李 彬，鄭 偉，張洪波

(國防科技大學 空天科學學院·長沙·410073)

0 引 言

軌道攔截問題是一種典型的空間對抗問題。為了實現(xiàn)對目標航天器的有效攔截，必須合理規(guī)劃攔截航天器的轉移軌道，使其與目標航天器在同一時間到達同一位置。傳統(tǒng)的航天器軌道機動任務設計均是在假設機動任務可實現(xiàn)的前提下進行的。如果在設計過程中發(fā)現(xiàn)不能滿足任務要求，需再進行迭代設計，在這方面表現(xiàn)比較突出的是航天器燃料約束下的軌道機動設計。由于航天器攜帶的燃料有限，因此航天器在空間的可達范圍也是有限的。如果能夠事先確定航天器實施空間機動的可達范圍，則能夠為航天器軌道機動任務的實現(xiàn)提供可行性判據(jù)，為軌道機動任務的規(guī)劃、設計與實施提供有益的支持，從而使得任務設計省時省力，提高航天器任務規(guī)劃的智能自主能力[1-2]。目前關于軌道攔截任務規(guī)劃的研究主要可分為兩部分，即攔截的最優(yōu)性和攔截的可行性。

關于攔截最優(yōu)性研究，研究人員針對軌道攔截快速響應的特點及燃料最優(yōu)的需求，研究了最短時間攔截和最省燃料攔截問題。John等[3]研究了軌道攔截初制導問題，提出了在燃料約束下兩點之間的最短時間攔截問題的求解方法，并將該問題轉化為求解一元四次方程的實根；Vinh等[4]研究了一般性的時間約束下的最省燃料攔截問題，并討論了該問題最優(yōu)性的必要條件和橫截條件；Zhang等[5]研究了燃料約束下的切向脈沖最短時間攔截問題。該方法針對共面攔截問題，利用數(shù)值優(yōu)化方法得到了考慮停泊等待的全局最短時間。

關于攔截任務規(guī)劃的可行性研究，針對攔截航天器對目標軌道的可達性，研究人員提出了攔截可達范圍的概念。常燕等[6]研究了航天器單脈沖變軌與目標航天器交會的機動問題，用追蹤區(qū)的概念描述了航天器在初始軌道上的可變軌弧段；在此基礎上，陳茂良等[7]針對天基攔截器提出了攻擊區(qū)和威脅區(qū)的概念，并利用遍歷搜索方法確定了攻擊區(qū)和威脅區(qū)的范圍；徐加瑞等[8]也對脈沖變軌的追蹤區(qū)和機遇區(qū)進行了研究，基于Lambert定理，提出了考慮最大變軌能力約束的數(shù)值解法；武健等[9]針對初始軌道為圓軌道和橢圓軌道的不同前提研究了攔截器單脈沖作用下的覆蓋范圍。上述文獻所描述的追蹤區(qū)和攻擊區(qū)的概念較為相似，均為停泊軌道上的航天器在任務約束條件下能夠實現(xiàn)的任務的特殊弧段。

雪丹等[10-12]進一步研究了航天器的空間可達范圍。與此前的工作相比，該可達范圍僅考慮了航天器的初始軌道狀態(tài)和機動能力的影響，不再考慮具體的攔截目標及時間約束，表明了航天器在燃料約束下的最大軌道覆蓋區(qū)域。航天器可達范圍的主要應用包括服務航天器對目標航天器的可達性分析和空間安全分析。一方面，通過研究服務航天器的可達范圍，可以判斷在一定燃料約束下服務航天器可提供的服務的范圍，并以此來設計轉移軌道，這對于航天器轉移軌道的快速設計有著重要的意義；另一方面，其應用可以拓展到軌道攔截的可達性判斷。理論上而言，一旦目標進入攔截器的可達范圍，目標即存在一定的概率被攔截。這一特性使得可達范圍的研究成果可用于攔截任務的可行性預判，也可用于對危險目標進行規(guī)避預判。

在航天器空間可達范圍概念的基礎上，Li等[13]研究了兩類脈沖下的航天器軌道的可達區(qū)域，該方法的計算結果與雪丹的計算結果一致。在分別考慮各向同性和各向異性速度增量的條件下，Wen等[14-16]研究了航天器單脈沖空間可達范圍的精確計算方法。Duan等[17]提出了一種快速、精確的方法，用于確定航天器的可達域，該方法能夠以較低的計算復雜度實現(xiàn)相對精確的結果，能夠適用于在線和實時應用。以近地空間環(huán)境為研究背景，Chen等[18]研究了航天器經(jīng)過天體引力輔助之后的可達域，使得可達范圍分析能夠適用于更為廣泛的深空飛越任務。此外，不確定性條件下的航天器相對運動可達性，也得到了一定程度的研究[19-21]。

在可達范圍概念的基礎上，根據(jù)攔截器和目標器在不同時刻的位置特點，本文系統(tǒng)定義了攔截航天器的可達范圍，隨后基于航天器空間可達范圍提出了攔截航天器對目標航天器軌道的潛在命中區(qū)計算方法；并進一步以軌道面交叉點為命中點，基于共面變軌、逆軌攔截假設，研究了攔截任務的可攔截區(qū)和可發(fā)射區(qū)的計算方法。仿真分析表明該方法能夠快速有效地計算出航天器的攔截可達范圍，能夠用于確定共面變軌、逆軌攔截任務的攔截機會和發(fā)射窗口，豐富了面向目標可達范圍的應用場景。

1 基本概念

脈沖推力軌道攔截任務的可達范圍是一種典型的面向目標的可達范圍，根據(jù)攔截航天器在對目標航天器實施攔截過程中初始狀態(tài)和終端狀態(tài)的關系，可以用命中區(qū)、可發(fā)射區(qū)和可攔截區(qū)三種集合來描述軌道攔截任務的可達范圍[22]，如圖1所示。

(a) 命中區(qū)

(b) 可發(fā)射區(qū)和可攔截區(qū)圖1 軌道攔截可達范圍示意圖Fig.1 Diagram of reachable domain for orbit interception

下面分別介紹其具體定義。

(1)命中區(qū)

給定攔截航天器的初始狀態(tài)及目標軌道參數(shù)，在最大變軌能力和最大任務時間等約束條件下，攔截航天器通過變軌所能到達的目標軌道上點的集合被稱為攔截航天器的命中區(qū)。命中區(qū)是位于目標軌道上的點或弧段，可表示為集合H={φob}。

(2)可發(fā)射區(qū)

給定攔截航天器的初始軌道參數(shù)及目標軌道參數(shù)，在最大變軌能力和最大任務時間等約束條件下，在初始軌道上，攔截航天器能夠對目標航天器進行攔截的初始位置集合被稱為攔截航天器的可發(fā)射區(qū)。可發(fā)射區(qū)是位于攔截航天器初始軌道上的點或弧段，可表示為集合L={φM}。

(3)可攔截區(qū)

給定攔截航天器的初始軌道參數(shù)及目標軌道參數(shù)，在最大變軌能力和最大任務時間等約束條件下，在目標軌道上，能夠被攔截航天器攔截的目標航天器在初始時刻所在的位置集合被稱為攔截航天器的可攔截區(qū)?？蓴r截區(qū)是位于目標軌道上的點或弧段，可表示為集合I={φT}。

2 攔截命中區(qū)分析

航天器軌道攔截任務的命中區(qū)分析是在航天器單脈沖空間可達范圍的基礎上進行的。航天器單脈沖空間的可達范圍可描述為：一個具有施加任意方向脈沖能力的航天器，在單脈沖機動下所有可能到達的位置點構成的集合。顯然，該可達范圍在慣性空間中為一個三維區(qū)域，航天器的空間可達范圍也可描述為一系列軌道的集合。為了便于描述航天器的空間可達范圍，引入了空間曲面包絡的概念[12]，航天器的可達范圍為該空間內外包絡所圍成的區(qū)域構成，如圖2所示。目前，關于航天器單脈沖空間可達范圍的計算已有較為成熟的方法[10-12,14-15,17]。

圖2 航天器空間可達范圍示意圖Fig.2 Diagram of reachable domain for spacecraft

航天器的空間可達范圍描述了單脈沖軌道機動在慣性空間中的覆蓋區(qū)域；如果航天器為軌道攔截器，則其可達范圍即為攔截航天器在慣性空間中的攻擊覆蓋范圍。當給定一條目標軌道時，若攔截航天器的可達范圍與目標軌道存在交集，則表明攔截航天器可對目標軌道特定區(qū)域實現(xiàn)覆蓋。攔截航天器的可達范圍與目標軌道的交集用命中區(qū)來進行描述，該命中區(qū)為目標航天器軌道上的一段或兩段弧段。下面將結合具體的目標軌道分析攔截航天器對給定目標軌道的可達性，并給出攔截航天器對目標軌道命中區(qū)的計算方法。

攔截航天器的命中區(qū)計算實際上是在航天器的空間可達范圍的基礎上進一步考慮了目標軌道約束，所以需要首先給出空間包絡方程和目標軌道方程的參數(shù)化表達形式。下面首先定義計算需要用到的坐標系。

慣性坐標系OE-xyz的定義：以地心OE為坐標原點，x軸方向與初始軌道偏心率矢量方向e0一致，z軸垂直于初始軌道面并指向角動量方向，y軸由右手法則確定。該坐標系用于描述航天器空間可達范圍包絡在慣性空間中的位置，如圖3所示。

圖3 Q點在坐標系中的位置表示Fig.3 The position of point Q in the coordinate system

地心慣性系OE-XIYIZI的定義：以地心OE為坐標原點，基本平面為J2000.0地球平赤道面，XI軸在基本平面內由地球質心指向J2000.0的平春分點，ZI軸為基本平面的法向，指向北極方向，YI軸由右手法則確定。

設攔截航天器可達范圍外包絡上的一點為Q，如圖3所示，則Q點在慣性坐標系OE-xyz下的描述為

(1)

式(1)中，rq為Q到地心的距離，其表達式為[15,22]

(2)

式(2)中，Δφ為轉移軌道面內的地心轉移角，其表達式為[15,22]

(3)

式(3)中，μ表示地球引力常數(shù)，h表示轉移軌道角動量，ξ、η表示Q點的方位角，α表示脈沖在轉移軌道面內的投影矢量的方位角，v1r和v1f分別為航天器在被施加脈沖后的徑向速度和周向速度，可表示為α的函數(shù)，Δi表示初始軌道面和轉移軌道面之間的夾角。

根據(jù)幾何關系tanη=sin(ξ-f0)tanΔi和cosΔφ=cos(ξ-f0)cosη，對式(3)消去ξ、η，可得

(4)

式(4)中，f0表示脈沖施加點的真近點角。

記攔截航天器的軌道根數(shù)為[a0,e0,i0,Ω0,ω0,f0]，其含義分別為半長軸、偏心率、軌道傾角、升交點赤經(jīng)、近地點輻角和真近點角。點Q在地心慣性系OE-XIYIZI下的描述為

(5)

(6)

另一方面，記目標軌道上一點的軌道根數(shù)為[at,et,it,Ωt,ωt,ft]，則目標軌道上任意一點在地心慣性系OE-XIYIZI下的描述為

(7)

式(7)中，rt表示地心距。

(8)

定義狀態(tài)變量X=[Δi,α,ft]T，令

(9)

則目標軌道與攔截航天器可達范圍的外包絡交點在F(X)=0時取得，可通過牛頓迭代法求解該方程組，即可得到命中區(qū)在目標軌道上的邊界值。圖4給出了外包絡地心距與目標軌道地心距交集的示意圖。從圖4可以看出，該場景下的航天器單脈沖空間可達范圍包絡與目標軌道存在4個交點，從而構成了2個命中區(qū)(I和II)。利用點到點的最小能量攔截軌道計算方法[23]，以命中區(qū)內的點為目標點進行遍歷求解攔截航天器初始點到目標點的最小攔截能量Δvmin，得到的結果如圖5所示。從圖5可以看出，在每一個命中區(qū)內均存在一個最小攔截能量點，計算表明該最小攔截能量點與兩軌道面交叉點幾乎一致。這是由于當預設命中點為兩軌道面的交叉點時，攔截航天器對目標軌道的攔截為共面變軌，從而可以節(jié)省改變軌道傾角的大量燃料。從節(jié)省燃料的角度考慮，兩軌道面交叉點是一個較好的預設命中點。

圖5 命中區(qū)內最小攔截能量變化示意圖Fig.5 Diagram of minimum intercept energy in the hit region

3 基本攔截問題

前文在考慮脈沖大小的約束下、結合航天器空間可達范圍給出了攔截命中區(qū)的計算方法，并且發(fā)現(xiàn)兩軌道面交叉點為較省燃料的命中點。若以兩軌道面交叉點為預設命中點，則攔截策略可簡化為共面變軌攔截問題。在脈沖推力軌道攔截任務中，最為常見且最為簡單的是初始軌道和目標軌道均為圓軌道的情形，后續(xù)分析將基于圓軌道進行假設，僅考慮命中點為兩軌道面交叉點的情況，考慮能量、時間及交會角約束分析可攔截區(qū)和可發(fā)射區(qū)的求解方法。

根據(jù)軌道攔截任務可達范圍的定義，在已知攔截航天器初始狀態(tài)和命中點的前提下求解攔截任務可攔截區(qū)和可發(fā)射區(qū)(以下統(tǒng)稱攔截可達范圍)，需要分析各種約束對攔截可達范圍的影響的特性。

首先，需要分析能量約束對攔截可達范圍的影響的特性。最大能量約束決定了航天器的空間可達范圍，即決定了攔截航天器可否到達某一高度的目標點，可通過最小能量攔截問題進行判斷分析；然后，分析時間約束對攔截可達范圍的影響特性。軌道攔截任務時間為攔截航天器調相等待時間與轉移軌道飛行時間的和，由于最大任務時間的限制，攔截航天器需要在能量消耗、調相等待時間及轉移軌道選擇方面進行合理搭配?？赏ㄟ^最短和最長時間攔截問題、固定時間攔截問題及能量給定下的最短時間攔截問題，分析轉移軌道飛行的時間特性。通過能量給定下的最短等待和最長等待攔截問題，以及固定任務時間下的最短等待和最長等待攔截問題，分析調相等待的時間要求；最后，分析交會角約束對可達范圍的影響特性。交會角影響了攔截航天器與目標航天器之間的視線角度及相對速度，可通過固定交會角攔截問題及交會角與地心轉移角之間的關系進行分析。

根據(jù)求解攔截可達范圍的需要，表1給出了以下8種基本攔截問題[22]。

表1 8種基本攔截問題

續(xù)表

Q1～Q3均為經(jīng)典的攔截問題，文獻[1]和[23]研究了針對它們的求解方法；Q4～Q8為針對考慮能量、時間及交會角約束下求解攔截可達范圍而提出的攔截問題，文獻[22]對其求解過程進行了詳細說明。

4 可攔截區(qū)分析

根據(jù)可攔截區(qū)的定義，若給定攔截器初始軌道參數(shù)和目標軌道參數(shù)，在考慮能量、時間和交會角約束下，可攔截區(qū)由攔截航天器變軌點和命中點的相對位置決定。為了求解多約束下的可攔截區(qū)，需將求解過程分為三步：首先，求解點到點的可攔截區(qū)，即給定調相時間tw下的可攔截區(qū)；然后，求解可實施變軌點的集合，即求解調相時間范圍。當攔截航天器調相等待時間在此范圍內時，均存在與之對應的可攔截區(qū)；最后，根據(jù)調相時間范圍搜索可攔截區(qū)邊界，即可確定整個可攔截區(qū)的范圍。

4.1 調相時間給定的可攔截區(qū)計算方法

針對給定的變軌點和命中點，根據(jù)不同轉移軌道飛行時間可以規(guī)劃出不同的攔截軌道。根據(jù)可攔截區(qū)的定義，在初始軌道參數(shù)、目標軌道參數(shù)及約束條件確定之后，可攔截區(qū)只與轉移軌道飛行時間有關。根據(jù)這個特點，可以求解調相時間給定的可攔截區(qū)。求解方法主要包含三步：首先，分析能量約束下命中點的可達性；然后，分析在時間和交會角約束下的轉移軌道飛行時間范圍；最后，求取飛行時間的交集，即可得到三個約束下的實際飛行時間范圍。具體的求解流程如下：

步驟1：求解最小能量攔截問題Q1，得到最小攔截脈沖的大小ΔvQ1。如果ΔvQ1≤Δvmax，則進入步驟2。否則，結束計算；

步驟2：求解最短和最長時間攔截問題Q2，得到最短和最長飛行時間Tt min和Tt max。然后，求解時間區(qū)間[Tt min,Tt max]與(0,Tob-tw]的交集，將其記為[Tt low,Tt up]。如果[Tt low,Tt up]≠φ，則進入步驟3。否則，結束計算；

步驟3：求解θ=θmax時的固定交會角攔截問題Q4，得到飛行時間Tθmin和Tθmax；

步驟4：求解時間區(qū)間[Tt low,Tt up]與[Tθmin,Tθmax]的交集，將其記為[Tlow,Tup]。如果[Tlow,Tup]≠φ，則進入步驟 5。否則，結束計算；

步驟5：根據(jù)命中點在目標軌道上的相位角φc和任務總時間范圍[Tlow+tw,Tup+tw]，可推算初始時刻目標軌道上的弧段區(qū)間[φlow,φup]，該弧段區(qū)間即為可攔截區(qū)。

4.2 調相時間范圍的計算方法

從給定調相時間的可攔截區(qū)的計算部分可以看出，每一個調相時間均對應著一個可攔截區(qū)，因此調相時間范圍直接影響著可攔截區(qū)的范圍。分析調相時間范圍的計算方法，對于分析可攔截區(qū)的存在性及計算可攔截區(qū)的大小有著重要作用。由于任務時間為有限值，調相時間范圍必然也是有限的，而且該范圍必定位于任務時間范圍內。記調相時間的最小值和最大值分別為tw min和tw max，為了降低分析難度，將該問題轉換為求解能量和時間約束下的調相時間范圍問題，以及能量和交會角約束下的調相時間范圍問題。然后，求解它們的交集，即可得到三種約束下的調相時間范圍。下面分析調相時間范圍[tw min,tw max]的求解方法。

(1)能量和時間約束下的調相時間范圍

(a)tw max的求解

由于攔截航天器初始點到命中點的地心角Δfob是確定的，因此攔截軌道地心轉移角與調相等待地心角的大小呈反相關性，繼而求解最大調相時間即可轉化為求解攔截軌道地心轉移角的最小值。其求解步驟如下：

步驟2：計算最小地心轉移角為Δfmin時的攔截軌道飛行時間ΔtE。若ΔtE≤Tob-tEw max，則tw max=tEw max，停止計算。否則，進入步驟3；

(b)tw min的求解

由于最小調相時間tw min的最小值可能是0，因此首先需要判斷調相時間為0時是否滿足攔截的要求，若非如此，則分析調相時間不為0的情況。由于當攔截軌道轉移角為最大時，對應著調相時間的最小值，此時需要求解考慮調相等待的最大和最小轉移角的攔截問題。求解步驟如下：

步驟3：求解調相時間為tEw min時的最短飛行時間Δtmin，令T′ob=Tob；

能量和時間約束下的調相時間范圍計算流程圖如圖6所示。

圖6 能量和時間約束下的調相時間范圍計算流程圖Fig.6 Flowchart of calculating the range of phasing time under energy and time constraints

(2) 能量和交會角約束下的調相時間范圍

由于調相時間范圍與約束下的攔截軌道地心轉移角密切相關，因此求解能量和交會角約束下的攔截軌道地心轉移角的最大和最小值，即可得到調相時間范圍。求解步驟如下：

步驟4：若Δfθmin≤Δfob≤Δfθmax，則在能量和交會角約束下的最小調相時間為tθw min=0，最大調相時間為tθw max=(Δfob-Δfθmin)/ni0；

步驟5：若Δfob>Δfθmax(若Δfob<Δfθmin，根據(jù)軌道周期性，可轉化Δfob=Δfob+2π，即滿足Δfob>Δfθmax)，最小調相時間為tθw min=(Δfob-Δfθmax)/ni0，最大調相時間為tθw max=(Δfob-Δfθmin)/ni0。

(3) 求交集

在分別求解得到了能量和時間約束、能量和交會角約束下的調相時間范圍之后，只需求解它們的交集，即可得到三個約束下的調相時間范圍[tw min,tw max]，即有

(10)

在能量、時間和交會角約束下的調相時間區(qū)間[tw min,tw max]的基礎上，即可通過一維搜索算法分別求得可攔截區(qū)的最大值及最小值。

5 可發(fā)射區(qū)分析

根據(jù)可發(fā)射區(qū)的定義，當給定攔截航天器的初始軌道和命中點時，可發(fā)射區(qū)為攔截航天器初始軌道上的一個弧段，該弧段的大小可由初始軌道上的點相對于命中點(記相位角為φob)的地心夾角范圍來描述。為了求解該地心夾角在能量、時間和交會角約束下的范圍，結合能量、時間和交會角對攔截軌道地心轉移角的影響特性，下面先分別求解能量和時間、能量和交會角約束下的可發(fā)射區(qū)，然后再計算它們的交集，即可得到三種約束下的可發(fā)射區(qū)。

5.1 能量和時間約束下的可發(fā)射區(qū)

能量和時間約束下可發(fā)射區(qū)的計算步驟如下：

步驟1：計算最小飛行時間Δtmin，如果Tob≥Δtmin，則進入步驟2。否則，停止計算，返回可發(fā)射區(qū)為空集；

步驟7：可發(fā)射區(qū)可表示為[φob-Δft max,φob-Δft min]。

5.2 能量和交會角約束下的可發(fā)射區(qū)

能量和交會角約束下的可發(fā)射區(qū)的計算方法與能量和交會角約束下的調相時間的計算方法的步驟有相似之處，均是需要先求解能量和交會角約束下的攔截軌道地心轉移角的最大和最小值，然后再轉化為所需要求解的值。其求解步驟如下：

在分別求得能量和時間約束、能量和交會角約束下的可發(fā)射區(qū)之后，只需要求解它們的交集，即可得到三種約束下的可發(fā)射區(qū)。

6 仿真分析

6.1 可攔截區(qū)仿真

假設攔截航天器的初始軌道高度hi0=400km，初始相位φi0=200(°)；目標航天器的軌道高度hob=2000 km，命中點相位φc=0(°)；兩軌道均為圓軌道，軌道面夾角ξ=20(°)；攔截航天器的最大變軌能力為Δvmax=500m/s，最大交會角約束θmax=20.4(°)，最大任務時間約束Tmax=2900s，地球半徑為Re=6378.137km。

利用調相時間范圍計算方法計算得到調相時間的范圍為[0, 480.4075s]；利用可攔截區(qū)計算方法計算得到可攔截區(qū)的相位區(qū)間為[223.2056(°), 229.6058(°)]，目標軌道上的可攔截區(qū)示意圖如圖7所示。

圖7 可攔截區(qū)示意圖Fig.7 Diagram of intercepting region

圖8給出了調相時間范圍為[0, 480.4075s]時的可攔截區(qū)上下邊界的變化曲線。從圖8中可以看出，隨著調相時間tw的增大，可攔截區(qū)上邊界曲線單調遞減，可攔截區(qū)下邊界曲線先保持不變，然后單調遞增；兩條曲線的共同作用使得當調相時間為tw min時，可攔截區(qū)的范圍最大。當調相時間為tw max時，可攔截區(qū)的范圍縮小為一個點。

圖9給出了調相時間與攔截任務總時間的對應關系。外側虛線表示不同調相時間下能量約束對攔截任務總時間的限制作用，內側實線分別表示時間約束和交會角約束對攔截任務總時間的限制作用。對比圖8和圖9，可以看出時間約束邊界對應可攔截區(qū)的下邊界；交會角約束邊界對應可攔截區(qū)的上邊界，并且當調相時間較短時，最大任務時間約束對可攔截區(qū)的下邊界起到了主要的約束作用，從而使得可攔截區(qū)的下邊界在一定調相時間范圍內可保持不變。

圖8 調相時間與可攔截區(qū)的關系圖Fig.8 Diagram of phasing time and intercepting region

圖9 調相時間與任務總時間的關系圖Fig.9 Diagram of phasing time and total task time

6.2 可發(fā)射區(qū)仿真

可攔截區(qū)的仿真條件與前述可發(fā)射區(qū)的仿真條件相同，只是此時攔截器的初始相位不再是給定值，而是需作為可發(fā)射區(qū)進行求解。利用可發(fā)射區(qū)計算方法計算得到的可發(fā)射區(qū)的相位區(qū)間為[191.3257(°), 231.1413(°)]，可發(fā)射區(qū)的示意圖如圖10所示。

圖10 可發(fā)射區(qū)示意圖Fig.10 Diagram of launching region

圖11和圖12分別給出了考慮不同約束組合時的最小能量和最小時間隨可發(fā)射區(qū)相位角的變化曲線。從圖中可以看出，最大能量、最大時間和交會角約束對可發(fā)射區(qū)均起到了限制作用。隨著可發(fā)射區(qū)相位角的增大，攔截能量也不斷增大。在可發(fā)射區(qū)為180(°)附近，攔截脈沖達到了最小，但此時的最小任務時間較長，這與此時霍曼變軌燃料最為節(jié)省的結論保持了一致。

圖11 可發(fā)射區(qū)內的最小攔截能量Fig.11 Minimum interception energy in the launching region

圖12 可發(fā)射區(qū)內的最短攔截時間Fig.12 Minimum interception time in the launching region

7 結 論

本文研究了脈沖推力作用下的共面變軌、逆軌攔截任務航天器的攔截可達性問題。首先，基于航天器單脈沖可達范圍計算了燃料約束下攔截器對目標軌道的命中區(qū)。分析結果表明，兩軌道面交叉點為攔截任務燃料的最省點；基于此結論，以軌道面交叉點為命中點分析了共面變軌、逆軌攔截任務的可攔截區(qū)和可發(fā)射區(qū)的計算方法，計算過程考慮了攔截器的調相等待，以及燃料、時間和交會角約束。通過求解不同約束的組合問題，得到了部分約束下的攔截可達范圍。然后，計算了它們的交集，得到了三種約束下的攔截可達范圍，從而降低了問題的求解難度。仿真分析表明了該方法的有效性，本文所考慮的三種約束均對攔截可達范圍產(chǎn)生了影響。針對不同的約束條件，攔截可達范圍也將發(fā)生變化。該計算方法能夠用于分析共面變軌、逆軌攔截任務的攔截可達范圍，豐富了面向目標可達范圍的應用場景。