[发明专利]一种卫星入轨成功评判方法

摘要

一种卫星入轨成功评判方法，依据卫星入轨的半长轴偏差|Δa|、倾角偏差|Δi|和偏心率偏差|Δe|等轨道量判定是否分别满足运载火箭给定的最大偏差|ΔaL|、|ΔiL|和|ΔeL|，若均满足则入轨结果为“圆满成功”。上述条件有一项或多项不满足时，除保障在轨正常维持或进行既定变轨任务消耗的燃料之外，根据燃料余量分别估算半长轴、倾角和偏心率能够修正的最大偏差值，将各项值加权相加，当总和小于1时入轨结果为“成功”。使用所有燃料量分别估算各项偏差能够修正的最大值，加权相加，当总和小于1时入轨结果为“基本成功”。使用图形法对上述三种成功结果的边界进行划分，定义三种不同成功类型的区域范围。进行入轨成功评判时，用实际的入轨偏差查找区域归属，给出本次发射的成功类型。

主权项

一种卫星入轨成功评判方法，其特征在于实现步骤如下：（1）依据卫星入轨的半长轴偏差|Δa|、倾角偏差|Δi|和偏心率偏差|Δe|等轨道量判定是否分别满足运载火箭给定的最大偏差|ΔaL|、|ΔiL|和|ΔeL|； | Δa | ≤ | Δ a L | | Δi | ≤ | Δ i L | | Δe | ≤ | Δ e L | - - - ( 1 ) 以上不等式均成立时，入轨结果为“圆满成功”；（2）除保障在轨正常维持或进行既定变轨任务消耗的燃料之外，根据燃料余量分别估算半长轴|Δamax|、倾角|Δimax|和偏心率|Δemax|能够修正的最大偏差值，各项偏差的最大值计算公式如下： | Δ a max | = - 2 a 3 2 Ig · In ( 1 - Δm M ) μ - - - ( 2 ) | Δ i max | = - 0.69244 Ig a 4 · In ( 1 - Δm M ) μ R e 3.5 sin i - - - ( 3 ) | Δ e max | = | Δ a max | a - - - ( 4 ) 其中，a为卫星标称半长轴，i为标称倾角，I为发动机额定真空比，g为重力加速度，Δm为能够使用的燃料量，M为卫星质量，Re为地球半径，μ为地球引力常数；不等式组（1）中有一个或者多个不成立，且以下不等式成立时，入轨结果为“成功”； | Δa | | Δ a max | + | Δi | | Δ i max | + | Δe | | Δ e max | < 1 - - - ( 5 ) （3）按照所述步骤（2），使用所有燃料量再次分别估算半长轴、倾角和偏心率能够修正的最大偏差值；当所述步骤（2）中不等式（5）不成立，且使用所有燃料量计算的加权相加能够使得不等式（5）成立，则入轨结果为“基本成功”；（4）使用图形法对所述步骤（1）～（3）中三种成功结果的边界进行划分，定义三种不同成功类型的区域范围，边界条件如下式： | Δa | | Δ a max | + | Δi | | Δ i max | + | Δe | | Δ e max | = 1 - - - ( 6 ) 将|Δa|和|Δi|的取值范围分别设定为[0,|Δamax|]、[0,|Δimax|]，循环计算不同向量(|Δa|,|Δi|)对应的|Δe|值，所有满足公式（6）的(|Δa|,|Δi|,|Δe|)在三维空间分布即为相应成功类型的边界；（5）进行入轨成功评判时，在图中直接将实际的入轨偏差进行区域归属查找，给出本次发射的成功类型。