一种运载体与被运载器分离姿态角优化方法及装置与流程
1.本发明涉及运载体与被运载器分离技术领域，特别涉及一种运载体与被运载器分离姿态角优化方法及装置。
背景技术：
2.随着航天技术的快速发展，一个运载体(如火箭)发射多个被运载器(如卫星)的方式已经成为航天发射活动普遍采用的方式。一个运载体将多个被运载器发射到预定轨道，能充分地利用运载体的运载能力，降低被运载器的发射成本，被运载器可根据多少、大小合理地安排好，根据发射任务实际需求，到一定的高度一起或分别发射出去。
3.将运载体与被运载器分离作为发射程序的最后环节，直接关系到发射任务的成败。通过完善分离设计方案，避免多个被运载器在长期运行中出现距离过于接近或者无法满足测控需求的情况，以确保在轨运行正常。相关技术中采用的分离设计，难以到合适的姿态角以满足多重约束条件，且设计周期较长，需要反复试凑分析；随着卫星数量与分离次数的增多，工作量会显著增加，在工程实际应用中，无法满足远场安全性与测控特性的多重约束。
技术实现要素：
4.本发明实施例提供一种运载体与被运载器分离姿态角优化方法及装置，以解决相关技术中存在的问题。
5.一方面，本发明实施例提供了一种运载体与被运载器分离姿态角优化方法，其特征在于，其包括步骤：
6.根据运载体入轨时刻的初始条件计算各被运载器分离后的运动状态，所述初始条件包括运载体上面级姿态、被运载器安装姿态以及被运载器分离速度；
7.基于所述各被运载器分离后的运动状态计算远场分析起点时刻至终点时刻区间内任意两个被运载器之间最小距离的最小值；
8.根据运载体运动状态计算运载体上面级与中继卫星的相对位置矢量与运载体相控阵天线法线之间的夹角并结合所述运载体上面级与中继卫星之间被地球遮挡的情况确定运载体分离姿态角的总可探测性；
9.基于所述任意两个被运载器之间最小距离的最小值与所述运载体分离姿态角的总可探测性对所述分离姿态角进行优化。
10.一些实施例中，所述根据运载体入轨时刻的初始条件计算各被运载器分离后的运动状态，包括步骤：
11.基于第一公式计算所述各被运载器分离后的运动状态，所述第一公式包括：
12.13.n∈[1,n]，n为被运载器总数，
[0014]
其中，xn为运载体从入轨点时刻外推至第n个被运载器分离时刻的运动状态，为运载体与第n个被运载器分离时运载体上面级在发射系下的姿态，为第n个被运载器本体系相对运载体本体系的安装姿态，δvn为第n个被运载器相对发射系的分离速度且其方向沿着分离面法线，为δvn在发射系下的分量，为方向余弦阵，x
′n为第n个被运载器分离后在发射系的运动状态。
[0015]
一些实施例中，所述基于所述各被运载器分离后的运动状态计算远场分析起点时刻至终点时刻区间内任意两个被运载器之间最小距离的最小值，包括步骤：
[0016]
根据第二公式计算所述远场分析起点时刻至终点时刻区间内任意两个被运载器之间最小距离的最小值，所述第二公式包括：
[0017][0018]
i,j＝1,2,
…
,k,i≠j，
[0019]
t∈[t
qd
,t
zd
]，
[0020]dmin
(i,j)＝mind
ij
(t,i,j)t∈[t
qd
,t
zd
]，
[0021]dmin
＝mind
min
(i,j)，
[0022]
其中，t
qd
为远场分析起点时刻，t
zd
为远场分析终点时刻，d
ij
(t,i,j)为任意两个被运载器之间的距离，x
′i(t),y
′i(t),z
′i(t)为t时刻第i个被运载器在发射系下的位置分量，x
′j(t),y
′j(t),z
′j(t)为t时刻第j个被运载器在发射系下的位置分量，d
min
(i,j)为任意两个被运载器之间最小距离的集合，d
min
任意两个被运载器之间最小距离的最小值。
[0023]
一些实施例中，所述根据运载体运动状态计算运载体上面级与中继卫星的相对位置矢量与运载体相控阵天线法线之间的夹角并结合所述运载体上面级与中继卫星之间被地球遮挡的情况确定运载体分离姿态角的总可探测性，包括步骤：
[0024]
基于第三公式计算所述运载体上面级与中继卫星的相对位置矢量与运载体相控阵天线法线之间的夹角，所述第三公式包括：
[0025]rrel
＝r
2dg-r
1dg
，
[0026][0027]
其中，θ为运载体上面级与中继卫星的相对位置矢量与运载体相控阵天线法线之间的夹角，r
2dg
为中继卫星位置矢量在地心坐标系下的分量，r
1dg
为运载体上面级位置矢量在地心坐标系下的分量，r
rel
为运载体上面级与中继卫星的相对位置矢量，l
dg
为运载体上面级相控阵天线法线在地心坐标系下的分量；
[0028]
若运载体上面级与中继卫星的连线到地心的距离大于地球半径，则将可见性参数η设为1；
[0029]
若运载体上面级与中继卫星的连线到地心的距离小于或等于地球半径，则计算数量积k且k＝r
rel
·r1dg
，当k＞0时将可见性参数η设为1，否则将可见性参数η设为0；
[0030]
根据第四公式计算总可探测性，所述第四公式包括：
[0031]
τ＝ξ
·
η，
[0032][0033]
其中，τ为所述运载体分离姿态角的总可探测性。
[0034]
一些实施例中，所述基于所述任意两个被运载器之间最小距离的最小值与所述总可探测性对所述分离姿态角进行优化，包括步骤：
[0035]
基于第五公式对所述分离姿态角进行优化，所述第五公式包括：
[0036]
f(x)＝-g(x)
·
h2(x)，
[0037]
g(x)＝d
min
，
[0038][0039]
l(x)＝maxg(x)，
[0040][0041]
其中，f(x)为遗传算法的适应度函数，x为遗传算法的优化变量，n为运载体与被运载器的总分离次数，h(x)为n次运载体与被运载器分离时刻运载体姿态角的总可测性的乘积,l(x)为遗传算法的优化目标,为第i次分离时的分离姿态角对应的总可探测性。
[0042]
另一方面，本发明实施例还提供一种运载体与被运载器分离姿态角优化装置，其特征在于，其包括：
[0043]
被运载器分离运动状态计算模块，其用于根据运载体入轨时刻的初始条件计算各被运载器分离后的运动状态，所述初始条件包括运载体上面级姿态、被运载器安装姿态以及被运载器分离速度；
[0044]
被运载器之间最小距离计算模块，其用于根据所述各被运载器分离后的运动状态计算远场分析起点时刻至终点时刻区间内任意两个被运载器之间最小距离的最小值；
[0045]
总可探测性计算模块，其用于根据运载体运动状态计算运载体上面级与中继卫星的相对位置矢量与运载体相控阵天线法线之间的夹角并结合所述运载体上面级与中继卫星之间被地球遮挡的情况确定运载体分离姿态角的总可探测性；
[0046]
分离姿态角优化模块，其用于根据所述任意两个被运载器之间最小距离的最小值与所述运载体分离姿态角的总可探测性对所述分离姿态角进行优化。
[0047]
一些实施例中，所述被运载器分离运动状态计算模块还用于：
[0048]
基于第一公式计算所述各被运载器分离后的运动状态，所述第一公式包括：
[0049][0050]
x
′n＝xn+[0,0,0,δvxn,δvyn,δvzn]
t
，
[0051]
n∈[1,n]，n为被运载器总数，
[0052]
其中，xn为运载体从入轨点时刻外推至第n个被运载器分离时刻的运动状态，
为运载体与第n个被运载器分离时运载体上面级在发射系下的姿态，为第n个被运载器本体系相对运载体本体系的安装姿态，δvn为第n个被运载器相对发射系的分离速度且其方向沿着分离面法线，为δvn在发射系下的分量，为方向余弦阵，x
′n为第n个被运载器分离后在发射系的运动状态。
[0053]
一些实施例中，所述被运载器之间最小距离计算模块还用于：
[0054]
根据第二公式计算所述远场分析起点时刻至终点时刻区间内任意两个被运载器之间最小距离的最小值，所述第二公式包括：
[0055][0056]
i,j＝1,2,
…
,k,i≠j，
[0057]
t∈[t
qd
,t
zd
]，
[0058]dmin
(i,j)＝mind
ij
(t,i,j)t∈[t
qd
,t
zd
]，
[0059]dmin
＝mind
min
(i,j)，
[0060]
其中，t
qd
为远场分析起点时刻，t
zd
为远场分析终点时刻，d
ij
(t,i,j)为任意两个被运载器之间的距离，x
′i(t),y
′i(t),z
′i(t)为t时刻第i个被运载器在发射系下的位置分量，x
′j(t),y
′j(t),z
′j(t)为t时刻第j个被运载器在发射系下的位置分量，d
min
(i,j)为任意两个被运载器之间最小距离的集合，d
min
任意两个被运载器之间最小距离的最小值。
[0061]
一些实施例中，所述总可探测性计算模块还用于：
[0062]
基于第三公式计算所述运载体上面级与中继卫星的相对位置矢量与运载体相控阵天线法线之间的夹角，所述第三公式包括：
[0063]rrel
＝r
2dg-r
1dg
，
[0064][0065]
其中，θ为运载体上面级与中继卫星的相对位置矢量与运载体相控阵天线法线之间的夹角，r
2dg
为中继卫星位置矢量在地心坐标系下的分量，r
1dg
为运载体上面级位置矢量在地心坐标系下的分量，r
rel
为运载体上面级与中继卫星的相对位置矢量，l
dg
为运载体上面级相控阵天线法线在地心坐标系下的分量；
[0066]
若运载体上面级与中继卫星的连线到地心的距离大于地球半径，则将可见性参数η设为1；
[0067]
若运载体上面级与中继卫星的连线到地心的距离小于或等于地球半径，则计算数量积k且k＝r
rel
·r1dg
，当k＞0时将可见性参数η设为1，否则将可见性参数η设为0；
[0068]
根据第四公式计算总可探测性，所述第四公式包括：
[0069]
τ＝ξ
·
η，
[0070][0071]
其中，τ为所述运载体分离姿态角的总可探测性。
[0072]
一些实施例中，所述分离姿态角优化模块还用于：
[0073]
基于第五公式对所述分离姿态角进行优化，所述第五公式包括：
[0074]
f(x)＝-g(x)
·
h2(x)，
[0075]
g(x)＝d
min
，
[0076][0077]
l(x)＝maxg(x)，
[0078][0079]
其中，f(x)为遗传算法的适应度函数，x为遗传算法的优化变量，n为运载体与被运载器的总分离次数，h(x)为n次运载体与被运载器分离时刻运载体姿态角的总可测性的乘积,l(x)为遗传算法的优化目标,为第i次分离时的分离姿态角对应的总可探测性。
[0080]
本发明提供的技术方案带来的有益效果包括：
[0081]
本发明实施例提供了一种运载体与被运载器分离姿态角优化方法及装置，可综合考虑远场安全性与测控特性约束条件，通过在相应约束条件下设计运载火箭末级(即火箭的最上面一部分)的姿态角，以满足发射任务需求，最终使运载火箭远场安全性与测控特性满足实际工程约束要求。可针对一个运载体发射多个被运载器的发射任务，设计合适的分离姿态角大小，满足被运载器安全的边界要求，确保分离安全性。
附图说明
[0082]
为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0083]
图1为本发明实施例提供的一种运载体与被运载器分离姿态角优化方法的流程示意图；
[0084]
图2为为本发明实施例提供的运载体与被运载器分离的分离面示意图；
[0085]
图3为本发明实施例提供的运载体与被运载器分离阶段优化状态对应的天基测控波束夹角示意图；
[0086]
图4为本发明实施例提供的一种运载体与被运载器分离姿态角优化装置结构示意图。
具体实施方式
[0087]
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
[0088]
如图1所示，本发明实施例提供了一种运载体与被运载器分离姿态角优化方法，其包括步骤：
[0089]
s100:根据运载体入轨时刻的初始条件计算各被运载器分离后的运动状态，所述初始条件包括运载体上面级姿态、被运载器安装姿态以及被运载器分离速度；
[0090]
s200:基于所述各被运载器分离后的运动状态计算远场分析起点时刻至终点时刻区间内任意两个被运载器之间最小距离的最小值；
[0091]
s300:根据运载体运动状态计算运载体上面级与中继卫星的相对位置矢量与运载体相控阵天线法线之间的夹角并结合所述运载体上面级与中继卫星之间被地球遮挡的情况确定运载体分离姿态角的总可探测性；
[0092]
s400:基于所述任意两个被运载器之间最小距离的最小值与所述运载体分离姿态角的总可探测性对所述分离姿态角进行优化。
[0093]
可以理解的是，s100根据运载体入轨时刻的初始条件计算各被运载器分离后的运动状态可作为s200进行远场分析和计算的输入条件。
[0094]
本发明实施例提供一种运载体与被运载器分离姿态角优化方法及装置，可综合考虑远场安全性与测控特性约束条件，通过在相应约束条件下设计运载火箭末级(即火箭的最上面一部分)的姿态角，以满足发射任务需求，最终使运载火箭远场安全性与测控特性满足实际工程约束要求。可针对一个运载体发射多个被运载器的发射任务，设计合适的分离姿态角大小，满足被运载器安全的边界要求，确保分离安全性。
[0095]
一些实施例中，s100可基于第一公式计算所述各被运载器分离后的运动状态，且第一公式包括：
[0096][0097]
x
′n＝xn+[0,0,0,δvxn,δvyn,δvzn]
t
，
[0098]
n∈[1,n]，
[0099]
其中，n为被运载器总数，xn为运载体从入轨点时刻外推至第n个被运载器分离时刻的运动状态，为运载体与第n个被运载器分离时运载体上面级在发射系下的姿态，为第n个被运载器本体系相对运载体本体系的安装姿态，δvn为第n个被运载器相对发射系的分离速度且其方向沿着分离面法线，为δvn在发射系下的分量，为方向余弦阵，x
′n为第n个被运载器分离后在发射系的运动状态。
[0100]
可以理解的是，s100中，初始条件包括运载体入轨点时刻t0以及其在发射系下运动状态x0、运载体与被运载器分离时序及每次分离的姿态角、被运载器分离速度与被运载器安装角度。以运载体入轨点t0时刻发射系运动状态x0作为远场分析计算的初值，则x0可表
示为x0＝[x0,y0,z0,v
0x
,v
0y
,v
0z
]
t
；根据预先设计的运载体与被运载器分离时序，从t0时刻运动状态x0外推至第一次运载体与被运载器分离t1时刻的运动状态即为x1。
[0101]
可以理解的是，第一次运载体与被运载器分离时刻，运载体上面级在发射系下的姿态记为：被运载器本体系相对运载体本体系的安装姿态记为：被运载器相对发射系的分离速度大小为δv1，方向沿着分离面法线。一般地，分离面法线与被运载器本体系x轴重合(如图2所示)。其中，运载体本体系与被运载器本体系可参照飞行器本体坐标系定义。
[0102]
因此分离速度在发射系下的分量为：
[0103][0103]
且为方向余弦阵,旋转顺序可设为3-2-1(即旋转顺序是先绕z轴，再绕y轴，最后绕x轴旋转)。
[0104]
则被运载器分离后在发射系的运动状态为：
[0105]
x
′1＝x1+[0,0,0,δvx1,δvy1,δvz1]
t
；
[0106]
可依此当n取1至n时，计算所有被运载器分离后在发射系的运动状态x
′n。
[0107]
可优选地，在计算过程中考虑j2项摄动(即设定地球为非完美球体，引力场由无数阶勒让德多项式组成，并只考虑到第二级展开)。
[0108]
一些实施例中，s200可根据第二公式计算所述远场分析起点时刻至终点时刻区间内任意两个被运载器之间最小距离的最小值，且第二公式包括：
[0109][0110]
i,j＝1,2,
…
,k,i≠j，
[0111]
t∈[t
qd
,t
zd
]，
[0112]dmin
(i,j)＝mind
ij
(t,i,j)t∈[t
qd
,t
zd
]，
[0113]dmin
＝mind
min
(i,j)，
[0114]
其中，t
qd
为远场分析起点时刻，t
zd
为远场分析终点时刻，d
ij
(t,i,j)为任意两个被运载器之间的距离，x
′i(t),y
′i(t),z
′i(t)为t时刻第i个被运载器在发射系下的位置分量，x
′j(t),y
′j(t),z
′j(t)为t时刻第j个被运载器在发射系下的位置分量，d
min
(i,j)为任意两个被运载器之间最小距离的集合，d
min
任意两个被运载器之间最小距离的最小值。
[0115]
可以理解的是，s200实质是为了对各被运载器进行远场安全性分析，其中，远场分析起点时刻t
qd
可取最后一次运载体与被运载器分离后的某个时刻，作为远场安全分析计算的时间起点；远场分析终点时刻t
zd
的取值由起点时刻t
qd
和远场分析时间间隔决定，如果分析自起点时刻n天(时间区间记为t
n day
)以内的远场安全性，则t
zd
＝t
qd
+t
n day
；第二公式中任意两个被运载器之间的距离是以各被运载器分离时刻(该时刻在t
qd
之前)的轨道根数作为初值。
[0116]
一些实施例中，s300包括步骤：
[0117]
s310:基于第三公式计算所述运载体上面级与中继卫星的相对位置矢量与运载体相控阵天线法线之间的夹角，所述第三公式包括：
[0118]rrel
＝r
2dg-r
1dg
，
[0119][0120]
其中，θ为运载体上面级与中继卫星的相对位置矢量与运载体相控阵天线法线之间的夹角，r
2dg
为中继卫星位置矢量在地心坐标系下的分量，r
1dg
为运载体上面级位置矢量在地心坐标系下的分量，r
rel
为运载体上面级与中继卫星的相对位置矢量，l
dg
为运载体上面级相控阵天线法线在地心坐标系下的分量；
[0121]
s320:若运载体上面级与中继卫星的连线到地心的距离大于地球半径，则将可见性参数η设为1；
[0122]
s321：若运载体上面级与中继卫星的连线到地心的距离小于或等于地球半径，则计算数量积k且k＝r
rel
·r1dg
，当k＞0时将可见性参数η设为1，否则将可见性参数η设为0；
[0123]
s330:根据第四公式计算总可探测性且第四公式包括：
[0124]
τ＝ξ
·
η，
[0125][0126]
其中，τ为所述运载体分离姿态角的总可探测性，也可表示为即第i次分离时的分离姿态角对应的总可探测性。
[0127]
需要说明的是，运载体上面级位置矢量由地心指向运载体上面级质心，中继卫星位置矢量由地心指向中继卫星质心；运载体上面级相控阵天线法线l与相对位置矢量r
rel
之间的夹角θ即为波束角θ，取值区间为θ∈[0,180]。
[0128]
根据运载体运动状态计算运载体上面级与中继卫星的相对位置矢量与运载体相控阵天线法线之间的夹角时，需要提前获取中继卫星在地心坐标系下的位置r
2dg
、运载体上面级发射系下位置矢量r
1fs
、姿态以及相控阵天线安装方位；在将运载体上面级位置矢量转换为运载体上面级位置矢量在地心坐标系下的分量r
1dg
，以及将中继卫星位置矢量转换为中继卫星位置矢量在地心坐标系下的分量r
2dg
时可通过将地心坐标系与发射系进行坐标转换实现。
[0129]
可以理解的是，根据运载体运动状态计算运载体上面级与中继卫星的相对位置矢量与运载体相控阵天线法线之间的夹角的过程中需要考虑是否被地球遮挡。可见性η取值0或1，其表示运载体上面级与中继卫星之间是否被地球遮挡，无地球遮挡时，η＝1；有地球遮挡时，η＝0。
[0130]
可以理解的是，s330中计算的τ是针对所有被运载器分离时运载体分离姿态角的总可探测性。
[0131]
一些实施例中，s400中可基于第五公式对所述分离姿态角进行优化，且第五公式包括：
[0132]
f(x)＝-g(x)
·
h2(x)，
[0133]
g(x)＝d
min
，
[0134][0135]
l(x)＝maxg(x)，
[0136][0137]
其中，f(x)为遗传算法的适应度函数，x为遗传算法的优化变量，n为运载体与被运载器的总分离次数，h(x)为n次运载体与被运载器分离时刻运载体姿态角的总可测性的乘积,l(x)为遗传算法的优化目标。
[0138]
可以理解的是，s400是基于遗传算法对运载体与被运载器分离姿态进行优化，其中，优化变量x可取运载体与被运载器分离时序、姿态角、分离速度、被运载器安装角度等变量。可优选地，若涉及n次运载体与被运载器分离，共n组运载体与被运载器分离时刻的姿态角，可取优化变量为分离姿态初值x0由经验给定，主要考虑调姿能力以及可测性。优化范围以初值为基础，上限xu＝x0+δx0为基础值加固定偏移量，下限x
l
＝x
0-δx0为基础值减固定偏移量。
[0139]
适应度函数f(x)设计为：f(x)＝-g(x)
·
h2(x)，g(x)＝d
min
为远场分析起点时刻至终点时刻区间内任意两个被运载器之间最小距离的最小值；本发明实施例采用的遗传算法可使用行业软件matlab软件遗传算法工具箱直接使用。优化范围就是寻最大的最小值，编码、初始化体、如何产生新一代，如何评价算法内部均有考虑，停止条件为遗传代数，一般考虑为100代。
[0140]
如图3所示，运载体与被运载器分离阶段优化状态对应的天基测控波束夹角(即波束角θ)。其中，横坐标表示飞行时间，纵坐标表示探测角度，上面曲线结果为102号中继卫星对应的天基测控波束夹角，其优化目标不小于30，表示满足可测；下面曲线结果为201号中继卫星对应的天基测控波束夹角，其优化目标不大于30，表示满足可测。
[0141]
在一个优选的实施例中，在某运载体发射14个被运载器任务时采用运载体与被运载器分离姿态角设计方法，将远场数据中被运载器之间的最小距离由150m整体提高到500m，远场安全性得到了明显提高。
[0142]
本发明实施例提供的一种运载体与被运载器分离姿态角优化方法可以灵活设计运载体与被运载器分离姿态角大小，满足远场安全性与测控特性约束，可有效减少姿态角优化设计时间，达到快速优化总体设计方案的目标；且设计方法简单，工程上易于实现。
[0143]
另一方面，如图4所示，本发明实施例还提供一种运载体与被运载器分离姿态角优化装置，其包括：
[0144]
被运载器分离运动状态计算模块，其用于根据运载体入轨时刻的初始条件计算各被运载器分离后的运动状态，所述初始条件包括运载体上面级姿态、被运载器安装姿态以及被运载器分离速度；
[0145]
被运载器之间最小距离计算模块，其用于根据所述各被运载器分离后的运动状态计算远场分析起点时刻至终点时刻区间内任意两个被运载器之间最小距离的最小值；
[0146]
总可探测性计算模块，其用于根据运载体运动状态计算运载体上面级与中继卫星的相对位置矢量与运载体相控阵天线法线之间的夹角并结合所述运载体上面级与中继卫星之间被地球遮挡的情况确定运载体分离姿态角的总可探测性；
[0147]
分离姿态角优化模块，其用于根据所述任意两个被运载器之间最小距离的最小值与所述运载体分离姿态角的总可探测性对所述分离姿态角进行优化。
[0148]
一些实施例中，被运载器分离运动状态计算模块还用于：
[0149]
基于第一公式计算所述各被运载器分离后的运动状态，所述第一公式包括：
[0150][0151]
x
′n＝xn+[0,0,0,δvxn,δvyn,δvzn]
t
，
[0152]
n∈[1,n]，n为被运载器总数，
[0153]
其中，xn为运载体从入轨点时刻外推至第n个被运载器分离时刻的运动状态，为运载体与第n个被运载器分离时运载体上面级在发射系下的姿态，为第n个被运载器本体系相对运载体本体系的安装姿态，δvn为第n个被运载器相对发射系的分离速度且其方向沿着分离面法线，为δvn在发射系下的分量，为方向余弦阵，x
′n为第n个被运载器分离后在发射系的运动状态。
[0154]
一些实施例中，被运载器之间最小距离计算模块还用于：
[0155]
根据第二公式计算所述远场分析起点时刻至终点时刻区间内任意两个被运载器之间最小距离的最小值，所述第二公式包括：
[0156][0157]
i,j＝1,2,
…
,k,i≠j，
[0158]
t∈[t
qd
,t
zd
]，
[0159]dmin
(i,j)＝mind
ij
(t,i,j)t∈[t
qd
,t
zd
]，
[0160]dmin
＝mind
min
(i,j)，
[0161]
其中，t
qd
为远场分析起点时刻，t
zd
为远场分析终点时刻，d
ij
(t,i,j)为任意两个被运载器之间的距离，x
′i(t),y
′i(t),z
′i(t)为t时刻第i个被运载器在发射系下的位置分量，x
′j(t),y
′j(t),z
′j(t)为t时刻第j个被运载器在发射系下的位置分量，d
min
(i,j)为任意两个被运载器之间最小距离的集合，d
min
任意两个被运载器之间最小距离的最小值。
[0162]
一些实施例中，总可探测性计算模块还用于：
[0163]
基于第三公式计算所述运载体上面级与中继卫星的相对位置矢量与运载体相控阵天线法线之间的夹角，所述第三公式包括：
[0164]rrel
＝r
2dg-r
1dg
，
[0165][0166]
其中，θ为运载体上面级与中继卫星的相对位置矢量与运载体相控阵天线法线之间的夹角，r
2dg
为中继卫星位置矢量在地心坐标系下的分量，r
1dg
为运载体上面级位置矢量在地心坐标系下的分量，r
rel
为运载体上面级与中继卫星的相对位置矢量，l
dg
为运载体上面级相控阵天线法线在地心坐标系下的分量；
[0167]
若运载体上面级与中继卫星的连线到地心的距离大于地球半径，则将可见性参数
η设为1；
[0168]
若运载体上面级与中继卫星的连线到地心的距离小于或等于地球半径，则计算数量积k且k＝r
rel
·r1dg
，当k＞0时将可见性参数η设为1，否则将可见性参数η设为0；
[0169]
根据第四公式计算总可探测性，所述第四公式包括：
[0170]
τ＝ξ
·
η，
[0171][0172]
其中，τ为所述运载体分离姿态角的总可探测性。
[0173]
一些实施例中，分离姿态角优化模块还用于：
[0174]
基于第五公式对所述分离姿态角进行优化，所述第五公式包括：
[0175]
f(x)＝-g(x)
·
h2(x)，
[0176]
g(x)＝d
min
，
[0177][0178]
l(x)＝maxg(x)，
[0179][0180]
其中，f(x)为遗传算法的适应度函数，x为遗传算法的优化变量，n为运载体与被运载器的总分离次数，h(x)为n次运载体与被运载器分离时刻运载体姿态角的总可测性的乘积,l(x)为遗传算法的优化目标。
[0181]
本领域普通技术人员可以理解，上文中所公开方法中的全部或某些步骤、系统、装置中的功能模块/单元可以被实施为软件、固件、硬件及其适当的组合。在硬件实施方式中，在以上描述中提及的功能模块/单元之间的划分不一定对应于物理组件的划分；例如，一个物理组件可以具有多个功能，或者一个功能或步骤可以由若干物理组件合作执行。某些物理组件或所有物理组件可以被实施为由处理器，如中央处理器、数字信号处理器或微处理器执行的软件，或者被实施为硬件，或者被实施为集成电路，如专用集成电路。这样的软件可以分布在计算机可读存储介质上，计算机可读存储介质可以包括计算机可读存储介质(或非暂时性介质)和通信介质(或暂时性介质)。
[0182]
在本发明的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
[0183]
需要说明的是，在本发明中，诸如“第一”和“第二”等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作
之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个
……”
限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。
[0184]
以上所述仅是本发明的具体实施方式，使本领域技术人员能够理解或实现本发明。对这些实施例的多种修改对本领域的技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本发明的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本发明将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所申请的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。
技术特征：
1.一种运载体与被运载器分离姿态角优化方法，其特征在于，其包括步骤：根据运载体入轨时刻的初始条件计算各被运载器分离后的运动状态，所述初始条件包括运载体上面级姿态、被运载器安装姿态以及被运载器分离速度；基于所述各被运载器分离后的运动状态计算远场分析起点时刻至终点时刻区间内任意两个被运载器之间最小距离的最小值；根据运载体运动状态计算运载体上面级与中继卫星的相对位置矢量与运载体相控阵天线法线之间的夹角并结合所述运载体上面级与中继卫星之间被地球遮挡的情况确定运载体分离姿态角的总可探测性；基于所述任意两个被运载器之间最小距离的最小值与所述运载体分离姿态角的总可探测性对所述分离姿态角进行优化。2.如权利要求1所述的一种运载体与被运载器分离姿态角优化方法，其特征在于，所述根据运载体入轨时刻的初始条件计算各被运载器分离后的运动状态，包括步骤：基于第一公式计算所述各被运载器分离后的运动状态，所述第一公式包括：x
′
n
＝x
n
+[0,0,0,δvx
n
,δvy
n
,δvz
n
]
t
，n∈[1,n]，其中，n为被运载器总数，x
n
为运载体从入轨点时刻外推至第n个被运载器分离时刻的运动状态，为运载体与第n个被运载器分离时运载体上面级在发射系下的姿态，为第n个被运载器本体系相对运载体本体系的安装姿态，δv
n
为第n个被运载器相对发射系的分离速度且其方向沿着分离面法线，为δv
n
在发射系下的分量，为方向余弦阵，x
′
n
为第n个被运载器分离后在发射系的运动状态。3.如权利要求2所述的一种运载体与被运载器分离姿态角优化方法，其特征在于，所述基于所述各被运载器分离后的运动状态计算远场分析起点时刻至终点时刻区间内任意两个被运载器之间最小距离的最小值，包括步骤：根据第二公式计算所述远场分析起点时刻至终点时刻区间内任意两个被运载器之间最小距离的最小值，所述第二公式包括：i,j＝1,2,
…
,k,i≠j，t∈[t
qd
,t
zd
]，d
min
(i,j)＝min d
ij
(t,i,j)t∈[t
qd
,t
zd
]，d
min
＝min d
min
(i,j)，其中，t
qd
为远场分析起点时刻，t
zd
为远场分析终点时刻，d
ij
(t,i,j)为任意两个被运载器之间的距离，x
′
i
(t),y
′
i
(t),z
′
i
(t)为t时刻第i个被运载器在发射系下的位置分量，x
′
j
(t),y
′
j
(t),z
′
j
(t)为t时刻第j个被运载器在发射系下的位置分量，d
min
(i,j)为任意两个被
运载器之间最小距离的集合，d
min
任意两个被运载器之间最小距离的最小值。4.如权利要求3所述的一种运载体与被运载器分离姿态角优化方法，其特征在于，所述根据运载体运动状态计算运载体上面级与中继卫星的相对位置矢量与运载体相控阵天线法线之间的夹角并结合所述运载体上面级与中继卫星之间被地球遮挡的情况确定运载体分离姿态角的总可探测性，包括步骤：基于第三公式计算所述运载体上面级与中继卫星的相对位置矢量与运载体相控阵天线法线之间的夹角，所述第三公式包括：r
rel
＝r
2dg-r
1dg
，其中，θ为运载体上面级与中继卫星的相对位置矢量与运载体相控阵天线法线之间的夹角，r
2dg
为中继卫星位置矢量在地心坐标系下的分量，r
1dg
为运载体上面级位置矢量在地心坐标系下的分量，r
rel
为运载体上面级与中继卫星的相对位置矢量，l
dg
为运载体上面级相控阵天线法线在地心坐标系下的分量；若运载体上面级与中继卫星的连线到地心的距离大于地球半径，则将可见性参数η设为1；若运载体上面级与中继卫星的连线到地心的距离小于或等于地球半径，则计算数量积k且k＝r
rel
·
r
1dg
，并当k＞0时将可见性参数η设为1，否则将可见性参数η设为0；根据第四公式计算总可探测性，所述第四公式包括：τ＝ξ
·
η，其中，τ为所述运载体分离姿态角的总可探测性。5.如权利要求4所述的一种运载体与被运载器分离姿态角优化方法，其特征在于，所述基于所述任意两个被运载器之间最小距离的最小值与所述总可探测性对所述分离姿态角进行优化，包括步骤：基于第五公式对所述分离姿态角进行优化，所述第五公式包括：f(x)＝-g(x)
·
h2(x)，g(x)＝d
min
，l(x)＝maxg(x)，其中，f(x)为遗传算法的适应度函数，x为遗传算法的优化变量，n为运载体与被运载器的总分离次数，h(x)为n次运载体与被运载器分离时刻运载体姿态角的总可测性的乘积,l(x)为遗传算法的优化目标，为第i次分离时的分离姿态角对应的总可探测性。
6.一种运载体与被运载器分离姿态角优化装置，其特征在于，其包括：被运载器分离运动状态计算模块，其用于根据运载体入轨时刻的初始条件计算各被运载器分离后的运动状态，所述初始条件包括运载体上面级姿态、被运载器安装姿态以及被运载器分离速度；被运载器之间最小距离计算模块，其用于根据所述各被运载器分离后的运动状态计算远场分析起点时刻至终点时刻区间内任意两个被运载器之间最小距离的最小值；总可探测性计算模块，其用于根据运载体运动状态计算运载体上面级与中继卫星的相对位置矢量与运载体相控阵天线法线之间的夹角并结合所述运载体上面级与中继卫星之间被地球遮挡的情况确定运载体分离姿态角的总可探测性；分离姿态角优化模块，其用于根据所述任意两个被运载器之间最小距离的最小值与所述运载体分离姿态角的总可探测性对所述分离姿态角进行优化。7.如权利要求6所述的一种运载体与被运载器分离姿态角优化装置，其特征在于，所述被运载器分离运动状态计算模块还用于：基于第一公式计算所述各被运载器分离后的运动状态，所述第一公式包括：x
′
n
＝x
n
+[0,0,0,δvx
n
,δvy
n
,δvz
n
]
t
，n∈[1,n]，其中，n为被运载器总数，x
n
为运载体从入轨点时刻外推至第n个被运载器分离时刻的运动状态，为运载体与第n个被运载器分离时运载体上面级在发射系下的姿态，为第n个被运载器本体系相对运载体本体系的安装姿态，δv
n
为第n个被运载器相对发射系的分离速度且其方向沿着分离面法线，为δv
n
在发射系下的分量，为方向余弦阵，x
′
n
为第n个被运载器分离后在发射系的运动状态。8.如权利要求6所述的一种运载体与被运载器分离姿态角优化装置，其特征在于，所述被运载器之间最小距离计算模块还用于：根据第二公式计算所述远场分析起点时刻至终点时刻区间内任意两个被运载器之间最小距离的最小值，所述第二公式包括：i,j＝1,2,
…
,k,i≠j，t∈[t
qd
,t
zd
]，d
min
(i,j)＝min d
ij
(t,i,j)t∈[t
qd
,t
zd
]，d
min
＝min d
min
(i,j)，其中，t
qd
为远场分析起点时刻，t
zd
为远场分析终点时刻，d
ij
(t,i,j)为任意两个被运载器之间的距离，x
′
i
(t),y
′
i
(t),z
′
i
(t)为t时刻第i个被运载器在发射系下的位置分量，x
′
j
(t),y
′
j
(t),z
′
j
(t)为t时刻第j个被运载器在发射系下的位置分量，d
min
(i,j)为任意两个被运载器之间最小距离的集合，d
min
任意两个被运载器之间最小距离的最小值。
9.如权利要求6所述的一种运载体与被运载器分离姿态角优化装置，其特征在于，所述总可探测性计算模块还用于：基于第三公式计算所述运载体上面级与中继卫星的相对位置矢量与运载体相控阵天线法线之间的夹角，所述第三公式包括：r
rel
＝r
2dg-r
1dg
，其中，θ为运载体上面级与中继卫星的相对位置矢量与运载体相控阵天线法线之间的夹角，r
2dg
为中继卫星位置矢量在地心坐标系下的分量，r
1dg
为运载体上面级位置矢量在地心坐标系下的分量，r
rel
为运载体上面级与中继卫星的相对位置矢量，l
dg
为运载体上面级相控阵天线法线在地心坐标系下的分量；若运载体上面级与中继卫星的连线到地心的距离大于地球半径，则将可见性参数η设为1；若运载体上面级与中继卫星的连线到地心的距离小于或等于地球半径，则计算数量积k且k＝r
rel
·
r
1dg
，当k＞0时将可见性参数η设为1，否则将可见性参数η设为0；根据第四公式计算总可探测性，所述第四公式包括：τ＝ξ
·
η，其中，τ为所述运载体分离姿态角的总可探测性。10.如权利要求6所述的一种运载体与被运载器分离姿态角优化装置，其特征在于，所述分离姿态角优化模块还用于：基于第五公式对所述分离姿态角进行优化，所述第五公式包括：f(x)＝-g(x)
·
h2(x)，g(x)＝d
min
，l(x)＝maxg(x)，其中，f(x)为遗传算法的适应度函数，x为遗传算法的优化变量，n为运载体与被运载器的总分离次数，h(x)为n次运载体与被运载器分离时刻运载体姿态角的总可测性的乘积,l(x)为遗传算法的优化目标,为第i次分离时的分离姿态角对应的总可探测性。
技术总结
本申请涉及一种运载体与被运载器分离姿态角优化方法及装置，其包括，根据运载体入轨时刻的初始条件计算各被运载器分离后的运动状态；基于各被运载器分离后的运动状态计算远场分析起点时刻至终点时刻区间内任意两个被运载器之间最小距离的最小值；根据运载体运动状态计算运载体上面级与中继卫星的相对位置矢量与运载体相控阵天线法线之间的夹角并结合运载体上面级与中继卫星之间被地球遮挡的情况确定运载体分离姿态角的总可探测性；基于任意两个被运载器之间最小距离的最小值与运载体分离姿态角的总可探测性对所述分离姿态角进行优化。满足被运载器安全的边界要求，确保分离安全性。保分离安全性。保分离安全性。
