[发明专利]适用于地球同步卫星混合推进入轨的联合优化方法

说明书

本发明公开的适用于地球同步卫星混合推进入轨的联合优化方法，包括以下步骤：步骤1、确定初始入轨状态和设计变量；步骤2、建立第一批次推进的控制模型，得到两次脉冲控制量Δvsubgt;1,1/subgt;和Δvsubgt;1,2/subgt;；步骤3、建立第二批次推进的控制模型，得到两次脉冲控制量Δvsubgt;2,1/subgt;和Δvsubgt;2,2/subgt;；步骤4、建立目标函数和约束条件，满足终端条件的控制参数并优化求解。本发明的适用于地球同步卫星混合推进入轨的联合优化方法，通过捕获控制具有简明的解析解，优化问题简单，常规优化算法即可收敛，计算量小，因而能够对火箭入轨偏差很大的情况下，地球同步卫星混合推进入轨的故障预案进行快速分析，从而达到节省燃料的目的。

技术领域

本发明属于航天导航方法技术领域，具体涉及一种适用于地球同步卫星混合推进入轨的联合优化方法。

背景技术

地球同步卫星发射后，火箭将卫星送到近地点高度约200km，远地点高度接近地球静止轨道高度的同步转移轨道，或者送到远地点超过地球静止轨道高度的超同步转移轨道。卫星在同步转移轨道上运行几圈后，远地点大推力发动机点火改变卫星的半长轴和倾角，将卫星送入准地球静止轨道。远地点大推力发动机通常采用化学推进。如果火箭入轨偏差较大，例如远地点高度低于同步高度几千公里，化学推进发动机燃料可能不足以使卫星进入准地球同步轨道。这时应该采用轨道保持的小推力器接续变轨完成卫星入轨控制。变轨控制参数包括半长轴、倾角和偏心率。由于涉及两种推进器接续变轨，优化过渡轨道成为关键：即大推力发动机应该将卫星推到什么样的终端轨道，能够最有利于小推力器接续完成卫星入轨并且燃料最省。目前的方法是人为设定中间过渡轨道，不能对可行解空间进行全局搜索，因此不能达到节省燃料的目的。

发明内容

本发明的目的在于提供一种适用于地球同步卫星混合推进入轨的联合优化方法，解决了现有方法不能达到节省燃料的目的的问题。

本发明所采用的技术方案是：适用于地球同步卫星混合推进入轨的联合优化方法，包括以下步骤：

步骤1、确定初始入轨状态和设计变量；

步骤2、建立第一批次推进的控制模型，得到两次脉冲控制量Δv_1,1和Δv_1,2；

步骤3、建立第二批次推进的控制模型，得到两次脉冲控制量Δv_2,1和Δv_2,2；

步骤4、建立目标函数和约束条件，满足终端条件的控制参数并优化求解。

本发明的特点还在于，

步骤1具体包括：

设定近地点高度、远地点高度和倾角分别为h_p0、h_a0、i₀，则初始轨道的半长轴为：

a₀＝r_e+(h_p0+h_a0)/2   (1)

式(1)中，下标p和a分别代表近地点和远地点，r_e代表地球赤道半径，取值r_e＝6378km；确定目标同步轨道半径为r_s＝42165km；

确定设计变量：

x＝[x₁ x₂ x₃]^T   (2)