[发明专利]异常分离情况下组合体GEO变轨策略生成方法及系统

权利要求书

1.一种异常分离情况下组合体GEO变轨策略生成方法，其特征在于，包括：

步骤A：根据组合体与运载器或组合体之间异常分离时刻状态，确定组合体分离点轨道参数及与组合体轨道转移策略生成相关的平台参数；

步骤B：根据平台参数确定轨道转移策略的设计约束条件；

其中，所述步骤B，地面测控条件对点火段地理经度跨度及测控时长约束、推力器特性、弧段损失及安全保护需求对单次最长点火时间约束、变轨对象可用燃料约束；

步骤C：根据所述约束条件以轨道转移所需速度增量最小为原则，进行最优变轨次数估计；

步骤D：根据估计结果，建立描述单次变轨状态变化及多次变轨间联系的数学模型；

步骤E：利用所述数学模型以GEO轨道为目标，通过迭代寻优生成满足设计约束的轨道转移策略；

所述步骤A包括：

步骤S2.1：组合体包含多个舱段，每个舱段都携带推进系统，异常分离包括运载器未能将组合体送至预定轨道即提前分离的发射段异常与组合体中某舱段未能将组合体送至准地球同步轨道即提前分离的转移段异常；首先明确异常分离时刻的轨道状态，采用GEO轨道通用形式进行描述，半长轴a₀、倾角i₀、偏心率e₀、地理经度λ₀、地理纬度η₀；

步骤S2.2：明确组合体航天器、主星或主星与推进舱的相关平台参数，包括分离时刻重量m₀、可用燃料剩余量m'₀、发动机推力F₀、发动机比冲Isp₀；

所述步骤C中，为了确定轨道转移优化参数维数需要依照如下步骤以转移所需速度增量最小为原则，进行最优变轨次数估计：

步骤S4.1：依照如下公式计算得到航天器从异常分离时刻状态转移至GEO目标轨道的最小速度增量Δv：

Δv＝v_n-v₀

其中，r₀为转移轨道设计对象异常分离时刻的地心距，由其轨道根数计算得到；a₀为轨道半长轴；μ为地球引力常数；v₀为转移轨道设计对象异常分离时刻速度；v_n为目标轨道速度；a_n为目标轨道半长轴；

步骤S4.2：根据火箭公式，计算得到轨道转移最小速度增量对应的燃料消耗Δm：

其中，g＝9.80665m/s²为地球引力加速度；

步骤S4.3：根据发动机比冲计算推进剂秒流量dm，并结合燃料消耗计算总共的变轨时长t：

步骤S4.4：结合推力器单次最长点火时间T_max计算得到最优变轨次数估计值N：

其中[x]为屋檐函数，表示取≥x的最小整数；

所述步骤D包括：

步骤S5.1：根据每次点火待优化变量：变轨目标半长轴a_k、变轨前偏移圈次Q_k，k＝1,…,N，计算点火前参数：

轨道周期T_k：

经度漂移率

其中，ω_e＝7.2921×10^-5rad/s，π为圆周率；

升交点地理经度λ_k：

步骤S5.2：根据每次变轨目标半长轴a_k，k＝1,…,N，计算得到单次点火点及目标轨道参数：

由活力公式，计算目标轨道速度v_k：

其中，r_k为转移轨道设计对象点火时刻的地心距，由其轨道根数计算得到；

变轨速度增量Δv_k：

其中，α与β_k依照如下公式计算

β_k＝π-i_k-1-α

变轨后倾角i_k：

变轨燃料消耗Δm_k：

点火时长t_k：

所述步骤E包括：

步骤S6.1：将GEO轨道转移策略求解问题转化为多变量、多目标、多约束寻优问题，优化模型描述如下：

目标函数：

其中，表示轨道目标罚函数；表示第j个轨道参数变轨终值与目标轨道偏差；ΔOrb＝(Δa,Δi,Δe,Δλ,Δη)，表示变轨结果与目标轨道偏差；γ表示权重系数；

约束条件：

步骤S6.2：针对上述优化模型选择多变量、多目标、多约束优化算法进行迭代寻优；

步骤S6.3：输出寻优结果，确定异常分离条件的组合体航天器GEO轨道转移策略。

2.一种异常分离情况下组合体GEO变轨策略生成系统，其特征在于，包括：

模块A：根据组合体与运载器或组合体之间异常分离时刻状态，确定组合体分离点轨道参数及与组合体轨道转移策略生成相关的平台参数；

模块B：根据平台参数确定轨道转移策略的设计约束条件；

其中，所述模块B，地面测控条件对点火段地理经度跨度及测控时长约束、推力器特性、弧段损失及安全保护需求对单次最长点火时间约束、变轨对象可用燃料约束；

模块C：根据所述约束条件以轨道转移所需速度增量最小为原则，进行最优变轨次数估计；

模块D：根据估计结果，建立描述单次变轨状态变化及多次变轨间联系的数学模型；

模块E：利用所述数学模型以GEO轨道为目标，通过迭代寻优生成满足设计约束的轨道转移策略；

所述模块A包括：

模块S2.1：组合体包含多个舱段，每个舱段都携带推进系统，异常分离包括运载器未能将组合体送至预定轨道即提前分离的发射段异常与组合体中某舱段未能将组合体送至准地球同步轨道即提前分离的转移段异常；首先明确异常分离时刻的轨道状态，采用GEO轨道通用形式进行描述，半长轴a₀、倾角i₀、偏心率e₀、地理经度λ₀、地理纬度η₀；

模块S2.2：明确组合体航天器、主星或主星与推进舱的相关平台参数，包括分离时刻重量m₀、可用燃料剩余量m'₀、发动机推力F₀、发动机比冲Isp₀；

所述模块C中，为了确定轨道转移优化参数维数需要依照如下模块以转移所需速度增量最小为原则，进行最优变轨次数估计：

模块S4.1：依照如下公式计算得到航天器从异常分离时刻状态转移至GEO目标轨道的最小速度增量Δv：

Δv＝v_n-v₀

其中，r₀为转移轨道设计对象异常分离时刻的地心距，由其轨道根数计算得到；a₀为轨道半长轴；μ为地球引力常数；v₀为转移轨道设计对象异常分离时刻速度；v_n为目标轨道速度；a_n为目标轨道半长轴；

模块S4.2：根据火箭公式，计算得到轨道转移最小速度增量对应的燃料消耗Δm：

其中，g＝9.80665m/s²为地球引力加速度；

模块S4.3：根据发动机比冲计算推进剂秒流量dm，并结合燃料消耗计算总共的变轨时长t：

模块S4.4：结合推力器单次最长点火时间T_max计算得到最优变轨次数估计值N：

其中[x]为屋檐函数，表示取≥x的最小整数；

所述模块D包括：

模块S5.1：根据每次点火待优化变量：变轨目标半长轴a_k、变轨前偏移圈次Q_k，k＝1,…,N，计算点火前参数：

轨道周期T_k：

经度漂移率

其中，ω_e＝7.2921×10^-5rad/s，π为圆周率；

升交点地理经度λ_k：

模块S5.2：根据每次变轨目标半长轴a_k，k＝1,…,N，计算得到单次点火点及目标轨道参数：

由活力公式，计算目标轨道速度v_k：

其中，r_k为转移轨道设计对象点火时刻的地心距，由其轨道根数计算得到；

变轨速度增量Δv_k：

其中，α与β_k依照如下公式计算

β_k＝π-i_k-1-α

变轨后倾角i_k：

变轨燃料消耗Δm_k：

点火时长t_k：

所述模块E包括：

模块S6.1：将GEO轨道转移策略求解问题转化为多变量、多目标、多约束寻优问题，优化模型描述如下：

目标函数：

其中，表示轨道目标罚函数；表示第j个轨道参数变轨终值与目标轨道偏差；ΔOrb＝(Δa,Δi,Δe,Δλ,Δη)，表示变轨结果与目标轨道偏差；γ表示权重系数；

约束条件：

模块S6.2：针对上述优化模型选择多变量、多目标、多约束优化算法进行迭代寻优；

模块S6.3：输出寻优结果，确定异常分离条件的组合体航天器GEO轨道转移策略。