1.适用于地球同步卫星混合推进入轨的联合优化方法，其特征在于，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Δv1,1和Δv1,2；

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Δv2,1和Δv2,2；

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。

2.如权利要求1所述的适用于地球同步卫星混合推进入轨的联合优化方法，其特征在于，所述步骤1具体包括：

设定近地点高度、远地点高度和倾角分别为hp0、ha0、i0，则初始轨道的半长轴为：a0＝re+(hp0+ha0)/2      (1)式(1)中，下标p和a分别代表近地点和远地点，re代表地球赤道半径，取值re＝6378km；

确定目标同步轨道半径为rs＝42165km；

确定设计变量：

T

x＝[x1 x2 x3]       (2)式(2)中，x1,x2,x3取值范围都是[0,1]，确定过渡轨道的近地距、远地距和倾角的取值范围分别为[hpmin,hpmax]，[hamin,hamax]，[imin,imax]，则过渡轨道的近地距rptrans、远地距ratrans和倾角itrans分别表示为：rptrans＝re+hpmin+x1(hpmax‑hpmin)          (3)ratrans＝re+hamin+x2(hamax‑hamin)       (4)itrans＝imin+x3(imax‑imin)      (5)其中近地距取值不能大于远地距rptrans≤ratrans。

3.如权利要求2所述的适用于地球同步卫星混合推进入轨的联合优化方法，其特征在于，所述步骤2中得到的两次脉冲控制量Δv1,1和Δv1,2表示为：式(6)中，rp0为火箭入轨的近地点地心距离；atrans1为第一批次推进的第一次控制后半长轴，表示为：

atrans1＝(rp0+ratrans)/2              (8)式(7)中，vtrans2‑为第一批次推进的第二次脉冲控制施加前的速度，表示为：

3 2

式(9)中，μ＝398600.44km/s为地球引力常数；

式(7)中，vtrans2为第一批次推进的第二次脉冲控制施加后的速度，表示为：式(10)中，atrans2为第一批次推进的第二次控制后半长轴，表示为：atrans2＝(rptrans+ratrans)/2       (11)。

4.如权利要求3所述的适用于地球同步卫星混合推进入轨的联合优化方法，其特征在于，所述步骤3中得到的两次脉冲控制量Δv2,1和Δv2,2表示为：式(12)中，vtrans3为第二批次推进第一次控制后的速度，表示为：式(14)中，atrans3为第二批次推进的第一次控制后半长轴，表示为：atrans3＝(rs+ratrans)/2       (15)。

5.如权利要求4所述的适用于地球同步卫星混合推进入轨的联合优化方法，其特征在于，所述步骤4中建立的目标函数是最小化第二批次推进的速度增量，约束条件是第一批次推进速度增量之和不超过最大速度增量Δvmax，表示为：式(16)中，Δvmax根据火箭方程获得：Δvmax＝cln(m0/(m0‑mfuel))    (17)式(17)中，m0和mfuel分别表示初始质量和第一批次推进携带燃料；c＝Ispge，Isp表示第一2

批次推进的比冲，单位为s；ge＝9.80665m/s是地球重力常数。

6.如权利要求5所述的适用于地球同步卫星混合推进入轨的联合优化方法，其特征在于，所述步骤4中采用matlab fmincon优化求解。