基于空間體系的制導優化方法研究

李重遠，樊姣榮，劉小旭，杜大程

（1. 北京宇航系統工程研究所，北京，100076；2. 中國運載火箭技術研究院，北京，100076）

0 引 言

太空優勢是衡量國家實力、確立國家地位的重要標志，也是維護國家發展利益的重要支撐。從美國研制天基太空監視系統（Space Based Space Surveillance，SBSS）、多次開展X-37B 飛行試驗、研制軌道快車計劃、鳳凰計劃等，可以看出美國空間體系發展思路，在于全面推進空間態勢感知系統發展，重點完善空間態勢感知裝備，對關鍵技術進行飛行試驗驗證，系統化構建空間技術體系，并且分批次、有重點地生成空間技術能力。當前，美國在空間體系研究方面占有明顯優勢，但仍然處在發展過程中，開展空間體系應用方面研究對于中國增強空間力量具有重要意義。本文重點針對空間體系的構成，以及基于現有空間體系能力約束下的技術研究，針對空間應用過程中，目標飛行器突然機動規避的常見應用場景，解決空間平臺中途實時規劃最優途徑的問題。

1 空間體系構成

1.1 態勢感知系統

態勢感知系統是空間體系的源頭，能夠提供圖像、信號、測量與特征提取情報，對情報進行快速融合處理，并將情報傳遞至指揮控制系統。態勢感知傳感器是執行發現、識別、確認、監視、跟蹤、定位及獲取目標其他信息等態勢感知任務的核心裝備。態勢感知過程分為4 個階段：發現（感知目標，提取出目標信息）、區分（確定目標的種類）、識別（提取目標的細微特征，對目標進行詳細辨認）、定位（在一定的精度下，給出目標的位置）。

1.2 指揮控制系統

指揮控制系統是空間體系的依托，能夠隨時接收態勢感知信息，對空間平臺進行有效、可靠、不間斷的指揮，能夠實時、準確地監控空間平臺的運行狀態，指揮空間平臺執行相應任務。指揮控制系統具備與信息感知節點的通信接口，可收集各方面信息，并對信息進行融合處理，生成任務方案。并且能夠在任務執行過程中，實時監視空間平臺和目標飛行器狀態，當目標出現變化時，對任務進行實時規劃。指揮控制系統是空間體系形成信息流閉環的關鍵節點[1]。

1.3 時間鏈

空間體系內信息呈現雙向流動的特點，如果目標飛行器具有時敏特性，需要空間平臺具備較強的快速反應能力，要求態勢感知系統和指揮控制系統密切配合，因此信息及時、可靠傳遞是空間任務順利實施的基礎。空間體系時間鏈如圖1 所示。

圖1 空間體系時間鏈Fig.1 Time Chain of Space System

由圖1 可以看出，空間體系從發起指令到平臺機動約200 s，如果目標實施規避機動，平臺再次發起機動中途優化，體系反應時間約180 s。

2 制導優化方法

2.1 應用背景

目標飛行器位于中地球軌道（Middle Earth Orbit，MEO），空間平臺位于中地球轉移軌道（Medium Earth Transfer Orbit，MTO），有任務需求時，空間平臺機動至目標飛行器附近。空間應用過程中，目標飛行器突然機動規避離開MEO，空間平臺快速反應再次發起機動中途優化，過程如圖2 所示。

圖2 所示的空間應用過程，結合態勢感知系統和指揮控制系統的密切配合，基于空間體系時間鏈分析空間平臺制導優化方法，是本文重點研究的應用背景。

圖2 空間應用過程Fig.2 The Optimization Guidance of Target Spacecraft with the Emergent Maneuver

2.2 中途優化過程

空間應用過程中，目標飛行器突然機動規避離開工作軌道，此時需要態勢感知系統對目標飛行器進行快跟蹤定位，具體過程如圖3 所示。

圖3 中途優化過程Fig.3 The Midcourse Optimization Guidance Process of Space Platform

從圖3 可見，指揮控制系統需要開始進行信息處理，結合態勢感知系統對目標的軌道位置推算，預測空間應用位置，并進行任務重規劃，優化出空間平臺再次發起機動的時刻T（對應的位置矢量為r0），使得空間平臺從r0飛向的Δv1最小，即找到最佳起始點r0。優化空間平臺用時間 t 從r0飛向所應該具有的速度v1和v2。空間平臺在r0處速度應該為v0，在目標位置矢量為處速度應該為，但是要在規定時間t 從r0飛向，r0處的速度就應該為v1，處的速度就應該為 v2，所以中途修正需要改變速度，變軌速度Δ v1= v1?v0， Δv2= v2?[3]。空間平臺可以有無限條路徑從r0飛向，所以還需要優化從r0飛向所需的時間t 使得Δv1最小，也就是說從r0飛向所需的時間t和空間平臺在軌道上的飛行時間T 都對Δv1有影響，需要同時優化t 和T，使得Δv1最小[4]。

2.3 末制導算法

空間平臺動力學模型如下：

式中 a (t )為從當前到入軌時刻平臺加速度預估值。

由于：m × aeye= Imp× m˙ ，其中，aeye為視加速度，可得：

式中 τ 為時間常數。

將式（4）代入式（2），可得：

式中 tc為平臺從當前位置到入軌時迭代制導總時間。

式中 L 為從當前到入軌空間平臺視速度增量預測值。

式（6）中的重力加速度積分無法給出解析解，因為重力加速度是未知俯仰偏航角和的函數。所以在此進行如下簡化處理[5]：

由此可推出末制導俯仰和偏航程序角計算方法[6]：

3 優化設計結果

目標飛行器位于MEO，空間平臺位于MTO，目標飛行器和空間平臺軌道參數如表1 所示。

表1 軌道參數Tab.1 Orbital Parameters

空間應用過程中，目標飛行器突然機動，半長軸增加50 km 規避，如果空間平臺僅末制導跟蹤目標飛行器，空間平臺末制導俯仰和偏航程序角如圖4 所示。平臺能量消耗和入軌精度如表2 所示。

表2 平臺能量消耗和入軌精度Tab.2 Platform Energy Consumption and Orbit Accuracy

圖4 空間平臺末制導俯仰和偏航程序角Fig.4 The Space Platform Pitch Angle and Yaw Angle in Terminal Guidance Phase

空間應用過程中，目標飛行器突然機動，半長軸增加50 km 規避，空間平臺在態勢感知和指揮控制系統的配合下，考慮180 s 體系反應時間，再次發起機動中途優化，最后空間平臺末制導抵近目標飛行器，俯仰和偏航程序角如圖5 所示。平臺能量消耗和入軌精度如表3 所示。

圖5 增加中途修正后空間平臺末制導俯仰和偏航程序角Fig.5 The Space Platform Pitch Angle and Yaw Angle in Terminal Guidance Phase after Midcourse Optimization

表3 增加中途修正后平臺能量消耗和入軌精度Tab.3 Platform Energy Consumption and Orbit Accuracy after Midcourse Optimization

對比表2 和表3 結果可知，針對目標飛行器突然機動規避的應用場景，在末制導精度相當的情況下，增加中途優化為空間平臺節省了72 kg 推進劑。

4 結 論

空間平臺長期在軌所攜帶的推進劑量是制約空間制導優化方法的重要因素，通過對空間平臺制導優化方法的研究，針對空間應用過程中，目標飛行器突然機動規避的常見應用場景，提出了空間平臺中途實時規劃最優途徑的方法，減輕了末制導壓力，實現了空間平臺推進劑剩余量的提升，為信息傳遞時間鏈合理、空間平臺攜帶能量可行的空間體系建設奠定了基礎。