异常分离情况下组合体geo变轨策略生成方法及系统
阅读说明：本技术 异常分离情况下组合体geo变轨策略生成方法及系统 (Method and system for generating GEO orbital transfer strategy of assembly under abnormal separation condition ) 是由 陈占胜 李楠 成飞 邓武东 潘瑞雪 杨牧 于 2021-07-05 设计创作，主要内容包括：本发明提供了一种异常分离情况下组合体GEO变轨策略生成方法及系统,包括：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；根据平台参数确定轨道转移策略的设计约束条件；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；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；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。本发明解决了组合体航天器异常分离条件下,传统有限推力复杂设计方法计算量大、计算速度慢等不足,具有一定的工程实用性。(The invention provides a method and a system for generating a GEO orbital transfer strategy of an assembly under the condition of abnormal separation, which comprises the following steps: determining an orbit parameter of a separation point of the assembly and a platform parameter related to the generation of an orbit transfer strategy of the assembly according to the state of the abnormal separation moment between the assembly and the carrier or between the assemblies; determining a design constraint condition of a track transfer strategy according to the platform parameters; according to the constraint conditions, carrying out optimal orbital transfer times estimation on the basis of the principle that the speed increment required by orbital transfer is minimum; establishing a mathematical model for describing the single orbital transfer state change and the connection among multiple orbital transfers according to the estimation result; and generating an orbit transfer strategy meeting design constraints by using the mathematical model and taking the GEO orbit as a target through iterative optimization. The method overcomes the defects of large calculated amount, low calculating speed and the like of the traditional limited thrust complex design method under the condition of abnormal separation of the combined spacecraft, and has certain engineering practicability.)
技术领域
本发明涉及宇航飞行器轨道动力学，具体地，涉及一种异常分离情况下组合体GEO变轨策略生成方法及系统。
背景技术
地球静止轨道航天器(GEO)具有对地球相对“静止”特点，被广泛用于通信、导航、中继等领域。相较于传统单体航天器而言，组合体航天器由于每个舱段都携带推进系统，一方面在应对主动段与多次轨道转移段异常情况时具有较好的鲁棒性，另一方面也就要求在组合体异常分离情况下需要快速对组合体或组合体每个舱段设计轨道转移策略。
国内外目前已经应用的转移轨道策略设计方案较多，但多是基于有限推力的复杂积分寻优或基于混合推进系统的分段变轨方法。刘俊尧、赵建伟、宗岩等在中国专利“一种脉冲轨道转移向有限推力轨道转移转换的方法”(专利文献：CN112455725A)中首先确定脉冲点火点位置，然后在此位置进行有限推力积分寻优，并对点火方向进行修正，对于单体航天器多次点火轨道转移问题，该方法计算量大，迭代寻优收敛速度慢，对于组合航天器多舱段该缺陷尤为显著。林宝军、蒋国伟、范苑等在中国专利“小型地球静止卫星轨道转移方法及系统”(专利文献：CN111891396A)中提出了一种首先利用化学推进系统进行航天器近地点高度提升，其次利用电推进系统进行航天器近地点高度、倾角、偏心率调整，最后利用化学推进系统进行航天器定点捕获，该方法一方面需要单体航天器同时具备化学与电推进两套系统，局限性较强；一方面将近地点高度、倾角与偏心率分阶段调整，燃料消耗较大，影响航天器在轨寿命。
综上所述，需要针对异常分离条件的组合体航天器GEO轨道转移策略快速生成需求，开展变轨策略方法设计优化。
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异常分离情况下组合体GEO变轨策略生成方法及系统。
根据本发明提供的一种异常分离情况下组合体GEO变轨策略生成方法，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；
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。
优选地，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。
优选地，所述步骤B中：
结合实际工程归纳出三方面设计约束：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。
优选地，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＝vn-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；vn为目标轨道速度；an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Tmax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。
优选地，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ak、变轨前偏移圈次Qk，k＝1,…,N，计算点火前参数：
轨道周期Tk：
经度漂移率
其中，ωe＝7.2921×10-5rad/s，π为圆周率。
升交点地理经度λk：
步骤S5.2：根据每次变轨目标半长轴ak，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vk：
其中，rk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Δvk：
其中，α与βk依照如下公式计算
βk＝π-ik-1-α
变轨后倾角ik：
变轨燃料消耗Δmk：
点火时长tk：
优选地，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。
根据本发明提供的一种异常分离情况下组合体GEO变轨策略生成系统，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；
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。
优选地，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B中：
结合实际工程归纳出三方面设计约束：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。
优选地，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＝vn-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；vn为目标轨道速度；an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Tmax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。
优选地，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ak、变轨前偏移圈次Qk，k＝1,…,N，计算点火前参数：
轨道周期Tk：
经度漂移率
其中，ωe＝7.2921×10-5rad/s，π为圆周率。
升交点地理经度λk：
模块S5.2：根据每次变轨目标半长轴ak，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vk：
其中，rk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Δvk：
其中，α与βk依照如下公式计算
βk＝π-ik-1-α
变轨后倾角ik：
变轨燃料消耗Δmk：
点火时长tk：
优选地，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。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
本发明解决了组合体航天器异常分离条件下，传统有限推力复杂设计方法计算量大、计算速度慢等不足，具有一定的工程实用性。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1异常分离情况下组合体GEO变轨策略快速生成方法原理框图；
图2组合体航天器(两舱段)构型示意图；
图3组合体航天器与运载异常分离(倾角超差)轨道示意图；
图4基于异常分离条件的组合体航天器GEO轨道转移策略仿真图。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
如附图1所示，本发明提供了一种异常分离情况下组合体GEO变轨策略快速生成方法。具体包含如下步骤：
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：根据地面测控需求、单次点火能力等因素，确定轨道转移策略设计约束条件。
步骤C：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：如图4所示，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：以GEO轨道为目标，通过迭代寻优快速生成满足设计约束的轨道转移策略。
步骤A包括：
步骤S2.1：如图2所示，组合体航天器通常包含多个舱段，并且每个舱段都携带推进系统。如图3所示，其异常分离包括运载器未能将组合体航天器送至预定轨道即提前分离的发射段异常与组合体航天器中某舱段未能将组合体航天器送至准地球同步轨道即提前分离的转移段异常，为了进行航天器轨道转移策略设计，首先需要明确异常分离时刻的轨道状态。不失一般性，采用GEO轨道通用形式进行描述，即半长轴a0、倾角i0、偏心率e0、地理经度λ0、地理纬度η0；
步骤S2.2：此外，还需要明确转移策略设计对象(组合体航天器、主星或主星与推进舱)的相关平台参数，一般包括分离时刻重量m0、可用燃料剩余量m'0、发动机推力F0、发动机比冲Isp0；
步骤B中，结合实际工程需求归纳出3方面设计约束：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＝vn-v0
其中，r0为转移轨道设计对象异常分离时刻的地心距，可由其轨道根数计算得到；v0为转移轨道设计对象异常分离时刻速度；vn为目标轨道速度；an为目标轨道半长轴，通常GEO轨道取值为42164km；
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Tmax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。
步骤D包括：
步骤S5.1：根据每次点火待优化变量，即变轨目标半长轴ak、变轨前偏移圈次Qk，k＝1,…,N计算点火前参数：
轨道周期Tk：
经度漂移率
其中，ωe＝7.2921×10-5rad/s
升交点地理经度λk：
步骤S5.2：根据每次变轨目标半长轴ak，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vk：
其中，rk为转移轨道设计对象点火时刻的地心距，可由其轨道根数计算得到；
变轨速度增量Δvk：
其中，α与βk依照如下公式计算
βk＝π-ik-1-α
变轨后倾角ik：
变轨燃料消耗Δmk：
点火时长tk：
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，取较大正整数，用于对不满足精度指标参数进行大权重惩罚；
约束条件：
步骤S6.2：针对上述优化模型选择现有多变量、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。
本实施例中，假设异常发生在运载器与组合体航天器分离时刻，由于运载器故障导至分离时刻轨道倾角发生偏差，依照步骤A确定分离轨道参数：
Orb0＝(a0,i0,e0,λ0,η0)＝(24473.64km,30°,0.731215,-9.21°,30°)
确定组合体与轨道转移相关的平台参数为：分离时刻重量m0＝3863kg、可用燃料剩余量m'0＝1820kg、发动机推力F0＝350N、发动机比冲Isp0＝315s；
依照步骤B确定轨道转移策略设计约束：最短测控时长tfire≥30min、地面测控地理经度范围[30°E，170°E]、发动机单次点火最长时间tengine≤4050s、轨道转移最多可用燃料
依照步骤C，结合GEO目标轨道参数Orbn＝(42164km,30°,0,60°,0°)对变轨次数进行估计：
最后依照步骤E所建立的优化模型，结合步骤D进行单次变轨状态变化及多次变轨间参数更新，通过迭代寻优生成如表1所示的满足设计约束的轨道转移策略。
表1轨道转移策略迭代寻优解
本发明还提供一种异常分离情况下组合体GEO变轨策略生成系统，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。
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。
本领域技术人员知道，除了以纯计算机可读程序代码方式实现本发明提供的系统及其各个装置、模块、单元以外，完全可以通过将方法步骤进行逻辑编程来使得本发明提供的系统及其各个装置、模块、单元以逻辑门、开关、专用集成电路、可编程逻辑控制器以及嵌入式微控制器等的形式来实现相同功能。所以，本发明提供的系统及其各项装置、模块、单元可以被认为是一种硬件部件，而对其内包括的用于实现各种功能的装置、模块、单元也可以视为硬件部件内的结构；也可以将用于实现各种功能的装置、模块、单元视为既可以是实现方法的软件模块又可以是硬件部件内的结构。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。
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