，t_i为诱导推力作用起始时刻，t_e为诱导推力作用结束时刻；ΔM_sim为诱导推力作用时间段内平近点角的改变量；通过ΔM和余弦定理得到未施加主动防御与受到诱导推力后的轨道在t_MOID的矢径差Δr；在步骤五中通过小天体轨道偏转距离Δr，评估该防御方案的效果；所述步骤二中，编队卫星的镜面反射系统将太阳光收集、汇聚并反射至小天体表面，使小天体表面物质升华，产生的气体形成反作用推力u_dev：其中v_A为小行星的轨道速度方向；S_sc为升华物质羽流散播因子；为小天体升华物质的平均速度，由理想气体的Maxwell‑Boltzmann方程给出；m_A为小天体的剩余质量；小行星表面单位时间内升华物质的质量；在仿真过程中，需将式中小天体轨道坐标系下的反作用推力u_dev转化为Hill坐标系下；所述步骤四中，控制律的设计主要是使用卫星相对于小天体的运动状态形成反馈，从而保证编队队形；通过最小二乘法，求解得到如下控制律：其中W为控制增益；ΔE_T＝E_i‑E_T为时间间隔δt内编队卫星理想的轨道根数变化；下标j是轨道根数维度。