[发明专利]一种多星分离参数优化方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种参数优化方法，具体地，涉及一种多星分离参数优化方法。

背景技术

从卫星星座快速部署、节约发射成本的角度考虑，需以一箭多星方式进行发射。目前，欧美、俄罗斯等航天实体在实施一箭多星发射时，往往借助具备多次点火功能的上面级。通常情况下，卫星部署时间较长，对测控弧段要求较高。相比之下，我国目前的运载火箭缺乏具备多次点火功能的上面级，测控弧段受到限制，在星箭分离后短期内(一般取3倍卫星轨道周期)，卫星无法立即机动变轨，多颗卫星、载荷舱、火箭末级等飞行体彼此相对速度较小，相对距离呈“远离→接近→远离”的振荡变化趋势。

在星箭分离程序设计(包括各动作时序、调姿角度、分离力选取等内容)时，一般需要进行3倍卫星轨道周期的数值仿真，才能求出飞行体彼此接近的最小相对距离，且该距离与设计参数并非线性关系。倘若设计人员对飞行体相对距离变化趋势的原因以及与特定设计变量的内在联系认识不够充分、分离程序设计不合理，将导致设计分析过程缓慢，且部分飞行体之间的相对距离无法快速拉开，甚至存在发生碰撞的危险。采用试算的方式凑出“比较合适”设计方案，将导致多星分离程序设计不够合理快捷、容易出现顾此失彼的情况。

为验证设计方案短期安全性，常采用平方和根法进行干扰分析：将主要参数的正负干扰项逐项代入仿真，与标称情况相对距离对比，得到各正负干扰项对应的相对距离偏差，再将偏差值按正、负分开(若同类干扰项的正负干扰所对应的偏差值同号，则取绝对值较大者)，然后计算平方和开根号得到统计值。考虑其它干扰及不确定偏差，取一定的安全系数后，得到最终相对距离偏差范围。若飞行体数目多，干扰因素增多，采用该方法分析，则得出的偏差范围较大，偏于保守，甚至出现负偏差超过标称值的情况。

采用上述常规设计和分析方法进行多星分离设计，不易得到最优值，效率低，且设计结果过于保守，仅适用于飞行体数目少，标称情况下飞行体之间相对距离较大的情形。对于卫星数目较多的情况，常规设计、分析方法的缺点更为突出。因此，需要采取一种更为高效、可信的设计、分析方法。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种多星分离参数优化方法。

根据本发明提供的一种多星分离参数优化方法，包括：

步骤1，根据多星分离主要目标要求确定等效目标函数及参数集合，所述参数集合中包含若干个设计参数，所述目标函数能间接反映n个待优化飞行体之间的最小相对距离的大小和整体的安全性；

步骤2，根据所述目标函数对所述参数集合进行敏感度分析，获得一个由关键参数组成的关键参数集合，所述关键参数为敏感度大于预设阈值的所述设计参数；

步骤3，根据所述目标函数计算所述关键参数集合的最优解；

步骤4，根据所述关键参数集合进行包含所有飞行体的轨道仿真试验，根据所有飞行体彼此接近时的最小距离仿真结果筛选出易碰撞飞行体组合，所述易碰撞飞行体组合中某飞行体逼近卫星至其警戒边界范围内；

步骤5，对所述关键参数集合最优解施加特定概率分布的干扰，进行蒙特卡洛仿真试验，计算所述易碰撞飞行体组合中各颗卫星的警戒和碰撞概率，

若所述警戒或碰撞概率大于或等于各自的预设最大值，则调整所述目标函数中的加权系数后返回步骤3，

若所述警戒和碰撞概率小于各自的预设最大值，则输出所述警戒和碰撞概率和对应的所述关键参数集合最优解。

作为一种优化方案，所述步骤1中所述多星分离主要的目标要求为：各卫星运行过程中与自身以外的飞行体之间彼此接近过程中的最小距离大于预设的碰撞边界，或卫星的警戒和碰撞概率小于各自的预设最大值；

为综合考虑多个飞行体尤其是多颗卫星的安全性，将n个所述待优化飞行体两两组合获得个半长轴偏差，该个半长轴偏差绝对值加权之和作为所述等效目标函数，其中含卫星的两两组合加权系数初始值可均设为1，不需关心的飞行体组合的加权系数可设为0。

作为一种优化方案，所述参数集合中的设计参数包含分离力矢量和分离姿态角ψ_cx，γ_cx、星箭分离时刻、火箭末级剩余推进剂排放阀开启时刻以及对应的排放姿态角。

作为一种优化方案，所述关键参数主要包括分离力矢量和分离姿态角ψ_cx，γ_cx。

作为一种优化方案，步骤2所述敏感度分析步骤：通过对所述参数集合进行逐项摄动，近似计算等效目标函数对各设计参数的偏导数，作为所述敏感度，所述敏感度大于所述预设阈值的参数为所述关键参数。