地球同步转移轨道机动参数的计算方法、装置和设备制造方法及图纸

本申请涉及一种地球同步转移轨道机动参数的计算方法，包括：根据初始参数，建立机动优化模型和机动参数计算模型；采用机动参数计算模型对设计变量进行计算，基于遗传算法，采用机动优化模型对设计变量进行优化，输出解析脉冲解；以解析脉冲解作为第一初始参考解，采用机动参数计算模型对设计变量进行计算，基于打靶迭代法，采用机动优化模型对瞄准参数进行优化，输出摄动脉冲解；以摄动脉冲解作为第二初始参考解，采用机动参数计算模型对设计变量进行计算，基于打靶迭代法，采用机动优化模型对瞄准参数进行优化，输出摄动有限推力解作为最优解。采用本方法能够适应不同星箭分离参数、不同入轨点要求，同时考虑测控与轨控发动机性能约束。能约束。能约束。

【技术实现步骤摘要】
地球同步转移轨道机动参数的计算方法、装置和设备


[0001]本申请涉及计算机
，特别是涉及一种地球同步转移轨道机动参数的计算方法、装置和设备。

技术介绍

[0002]地球同步轨道(Geosynchronous Orbit，GSO)的轨道周期与地球自转周期一致，由于其轨道高度较高、视野广阔，星下点相对稳定，广泛用于通信、导航、电视广播、电子侦察、导弹预警等领域。从地面发射GSO卫星时，运载火箭往往将卫星送入远地点与地球同步轨道高度接近，近地点较低的地球同步转移轨道(Geosynchronous Transfer Orbit，GTO)，由卫星使用自身携带的轨控发动机通过多次轨道机动进入GSO。
[0003]我国以往发射GSO轨道主要从西昌发射场发射，每次任务星箭分离点与GSO入轨点差异较小，一套GTO机动方案即可适应不同任务，机动参数的计算采用了局部梯度搜索算法，可以快速收敛；通过多次任务经验积累，对任务过程及问题特性的认识非常深入。随着GSO卫星轨道任务呈现多样化发展，以及海南发射场的使用与快速响应等应急发射需求，已有的基于局部梯度搜索的GTO轨道机动参数计算方法不能满足要求，需要研究适应不同星箭分离参数、不同入轨点要求，同时考虑测控与轨控发动机性能约束的GTO轨道机动参数计算方法。

技术实现思路

[0004]基于此，有必要针对上述技术问题，提供一种地球同步转移轨道机动参数的计算方法，可以适应不同星箭分离参数、不同入轨点要求，同时考虑测控约束与轨控发动机性能约束。
[0005]地球同步转移轨道机动参数的计算方法，包括：
[0006]获取地球同步转移轨道的机动任务，根据所述机动任务包含的初始参数，依次建立地球同步转移轨道的机动优化模型和机动参数计算模型；所述初始参数包括：初始点卫星轨道要素、初始卫星总质量、卫星发动机参数、机动次数、目标轨道参数和瞄准参数；所述机动优化模型是以一次机动的近地点半径调整量与所述机动开始前剩余的近地点半径调整总量之比，以及所述机动的倾角调整量与所述机动开始前剩余的倾角调整总量之比为一组设计变量，以总推进剂消耗为目标函数，并考虑等式约束和不等式约束建立的；所述机动参数计算模型包括：根据瞄准参数解码设计变量为实际调整量，采用轨道预报器预报轨道至变轨点，在变轨点根据所述实际调整量计算轨道机动脉冲向量并执行轨道机动仿真，当机动次数达到设定值则机动参数计算停止，得到与每次机动相对应的机动参数和终端时刻的终端状态；
[0007]基于遗传算法生成初始种群，根据种群规模和设计变量定义域，采用随机初始化的方式设置所述初始种群中每个个体的设计变量，采用所述机动参数计算模型对所述设计变量进行计算，基于遗传算法，采用所述机动优化模型对所述设计变量进行优化，当达到最
大进化代数时，输出所述机动参数的全局最优解析脉冲解；
[0008]以所述全局最优解析脉冲解作为第一初始参考解，将第一初始参考解对应的设计变量赋值给当前的设计变量，采用所述机动参数计算模型对所述设计变量进行计算，基于打靶迭代法，采用所述机动优化模型对所述瞄准参数进行优化，当脱靶量满足预设的第一收敛标准时，输出所述机动参数的摄动脉冲解；
[0009]以所述摄动脉冲解作为第二初始参考解，将第二初始参考解对应的设计变量赋值给当前的设计变量，采用所述机动参数计算模型对所述设计变量进行计算，基于打靶迭代法，采用所述机动优化模型对所述瞄准参数进行优化，当脱靶量满足预设的第二收敛标准时，输出所述机动参数的摄动有限推力解，将所述摄动有限推力解作为地球同步转移轨道机动参数的最优解。
[0010]在一个实施例中，所述初始参数包括：初始点卫星轨道要素、初始卫星总质量、卫星发动机参数、机动次数、目标轨道参数和瞄准参数，是指：
[0011]初始点卫星轨道要素为a0,e0,i0,Ω0,ω0,f0，初始卫星总质量为mass0，卫星发动机参数为T
max
、I
sp
，机动次数为N，目标轨道参数为a
T
,e
T
,i
T
,L
T
，瞄准参数为a
Aim
,e
Aim
,i
Aim
,L
Aim
；其中a,e,i,Ω,ω,f依次表示卫星轨道半长轴、偏心率、倾角、升交点赤经、近心点角距、真近点角，T
max
表示发动机最大推力，I
sp
表示发动机比冲，L表示大地经度，下标0表示初始点，下标T表示目标轨道，下标Aim表示瞄准轨道；
[0012]卫星通过N次远地点附近组合机动进入目标GSO轨道，其中第j次机动的近地点半径与倾角的调整量分别为ΔR
pj
,Δi
j
,j＝1,2,...,N；
[0013]根据所述初始点卫星轨道要素和所述瞄准轨道要素，得到从初始轨道到目标轨道总的近地点半径ΔR
Ptotal
和总的倾角调整量Δi
total
：
[0014]ΔR
Ptotal
＝a
Aim
(1
‑
e
Aim
)
‑
a0(1
‑
e0)
[0015]Δi
total
＝i
Aim
‑
i0[0016]以总的近地点半径ΔR
Ptotal
和总的倾角调整量Δi
total
为第1次机动前的剩余近地点半径与倾角调整量，得到第j次机动前剩余近地点半径与倾角调整量
[0017][0018]以每次机动的近地点半径调整量ΔR
pj
和倾角调整量Δi
j
与对应机动开始前剩余的近地点调整总量和倾角调整总量的比值作为设计变量：
[0019][0020]在一个实施例中，所述根据瞄准参数解码设计变量为实际调整量是指：
[0021]根据所述初始点卫星轨道要素和所述瞄准轨道要素，得到从初始轨道到目标轨道总的近地点半径ΔR
Ptotal
和总的倾角调整量Δi
total
：
[0022]ΔR
Ptotal
＝a
Aim
(1
‑
e
Aim
)
‑
a0(1
‑
e0)
[0023]Δi
total
＝i
Aim
‑
i0[0024]解码设计变量x＝[x1,x2,...,x
2N
‑2]为每次机动的近地点调整量和倾角调整量ΔR
Pj
、Δi
j
(j＝1,2,...,N)：
[0025][0026][0027]在一个实施例中，所述根据所述实际调整量计算轨道机动脉冲向量是指：根据第j次机动的近地点半径与倾角调整量计算轨道机本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.地球同步转移轨道机动参数的计算方法，其特征在于，包括：获取地球同步转移轨道的机动任务，根据所述机动任务包含的初始参数，依次建立地球同步转移轨道的机动优化模型和机动参数计算模型；所述初始参数包括：初始点卫星轨道要素、初始卫星总质量、卫星发动机参数、机动次数、目标轨道参数和瞄准参数；所述机动优化模型是以一次机动的近地点半径调整量与所述机动开始前剩余的近地点半径调整总量之比，以及所述机动的倾角调整量与所述机动开始前剩余的倾角调整总量之比为一组设计变量，以总推进剂消耗为目标函数，并考虑等式约束和不等式约束建立的；所述机动参数计算模型包括：根据瞄准参数解码设计变量为实际调整量，采用轨道预报器预报轨道至变轨点，在变轨点根据所述实际调整量计算轨道机动脉冲向量并执行轨道机动仿真，当机动次数达到设定值则机动参数计算停止，得到与每次机动相对应的机动参数和终端时刻的终端状态；基于遗传算法生成初始种群，根据种群规模和设计变量定义域，采用随机初始化的方式设置所述初始种群中每个个体的设计变量，采用所述机动参数计算模型对所述设计变量进行计算，基于遗传算法，采用所述机动优化模型对所述设计变量进行优化，当达到最大进化代数时，输出所述机动参数的全局最优解析脉冲解；以所述全局最优解析脉冲解作为第一初始参考解，将第一初始参考解对应的设计变量赋值给当前的设计变量，采用所述机动参数计算模型对所述设计变量进行计算，基于打靶迭代法，采用所述机动优化模型对所述瞄准参数进行优化，当脱靶量满足预设的第一收敛标准时，输出所述机动参数的摄动脉冲解；以所述摄动脉冲解作为第二初始参考解，将第二初始参考解对应的设计变量赋值给当前的设计变量，采用所述机动参数计算模型对所述设计变量进行计算，基于打靶迭代法，采用所述机动优化模型对所述瞄准参数进行优化，当脱靶量满足预设的第二收敛标准时，输出所述机动参数的摄动有限推力解，将所述摄动有限推力解作为地球同步转移轨道机动参数的最优解。2.根据权利要求1所述的地球同步转移轨道机动参数的计算方法，其特征在于，所述初始参数包括：初始点卫星轨道要素、初始卫星总质量、卫星发动机参数、机动次数、目标轨道参数和瞄准参数，是指：初始点卫星轨道要素为a0,e0,i0,Ω0,ω0,f0，初始卫星总质量为mass0，卫星发动机参数为T
max
、I
sp
，机动次数为N，目标轨道参数为a
T
,e
T
,i
T
,L
T
，瞄准轨道参数为a
Aim
,e
Aim
,i
Aim
,L
Aim
；其中a,e,i,Ω,ω,f依次表示卫星轨道半长轴、偏心率、倾角、升交点赤经、近心点角距、真近点角，T
max
表示发动机最大推力，I
sp
表示发动机比冲，L表示大地经度，下标0表示初始点，下标T表示目标轨道，下标Aim表示瞄准轨道；卫星通过N次远地点附近组合机动进入目标GSO轨道，其中第j次机动的近地点半径与倾角的调整量分别为ΔR
pj
,Δi
j
,j＝1,2,...,N；根据所述初始点卫星轨道要素和所述瞄准轨道要素，得到从初始轨道到目标轨道总的近地点半径ΔR
Ptotal
和总的倾角调整量Δi
total
：ΔR
Ptotal
＝a
Aim
(1
‑
e
Aim
)
‑
a0(1
‑
e0)Δi
total
＝i
Aim
‑
i0以总的近地点半径ΔR
Ptotal
和总的倾角调整量Δi
total
为第1次机动前的剩余近地点半
径与倾角调整量，得到第j次机动前剩余近地点半径与倾角调整量与倾角调整量以每次机动的近地点半径调整量ΔR
pj
和倾角调整量Δi
j
与对应机动开始前剩余的近地点调整总量和倾角调整总量的比值作为设计变量：3.根据权利要求2所述的地球同步转移轨道机动参数的计算方法，其特征在于，所述根据瞄准参数解码设计变量为实际调整量是指：根据所述初始点卫星轨道要素和所述瞄准轨道要素，得到从初始轨道到目标轨道总的近地点半径ΔR
Ptotal
和总的倾角调整量Δi
total
：ΔR
Ptotal
＝a
Aim
(1
‑
e
Aim
)
‑
a0(1
‑
e0)Δi
total
＝i
Aim
‑
i0解码设计变量x＝[x1,x2,...,x
2N
‑2]为每次机动的近地点调整量和倾角调整量ΔR
Pj
、Δi
j
(j＝1,2,...,N)：..,N)：4.根据权利要求3所述的地球同步转移轨道机动参数的计算方法，其特征在于，根据所述实际调整量计算轨道机动脉冲向量是指：根据第j次机动的近地点半径调整量与倾角调整量计算轨道机动脉冲，包括：第j次机动前航天器轨道要素为a
j
,e
j
,i
j
,Ω
j
,ω
j
,f
j
，近地点半径为R
pj
，对应的J2000惯性坐标系的位置速度矢量分别为r
j
,v
j
；根据近地点半径调整量ΔR
Pj
计算机动后的速度...

【专利技术属性】
技术研发人员：张进，罗亚中，张函宇，杨震，朱阅訸，黄翾，周洪喜，
申请(专利权)人：中国人民解放军国防科技大学，
类型：发明
国别省市：