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申请/专利权人：哈尔滨工业大学

摘要：本发明提供了一种针对同轨卫星群的天基拦截制导控制方法及系统，属于空间目标拦截制导技术领域。为了解决现有拦截制导方法中，在复杂空间环境中，同轨卫星群轨道设计时受J2摄动造成稳定性差和拦截精度低的问题。本发明在对拦截卫星和目标卫星分别进行二体运动建模后，求解了J2摄动下的拦截卫星轨道并进行了相关分析，结合J2摄动的影响建立了轨道修正算法对拦截卫星轨道进行了修正，得到修正过的拦截卫星轨道后设计比例导引律控制拦截器进一步逼近目标卫星，实现对空间目标同轨卫星群的拦截打击。本发明确保拦截器能在复杂空间环境中准确接近和摧毁目标卫星，保障系统的拦截成功率和稳定性，且提升了制导精度和响应速度，实现精准打击。

主权项：1.一种针对同轨卫星群的天基拦截制导控制方法，其特征在于，包括以下步骤：S100、在二体运动问题下进行目标卫星轨道建模与拦截卫星轨道求解，包括根据二体问题下的基本动力学方程与开普勒方程推导得出目标卫星位置及其速度随时间变化的关系，并根据同轨卫星群的设计参数，确定目标星群的初始状态，进而完成对目标卫星的动力学建模；根据拦截方案得出目标卫星与拦截卫星轨道参数之间的关系，求解得到初始的拦截卫星轨道；S200、在J2摄动下对拦截卫星和目标卫星建模并对J2摄动影响进行分析，将地球引力场用势函数描述后得到考虑J2摄动的地球引力场一阶摄动模型，再对势函数对地心惯性系的x轴、y轴和z轴求负偏导后得到地心惯性系下摄动力分量的解析形式，通过ode45求解得到的微分方程得到在J2摄动下目标卫星和拦截卫星的位置及二者速度随时间的变化关系，进而完成J2摄动下对拦截卫星和目标卫星轨道的建模仿真，分析J2摄动对拦截卫星轨道的影响；S300、根据J2摄动影响重新修正拦截卫星的轨道参数，包括根据步骤S220中得到的J2摄动对拦截卫星和目标卫星轨道的影响，依靠轨道机动作为手段的轨道修正方案，通过多次脉冲变轨，使拦截卫星轨道在拦截点附近与目标卫星的距离满足阈值，完成轨道修正；再采用微分修正算法作为轨道修正算法，通过所需修正量δr求解微小速度脉冲Δv，得到修正后的轨道后不断重复此过程；在历经n次迭代后，在交会时刻，当目标卫星与拦截卫星的位置之差位于预设的精度范围内，实现对J2摄动下拦截卫星的轨道修正；S400、通过真比例导引律实现拦截卫星对目标卫星的抵近，包括在三维空间建立相对运动坐标系与拦截器固连，设计指令加速度aM并依据几何关系进行三维空间的真比例导引律运动学建模，根据地心惯性系下的相对位置矢量R与相对速度矢量Vr完成对真比例导引率的设计和仿真；在步骤S300轨道修正的基础上，取预计拦截时刻提前的预设时间的时刻，拦截卫星释放子拦截器，并对子拦截器开始比例导引；分析仿真得出的拦截卫星与目标卫星的轨迹、距离及指令加速度大小随时间的变化图，实现真比例导引律控制拦截卫星对目标卫星的进一步抵近。

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