[发明专利]基于遗传算法的超低轨道卫星头部减阻设计方法及系统

权利要求书

1.一种基于遗传算法的超低轨道卫星头部减阻设计方法，其特征在于，包括：

1)确定超低轨道卫星头部的减阻优化变量参数；

2)确定超低轨道卫星头部需要优化的目标函数和约束条件；

3)对减阻优化变量参数面向遗传算法进行编码；

4)首先根据目标函数确定遗传算法的适应度，确定遗传算法的有关运行参数，然后通过遗传算法反复迭代执行选择、交叉、变异，提高遗传算法的适应度、个体逐渐接近最优解，最终在满足迭代退出条件时输出全局最优解；

5)将全局最优解解码得到最优减阻优化变量参数。

2.根据权利要求1所述的基于遗传算法的超低轨道卫星头部减阻设计方法，其特征在于，所述超低轨道卫星头部为圆台结构，步骤1)中确定的超低轨道卫星头部的减阻优化变量参数包括头部长度H和头部锥角θ。

3.根据权利要求2所述的基于遗传算法的超低轨道卫星头部减阻设计方法，其特征在于，步骤1)之前还包括推导确定头部减阻优化变量参数的步骤：

S1)建立超低轨道卫星头部的气动模型；

r＝R-L tanθ

A₁＝πr²＝π(R-L tanθ)²

上述各式中，r为头部的上底面半径，R为头部下底面半径，L为头部的母线长，θ为头部锥角，H为头部长度，A₁为头部迎风面面积，A₂为头部侧面面积；

S2)将超低轨道卫星头部分割成产生的气动力互不影响的两部分，然后将两部分叠加获得气动阻力的函数表达式如下式所示：

上式中，F_D为气动阻力，q为超低轨道卫星受到的动压，C_D1和C_D2分别为两部分的气动阻力系数，且有：

上述各式中，S为分子速度比，σ为适应系数，T_∞为来流温度，T_r为反射后气体温度，erf为误差函数；

S3)根据气动阻力的函数表达式确定影响超低轨道卫星头部气动阻力的因数，包括头部长度H、头部锥角θ和头部下底面半径R；

S4)考虑到头部下底面半径R已由超低轨道卫星的主体确定，因此去除头部下底面半径R，将剩余的头部长度H、头部锥角θ作为最终得到的超低轨道卫星头部的减阻优化变量参数。

4.根据权利要求1所述的基于遗传算法的超低轨道卫星头部减阻设计方法，其特征在于，步骤2)中确定超低轨道卫星需要优化的目标函数为气动阻力最小，且气动阻力的函数表达式如下式所示：

上式中，F_D为气动阻力，q为超低轨道卫星受到的动压，C_D1和C_D2分别为两部分的气动阻力系数，且有：

上式中，S为分子速度比，σ为适应系数，T_∞为来流温度，T_r为反射后气体温度，erf为误差函数。

5.根据权利要求1所述的基于遗传算法的超低轨道卫星头部减阻设计方法，其特征在于，步骤2)中确定超低轨道卫星需要优化的约束条件的函数表达式为：

上式中，H为头部长度，H_max为头部长度最大值，θ为头部锥角，R为头部下底面半径。