一種多星分離參數優化方法
【技術領域】
[0001] 本發明設及一種參數優化方法，具體地，設及一種多星分離參數優化方法。
【背景技術】
[0002] 從衛星星座快速部署、節約發射成本的角度考慮，需W-箭多星方式進行發射。目 前，歐美、俄羅斯等航天實體在實施一箭多星發射時，往往借助具備多次點火功能的上面 級。通常情況下，衛星部署時間較長，對測控弧段要求較高。相比之下，我國目前的運載火 箭缺乏具備多次點火功能的上面級，測控弧段受到限制，在星箭分離后短期內（一般取3倍 衛星軌道周期），衛星無法立即機動變軌，多顆衛星、載荷艙、火箭末級等飛行體彼此相對速 度較小，相對距離呈"遠離一接近一遠離"的振蕩變化趨勢。
[0003] 在星箭分離程序設計（包括各動作時序、調姿角度、分離力選取等內容）時，一般 需要進行3倍衛星軌道周期的數值仿真，才能求出飛行體彼此接近的最小相對距離，且該 距離與設計參數并非線性關系。倘若設計人員對飛行體相對距離變化趨勢的原因W及與特 定設計變量的內在聯系認識不夠充分、分離程序設計不合理，將導致設計分析過程緩慢，且 部分飛行體之間的相對距離無法快速拉開，甚至存在發生碰撞的危險。采用試算的方式湊 出"比較合適"設計方案，將導致多星分離程序設計不夠合理快捷、容易出現顧此失彼的情 況。
[0004] 為驗證設計方案短期安全性，常采用平方和根法進行干擾分析：將主要參數的正 負干擾項逐項代入仿真，與標稱情況相對距離對比，得到各正負干擾項對應的相對距離偏 差，再將偏差值按正、負分開（若同類干擾項的正負干擾所對應的偏差值同號，則取絕對值 較大者），然后計算平方和開根號得到統計值。考慮其它干擾及不確定偏差，取一定的安全 系數后，得到最終相對距離偏差范圍。若飛行體數目多，干擾因素增多，采用該方法分析，貝U 得出的偏差范圍較大，偏于保守，甚至出現負偏差超過標稱值的情況。
[0005] 采用上述常規設計和分析方法進行多星分離設計，不易得到最優值，效率低，且設 計結果過于保守，僅適用于飛行體數目少，標稱情況下飛行體之間相對距離較大的情形。對 于衛星數目較多的情況，常規設計、分析方法的缺點更為突出。因此，需要采取一種更為高 效、可信的設計、分析方法。
【發明內容】
[0006] 針對現有技術中的缺陷，本發明的目的是提供一種多星分離參數優化方法。
[0007] 根據本發明提供的一種多星分離參數優化方法，包括：
[0008] 步驟1，根據多星分離主要目標要求確定等效目標函數及參數集合，所述參數集合 中包含若干個設計參數，所述目標函數能間接反映n個待優化飛行體之間的最小相對距離 的大小和整體的安全性；
[0009] 步驟2,根據所述目標函數對所述參數集合進行敏感度分析，獲得一個由關鍵參數 組成的關鍵參數集合，所述關鍵參數為敏感度大于預設闊值的所述設計參數；
[0010] 步驟3,根據所述目標函數計算所述關鍵參數集合的最優解；
[0011] 步驟4,根據所述關鍵參數集合進行包含所有飛行體的軌道仿真試驗，根據所有飛 行體彼此接近時的最小距離仿真結果篩選出易碰撞飛行體組合，所述易碰撞飛行體組合中 某飛行體逼近衛星至其警戒邊界范圍內；
[0012] 步驟5,對所述關鍵參數集合最優解施加特定概率分布的干擾，進行蒙特卡洛仿真 試驗，計算所述易碰撞飛行體組合中各顆衛星的警戒和碰撞概率，
[0013] 若所述警戒或碰撞概率大于或等于各自的預設最大值，則調整所述目標函數中的 加權系數后返回步驟3，
[0014] 若所述警戒和碰撞概率小于各自的預設最大值，則輸出所述警戒和碰撞概率和對 應的所述關鍵參數集合最優解。
[0015] 作為一種優化方案，所述步驟1中所述多星分離主要的目標要求為：各衛星運行 過程中與自身W外的飛行體之間彼此接近過程中的最小距離大于預設的碰撞邊界，或衛星 的警戒和碰撞概率小于各自的預設最大值；
[0016] 為綜合考慮多個飛行體尤其是多顆衛星的安全性，將n個所述待優化飛行體兩兩 組合獲得巧個半長軸偏差，該個半長軸偏差絕對值加權之和作為所述等效目標函數，其 中含衛星的兩兩組合加權系數初始值可均設為1，不需關屯、的飛行體組合的加權系數可設 為0。
[0017] 作為一種優化方案，所述參數集合中的設計參數包含分離力矢量#和分離姿態角 齡.，丫。,、星箭分離時刻、火箭末級剩余推進劑排放閥開啟時刻W及對應的排放姿態 角。
[0018] 作為一種優化方案，所述關鍵參數主要包括分離力矢量羅和分離姿態角巧、， Tex。
[0019] 作為一種優化方案，步驟2所述敏感度分析步驟：通過對所述參數集合進行逐項 攝動，近似計算等效目標函數對各設計參數的偏導數，作為所述敏感度，所述敏感度大于所 述預設闊值的參數為所述關鍵參數。
[0020] 作為一種優化方案，所述調整所述目標函數后返回步驟3進一步為：針對步驟4中 最小距離小于或等于碰撞邊界的易碰撞飛行體組合，或者步驟5中警戒或碰撞概率大于或 等于各自的預設最大值的易碰撞飛行體組合，將所述目標函數中與所述易碰撞飛行體組合 相關加權系數按照預設規則放大后獲得新的目標函數，W所述新的目標函數返回步驟3。
[0021] 作為一種優化方案，所述步驟3進一步為，通過尋優算法獲得所述關鍵參數集合 最優解使得所述目標函數獲得最大值。
[0022] 作為一種優化方案，所述步驟3還包括：對所述多參數優化問題設置約束條件，所 述約束條件為火箭末級的剩余推進劑的排放距離和排放角度均需要滿足預設范圍。
[0023] 作為一種優化方案，所述步驟5進一步為：對關鍵參數集合施加W所述關鍵參數 集合最優解為數學期望值、符合特定分布概率的隨機干擾，進行蒙特卡洛仿真試驗，并計算 所述易碰撞飛行體組合中各顆衛星的警戒和碰撞概率。
[0024] 本發明通過第一、二步借助確定等效目標函數和敏感度分析，更易建立直接目標 要求與各設計參數之間的明確關系，還便于第=步快速找到關鍵參數集合的最優解。通過 第四步對需要重點關注的易碰撞飛行體組合的篩選，減輕了后續干擾分析的工作量。第五 步干擾分析放棄了僅考慮極限情況的平方和根法，用蒙特卡洛法得出的衛星警戒和碰撞概 率分布更符合真實情況，相應的警戒和碰撞概率便于對衛星短期在軌安全性作定量描述。 本發明可W使得衛星短期安全性得到明顯改善。
【附圖說明】
[0025] 通過閱讀參照W下附圖對非限制性實施例所作的詳細描述，本發明的其它特征、 目的和優點將會變得更明顯：
[0026] 圖1是可選實施例中的一種多星分離參數優化方法流程示意圖。
[0027] 圖2是飛行體軌道周期差異與軌道相位差關系示意圖。
[0028] 圖3是可選實施例中的相對距離變化趨勢示意圖。
[0029] 圖4是采用本發明前后的實驗結果對比。
【具體實施方式】
[0030] 下面結合附圖W具體實施例的方式對本發明進行詳細說明。W下實施例將有助于 本領域的技術人員進一步理解本發明，但不W任何形式限制本發明。應當指出的是，對本領 域的普通技術人員來說，在不脫離本發明構思的前提下，還可W做出若干變形和改進。運些 都屬于本發明的保護范圍。
[0031] 一種多星分離參數優化方法，其特征在于，包括
[0032] 步驟1，根據多星分離主要目標要求確定等效目標函數及參數集