[发明专利]基于日食效应的空间攻防方法

权利要求书

1.一种基于日食效应的空间攻防方法，其特征在于，所述方法用于对目标航天器接收的太阳光进行遮挡控制，包括：

确定任务航天器与目标航天器的定点悬停轨道构型；

基于定点悬停轨道构型，根据目标航天器的运行轨道和太阳位置，计算任务航天器与目标航天器的理想相对位置，控制任务航天器机动至理想相对位置，以对目标航天器形成日食效应；

以预设时间间隔计算更新任务航天器与目标航天器的理想相对位置，判断任务航天器与目标航天器的实际相对位置是否在理想相对位置的预设轨迹跟踪误差球的范围内，其中，预设轨迹跟踪误差球表示以理想相对位置为中心的预设球体区域，当任务航天器位于预设球体区域的范围内时，均能够对目标航天器形成日食效应；

若实际相对位置不在预设轨迹跟踪误差球的范围内，控制任务航天器机动至对应时刻的理想相对位置。

2.根据权利要求1所述的基于日食效应的空间攻防方法，其特征在于，将任务航天器与目标航天器的定点悬停轨道构型设定为圆形编队构型，圆形编队构型的构型半径设定为任务航天器的标称工作距离。

3.根据权利要求2所述的基于日食效应的空间攻防方法，其特征在于，设定：O-XYZ坐标系表示目标航天器的轨道坐标系，原点O为目标航天器质心，Y轴由目标航天器质心指向地球地心，X轴位于目标航天器运行轨道平面内且指向目标航天器运动方向，Z轴与X轴、Y轴构成右手直角坐标系；太阳惯性系单位矢量为k_i，在目标航天器的轨道坐标系下的太阳单位矢量为k_o＝[m,n,p]^T，m、n和p分别表示矢量k_o在目标航天器的轨道坐标系的X方向、Y方向和Z方向上的分量；

利用以下公式一计算任务航天器与目标航天器的理想相对位置；

其中，r_t＝[x_t,y_t,z_t]^T表示任务航天器与目标航天器的理想相对位置，x_t、y_t和z_t分别表示任务航天器在目标航天器的轨道坐标系的X方向、Y方向和Z方向上的理想相对位置坐标，D_t表示任务航天器的标称工作距离。

4.根据权利要求3所述的基于日食效应的空间攻防方法，其特征在于，若任务航天器与目标航天器的实际相对位置满足以下公式三，则表示实际相对位置在理想相对位置的预设轨迹跟踪误差球的范围内；

其中，r_f＝[x_f,y_f,z_f]^T表示任务航天器与目标航天器的实际相对位置，x_f、y_f和z_f分别表示任务航天器在目标航天器的轨道坐标系的X方向、Y方向和Z方向上的实际相对位置坐标，η表示轨控目标区系数，0＜η＜1，表示任务航天器的有效遮挡半径。