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龙图腾网获悉北京航空航天大学;航天东方红卫星有限公司申请的专利一种综合多因素的卫星最优碰撞规避控制方法和系统获国家发明授权专利权，本发明授权专利权由国家知识产权局授予，授权公告号为：CN117699054B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2025-12-19发布的发明授权授权公告中获悉：该发明授权的专利申请号/专利号为：202410027941.8，技术领域涉及：B64G1/24；该发明授权一种综合多因素的卫星最优碰撞规避控制方法和系统是由徐明;张丹阳;白雪;陈曦;桂海潮;黄美丽;李林澄;孙秀聪;杨志;唐歌实;赵磊;周欢设计研发完成，并于2024-01-09向国家知识产权局提交的专利申请。

本一种综合多因素的卫星最优碰撞规避控制方法和系统在说明书摘要公布了：本发明公开一种综合多因素的卫星最优碰撞规避控制方法和系统，属于航天器轨道控制技术领域。通过建立碰撞目标双方基于高斯摄动方程的轨道微分方程；建立基于傅里叶级数拟合的持续变向推力方向角函数；建立综合多因素的碰撞规避‑返回轨道最优控制模型；基于权重分配设定优化目标，通过优化算法求解持续推力方向角及开关机时刻，实现任务星规避控制。本发明能够解决现有技术对于非合作目标碰撞规避仅考虑安全因素导致后续连贯空间操作困难和卫星任务效能降低问题，轨道控制方案简单可靠，符合工程实际需要，有效降低了由于卫星碰撞规避导致的卫星轨道偏移风险。

本发明授权一种综合多因素的卫星最优碰撞规避控制方法和系统在权利要求书中公布了：1.一种综合多因素的卫星最优碰撞规避控制方法，其特征在于，包括： 建立任务星和碰撞威胁目标基于高斯摄动方程的轨道微分方程；建立任务星和碰撞威胁目标基于高斯摄动方程的轨道微分方程的方法为： 采用每一时刻的轨道根数对航天器在轨状态进行描述，利用高斯摄动方程构建碰撞双方持续推力下的轨道根数微分方程，推力在任务星速度切向、法向、副法向方向上的分解记为ft,fm,fh，任务星的轨道微分方程为： 其中，任务星的轨道根数为为物理量随时间的导数，a为任务星的半长轴，e为任务星的偏心率，i为任务星的轨道倾角，Ω为任务星的升交点赤经，ω为任务星的近地点幅角，u为任务星的纬度幅角，v为任务星轨道速度；p为轨道半通径，θ为任务星真近点角，r为任务星地心距；ft为任务星单位质量所受推力沿任务星速度矢量向前的切向分量，fm为任务星单位质量所受推力沿任务星轨道平面内背离曲率中心的法向分量，fh为任务星单位质量所受推力沿任务星动量矩矢量H方向的副法向分量，em为任务星速度切向的单位矢量，et为任务星速度法向的单位矢量，eh为任务星速度副法向的单位矢量，μ为地球引力常数； 碰撞威胁目标的轨道微分方程为： 其中，碰撞威胁目标的轨道根数为为物理量随时间的导数，atarget为碰撞目标的半长轴，etarget为碰撞目标的偏心率，itarget为碰撞目标的轨道倾角，Ωtarget为碰撞目标的升交点赤经，ωtarget为碰撞目标的近地点幅角，utarget为碰撞目标星的纬度幅角，vtarget为碰撞目标轨道速度；ptarget为轨道半通径，θtarget为碰撞目标真近点角，rtarget为碰撞目标地心距；fttarget为碰撞目标单位质量所受摄动力沿碰撞目标速度矢量向前的切向分量，fmtarget为碰撞目标单位质量所受摄动力沿碰撞目标轨道平面内背离曲率中心的法向分量，fhtarget为碰撞目标单位质量所受摄动力沿碰撞目标动量矩矢量Htarget方向的副法向分量，emtarget为碰撞目标速度切向的单位矢量，ettarget为碰撞目标速度法向的单位矢量，ehtarget为碰撞目标速度副法向的单位矢量，μ为地球引力常数； 在已知任务星各时刻推力的情况下，对任务星的轨道微分方程进行积分得到在推力控制下的任务星轨道，对碰撞威胁目标的轨道微分方程进行积分得到无控的碰撞威胁目标轨道；至此完成碰撞目标双方基于高斯摄动方程的轨道微分方程的构建； 建立基于傅里叶级数拟合的持续变向推力方向角函数；建立基于傅里叶级数拟合的持续变向推力方向角函数的方法为： 任务星持续变向控制推力的表达公式为： 其中，任务星的推力F在em,et,eh方向上的分量为Fx,Fy,Fz；任务星的推力方向角为α,β，α为任务星推力矢量在em,et平面中的投影与em夹角，以eh轴右手定则方向为正，β为任务星推力矢量F与其在em,et平面中的投影之间的夹角，eh轴正向为正；em为任务星速度切向的单位矢量，et为任务星速度法向的单位矢量，eh为任务星速度副法向的单位矢量，em,et为任务星速度切向个任务星速度法向两个方向所在的平台； 在任务星持续变向控制推力的表达公式中，推力方向角α,β随时间的变化通过傅里叶级数拟合进行描述，基于傅里叶级数拟合的推力方向角函数为： 其中，推力方向角α的傅里叶级数拟合的第一项参数、第二项参数、第三项参数、第四项参数和第一项参数为[a0,a1,a2,a3,a4]，推力方向角β的傅里叶级数拟合的第一项参数、第二项参数、第三项参数、第四项参数和第一项参数为[b0,b1,b2,b3,b4]； 结合轨道微分方程和持续变向推力方向角函数建立综合多因素的碰撞规避-返回轨道最优控制模型；结合轨道微分方程和持续变向推力方向角函数建立综合多因素的碰撞规避-返回轨道最优控制模型的方法为： S031，确定碰撞规避-返回轨道最优控制模型的优化变量为：x＝[a0,a1,a2,a3,a4,b0,b1,b2,b3,b4,t1,t2,t3]T，其中，[a0,a1,a2,a3,a4,b0,b1,b2,b3,b4]为推力方向角α的傅里叶级数拟合的第一项参数、第二项参数、第三项参数、第四项参数和第一项参数及推力方向角β的傅里叶级数拟合的第一项参数、第二项参数、第三项参数、第四项参数和第一项参数；将碰撞威胁目标抵近至任务星防碰撞感知范围边界时刻记为t＝t0，则两段持续推力机动的开关机时刻为[t0,t1,t2,t3]，其中t0为推力器第一次开机时刻，t1为推力器第一次关机时刻，t2为推力器第二次开机时刻，t3为推力器第二次关机时刻，在碰撞威胁目标进入任务星防碰撞感知范围边界时刻立即开始机动，则设t0＝0s； S032，确定碰撞规避-返回轨道最优控制模型的优化约束为其中，Ax≤b为线性约束不等式，约束参数为： 其中，A为任务星最优控制模型的线性约束矩阵，x为任务星轨道最优控制模型的优化变量，b为任务星轨道最优控制模型的线性约束向量； lb＜x＜ub为控制量上下界约束不等式，约束参数为： 其中，lb为任务星轨道最优控制模型优化变量的下界，ub为任务星轨道最优控制模型优化变量的上界，tmax为单次规避控制允许最大完成时间； cx≤0为非线性约束函数，表达为： 其中，Δafinalx,Δefinalx,Δifinalx,ΔΩfinalx,Δωfinalx,Δufinalx为控制结束时刻的轨道根数偏移量，Δafinalx为控制结束时刻的任务星半长轴偏移量，Δefinalx为控制结束时刻的任务星偏心率偏移量，Δifinalx为控制结束时刻的任务星轨道倾角偏移量，ΔΩfinalx为控制结束时刻的任务星升交点赤经偏移量，Δωfinalx为控制结束时刻的任务星近地点幅角偏移量，Δufinalx为控制结束时刻的任务星纬度幅角偏移量，Δafmax,Δefmax,Δifmax,ΔΩfmax,Δωfmax,Δufmax为任务星允许的最终轨道根数最大偏移量，Δafmax为任务星允许的最终半长轴最大偏移量，Δefmax为任务星允许的最终偏心率最大偏移量，Δifmax为任务星允许的最终轨道倾角最大偏移量，ΔΩfmax为任务星允许的最终升交点赤经最大偏移量，Δωfmax为任务星允许的最终近地点幅角最大偏移量，Δufmax为任务星允许的最终纬度幅角最大偏移量，lminx为规避机动全程中任务星与碰撞目标之间的最近距离，lsafe为任务星碰撞规避最小安全距离； S033，建立碰撞规避-返回轨道最优控制模型的目标函数，为： J＝k1J1+k2J2+k3J3， 其中，[J1,J2,J3]分别为体现任务因素的优化目标、体现构型因素的优化目标和体现燃料因素的优化目标，[k1,k2,k3]为第一目标权重、第二目标权重和第三目标权重，第一目标权重、第二目标权重和第三目标权重的和为1； 基于权重分配设定优化目标，通过优化算法求解碰撞规避-返回轨道最优控制模型的最优解，得到持续推力方向角及开关机时刻，基于持续推力方向角及开关机时刻控制任务星规避碰撞威胁目标。

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