[發明專利]適用于地球同步衛星混合推進入軌的聯合優化方法

有效

• 申請號: 202111446078.2
• 申請日: 2021-11-30
• 公開（公告）號: CN114348298B
• 公開（公告）日: 2023-05-16
• 發明（設計）人: 沈紅新;蒯政中;張天驕;黃岸毅;李昭
• 申請（專利權）人: 中國西安衛星測控中心
• 主分類號: B64G1/10
• 分類號: B64G1/10;B64G1/24;G06F17/15
• 代理公司: 西安弘理專利事務所 61214
• 代理人: 韓玙

本發明公開的適用于地球同步衛星混合推進入軌的聯合優化方法，包括以下步驟：步驟1、確定初始入軌狀態和設計變量；步驟2、建立第一批次推進的控制模型，得到兩次脈沖控制量Δvsubgt;1,1/subgt;和Δvsubgt;1,2/subgt;；步驟3、建立第二批次推進的控制模型，得到兩次脈沖控制量Δvsubgt;2,1/subgt;和Δvsubgt;2,2/subgt;；步驟4、建立目標函數和約束條件，滿足終端條件的控制參數并優化求解。本發明的適用于地球同步衛星混合推進入軌的聯合優化方法，通過捕獲控制具有簡明的解析解，優化問題簡單，常規優化算法即可收斂，計算量小，因而能夠對火箭入軌偏差很大的情況下，地球同步衛星混合推進入軌的故障預案進行快速分析，從而達到節省燃料的目的。

技術領域

本發明屬于航天導航方法技術領域，具體涉及一種適用于地球同步衛星混合推進入軌的聯合優化方法。

背景技術

地球同步衛星發射后，火箭將衛星送到近地點高度約200km，遠地點高度接近地球靜止軌道高度的同步轉移軌道，或者送到遠地點超過地球靜止軌道高度的超同步轉移軌道。衛星在同步轉移軌道上運行幾圈后，遠地點大推力發動機點火改變衛星的半長軸和傾角，將衛星送入準地球靜止軌道。遠地點大推力發動機通常采用化學推進。如果火箭入軌偏差較大，例如遠地點高度低于同步高度幾千公里，化學推進發動機燃料可能不足以使衛星進入準地球同步軌道。這時應該采用軌道保持的小推力器接續變軌完成衛星入軌控制。變軌控制參數包括半長軸、傾角和偏心率。由于涉及兩種推進器接續變軌，優化過渡軌道成為關鍵：即大推力發動機應該將衛星推到什么樣的終端軌道，能夠最有利于小推力器接續完成衛星入軌并且燃料最省。目前的方法是人為設定中間過渡軌道，不能對可行解空間進行全局搜索，因此不能達到節省燃料的目的。

發明內容

本發明的目的在于提供一種適用于地球同步衛星混合推進入軌的聯合優化方法，解決了現有方法不能達到節省燃料的目的的問題。

本發明所采用的技術方案是：適用于地球同步衛星混合推進入軌的聯合優化方法，包括以下步驟：

步驟1、確定初始入軌狀態和設計變量；

步驟2、建立第一批次推進的控制模型，得到兩次脈沖控制量Δv_1,1和Δv_1,2；

步驟3、建立第二批次推進的控制模型，得到兩次脈沖控制量Δv_2,1和Δv_2,2；

步驟4、建立目標函數和約束條件，滿足終端條件的控制參數并優化求解。

本發明的特點還在于，

步驟1具體包括：

設定近地點高度、遠地點高度和傾角分別為h_p0、h_a0、i₀，則初始軌道的半長軸為：

a₀＝r_e+(h_p0+h_a0)/2???(1)

式(1)中，下標p和a分別代表近地點和遠地點，r_e代表地球赤道半徑，取值r_e＝6378km；確定目標同步軌道半徑為r_s＝42165km；

確定設計變量：

x＝[x₁?x₂?x₃]^T???(2)