CN110979737A

CN110979737A - 确定运载火箭关机时机的方法、装置及运载火箭

Info

Publication number: CN110979737A
Application number: CN201911038719.3A
Authority: CN
Inventors: 徐国光; 尤刘球; 彭小波
Original assignee: Beijing Interstellar Glory Space Technology Co Ltd
Current assignee: Beijing Star Glory Space Technology Co Ltd
Priority date: 2019-10-29
Filing date: 2019-10-29
Publication date: 2020-04-10
Anticipated expiration: 2039-10-29
Also published as: CN110979737B

Abstract

本发明涉及运载火箭制导控制技术领域，具体涉及确定运载火箭半长轴关机时机的方法、装置及运载火箭，其中方法包括：获取目标火箭的目标轨道半长轴以及半长轴补偿量；其中，所述半长轴补偿量为所述目标火箭的发动机后效引起的；获取目标火箭在当前轨道的半长轴；根据所述当前轨道的半长轴、所述半长轴补偿量以及所述目标轨道半长轴，确定发出关机指令的时机。由于目标火箭的发动机后效可以给目标火箭带来一部分速度增量，因此，结合由于发动机后效所引起的半长轴补偿量确定关机指令的时机，可以保证关机时机确定的准确性，从而可以提高运载火箭入轨的精度。

Description

确定运载火箭关机时机的方法、装置及运载火箭

技术领域

本发明涉及运载火箭制导控制技术领域，具体涉及确定运载火箭关机时机的方法、装置及运载火箭。

背景技术

运载火箭指将人造地球卫星、载人飞船、空间站或行星际探测器等各种航天器送入太空的航天器。火箭从地面起飞直到进入最终轨道要经过以下几个飞行阶段：大气层内飞行段、等角速度程序飞行段，或者对于高轨道或行星际任务也可以包括过渡轨道。当运载火箭进入预定轨道时，就需要执行关机指令。

现有的运载火箭一般采用入轨段关机判别方法为判断实时计算的轨道半长轴是否大于或等于预设的半长轴，在计算出的轨道半长轴大于或等于预设的半长轴时，执行关机指令。

发明内容

有鉴于此，本发明实施例提供了一种确定运载火箭关机时机的方法、装置及运载火箭，以解决确定运载火箭关机时机的问题。

根据第一方面，本发明实施例提供了一种确定运载火箭半长轴关机时机的方法，包括：

获取目标火箭的目标轨道半长轴以及半长轴补偿量；其中，所述半长轴补偿量为所述目标火箭的发动机后效引起的；

获取目标火箭在当前轨道的半长轴；

根据所述当前轨道的半长轴、所述半长轴补偿量以及所述目标轨道半长轴，确定发出关机指令的时机。

本发明实施例提供的确定运载火箭半长轴关机时机的方法，由于目标火箭的发动机后效可以给目标火箭带来一部分速度增量，因此，结合由于发动机后效所引起的半长轴补偿量确定关机指令的时机，可以保证关机时机确定的准确性，从而可以提高运载火箭入轨的精度。

结合第一方面，在第一方面第一实施方式中，所述根据所述当前轨道的半长轴、所述半长轴补偿量以及所述目标轨道半长轴，确定发出关机指令的时机，包括：

判断所述当前轨道的半长轴与所述半长轴补偿量之和是否大于所述目标轨道半长轴；

当所述当前轨道的半长轴与所述半长轴补偿量之和大于所述目标轨道半长轴时，确定发出所述关机指令。

本发明实施例提供的确定运载火箭半长轴关机时机的方法，将由于发动机后效所带来的半长轴补偿量加入当前轨道的半长轴中，以对当前轨道的半长轴进行补偿，可以提高关机时机确定的准确性。

结合第一方面，在第一方面第二实施方式中，所述根据所述当前轨道的半长轴、所述半长轴补偿量以及所述目标轨道半长轴，确定发出关机指令的时机，包括：

利用所述当前轨道的半长轴，计算所述当前轨道的半长轴变化率；

基于所述当前轨道的半长轴、所述半长轴补偿量、所述半长轴变化率以及所述目标轨道半长轴，确定发出关机指令的时机。

本发明实施例提供的确定运载火箭半长轴关机时机的方法，由于从发送指令到执行指令之间会存在一定的延时，而这段延时时间内当前轨道的半长轴也是发生变化的，因此利用当前轨道的半长轴计算当前轨道的半长轴变化率，以对半长轴进行补偿，进一步提高了关机指令确定的准确性。

结合第一方面第二实施方式，在第一方面第三实施方式中，采用如下公式计算所述半长轴变化率：

式中，

其中，

为所述半长轴变化率；a为所述当前轨道的半长轴；GM为地球引力常数；

为目标火箭的地心矢量在发射惯性系的投影；r为目标火箭的地心距，

为目标火箭的速度矢量在发射惯性系的投影；V_i为目标火箭的速度大小；

为目标火箭的视加速度矢量在发射惯性系的投影；

为目标火箭所处位置的重力加速度矢量在发射惯性系的投影；符号·表示向量点乘。

结合第一方面第二实施方式或第一方面第三实施方式，在第一方面第四实施方式中，所述基于所述当前轨道的半长轴、所述半长轴补偿量、所述半长轴变化率以及所述目标轨道半长轴，确定发出关机指令的时机，包括：

获取所述目标火箭的计算周期；

计算所述半长轴变化率与所述计算周期的乘积，计算所述半长轴变化量；其中，所述半长轴变化量为发送指令与执行指令之间的时间延迟所引起的半长轴变化；

判断计算所述当前轨道的半长轴、所述半长轴补偿量以及所述半长轴变化量的之和是否大于所述目标轨道半长轴；

当所述当前轨道的半长轴、所述半长轴补偿量以及所述半长轴变化量的之和大于所述目标轨道半长轴时，确定发出所述关机指令。

本发明实施例提供的确定运载火箭半长轴关机时机的方法，从发出指令到执行指令存在一个计算周期的延迟，在一个计算周期的时间内，半长轴变化量可以通过半长轴变化率与计算周期的乘积计算得到，可以简化计算过程。

结合第一方面第四实施方式，在第一方面第五实施方式中，采用如下公式确定发出所述关机指令：

其中，

为所述半长轴变化率；a为所述当前轨道的半长轴；Δa为所述半长轴补偿量；T为所述计算周期；a^*为所述目标轨道半长轴。

根据第二方面，本发明实施例提供了一种确定运载火箭半长轴关机时机的装置，包括：

第一获取模块，用于获取目标火箭的目标轨道半长轴以及半长轴补偿量；其中，所述半长轴补偿量为所述目标火箭的发动机后效引起的；

第二获取模块，用于获取目标火箭在当前轨道的半长轴；

关机指令确定模块，用于根据所述当前轨道的半长轴、所述半长轴补偿量以及所述目标轨道半长轴，确定发出关机指令的时机。

本发明实施例提供的确定运载火箭半长轴关机时机的装置，由于目标火箭的发动机后效可以给目标火箭带来一部分速度增量，因此，结合由于发动机后效所引起的半长轴补偿量确定关机指令的时机，可以保证关机时机确定的准确性，从而可以提高运载火箭入轨的精度。

结合第二方面，在第二方面第一实施方式中，所述关机指令确定模块，包括：

判断单元，用于判断所述当前轨道的半长轴与所述半长轴补偿量之和是否大于所述目标轨道半长轴；

关机指令确定单元，用于当所述当前轨道的半长轴与所述半长轴补偿量之和大于所述目标轨道半长轴时，确定发出所述关机指令。

根据第三方面，本发明实施例提供了一种运载火箭，包括：存储器和处理器，所述存储器和所述处理器之间互相通信连接，所述存储器中存储有计算机指令，所述处理器通过执行所述计算机指令，从而执行第一方面或者第一方面的任意一种实施方式中所述的确定运载火箭关机时机的方法。

根据第四方面，本发明实施例提供了一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储计算机指令，所述计算机指令用于使所述计算机执行第一方面或者第一方面的任意一种实施方式中所述的确定运载火箭关机时机的方法。

附图说明

为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，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。

图1是根据本发明实施例的确定运载火箭半长轴关机时机的方法的流程图；

图2是根据本发明实施例的确定运载火箭半长轴关机时机的方法的流程图；

图3是根据本发明实施例的确定运载火箭半长轴关机时机的方法的流程图；

图4是根据本发明实施例的确定运载火箭半长轴关机时机的装置的结构框图；

图5是根据本发明实施例的关机指令确定模块的结构框图；

图6是本发明实施例提供的运载火箭的硬件结构示意图。

具体实施方式

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，本领域技术人员在没有做出创造性劳动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。

本申请发明人通过对现有的确定运载火箭关机时机的方法的研究发现，由于运载火箭发动机关机后存在一定的后效，即关机后发动机推力逐渐衰减到零。这个后效可以给火箭带来一部分速度增量，从而使火箭最终的半长轴与关机时刻的半长轴产生偏差。即，现有的直接采用实时半长轴与预设半长轴进行比较，以确定关机时机的方法存在一定的误差，这是由于发动机关机的后效所导致的。

因此，本发明实施例所提供的确定运载火箭半长轴关机时机的方法，通过对发动机后效带来的半长轴偏差进行补偿，以提高火箭入轨精度。

根据本发明实施例，提供了一种确定运载火箭半长轴关机时机的方法实施例，需要说明的是，在附图的流程图示出的步骤可以在诸如一组计算机可执行指令的计算机系统中执行，并且，虽然在流程图中示出了逻辑顺序，但是在某些情况下，可以以不同于此处的顺序执行所示出或描述的步骤。

在本实施例中提供了一种确定运载火箭半长轴关机时机的方法，可用于运载火箭中，进一步地，用于运载火箭的飞控系统中，图1是根据本发明实施例的确定运载火箭半长轴关机时机的方法的流程图，如图1所示，该流程包括如下步骤：

S11，获取目标火箭的目标轨道半长轴以及半长轴补偿量。

其中，所述半长轴补偿量为目标火箭的发动机后效引起的。

如上文所述火箭的发动机关机后存在一定的后效，这个后效可以给火箭带来一部分速度增量，这部分速度增量会引起目标火箭半长轴的变化，因此，采用半长轴补偿量来等效由于发动机后效引起的半长轴变化。

所述的目标轨道半长轴为目标火箭进入目标轨道时对应的半长轴，目标轨道半长轴的具体大小与目标火箭的自身特性相关，可以根据实际情况进行具体设置，在此并不做任何限制。

所述的半长轴补偿量与目标轨道半长轴类似，均是与目标火箭的自身特征对应，均是根据实际情况进行的具体设置，在此并不做任何限制。

目标轨道半长轴以及半长轴补偿量可以事先存储在目标火箭的飞控系统中，在需要时直接从飞控系统中读取即可。

S12，获取目标火箭在当前轨道的半长轴。

目标火箭在当前轨道的半长轴可以从目标火箭的飞控系统中获取到，其具体计算方式并不做任何限制，只需保证其能够获取到当前轨道的半长轴即可。

S13，根据当前轨道的半长轴、半长轴补偿量以及目标轨道半长轴，确定发出关机指令的时机。

由于半长轴补偿量是用于等效由于发动机后效所引起的半长轴变化，因此，可以将半长轴补偿量加载当前轨道的半长轴上，以得到补偿后的半长轴，再以该补偿后的半长轴与目标轨道半长轴进行比较，以确定是否满足发出关机指令的时机；或者，除了发动机后效所引起的半场轴变化以外，也有其他因素会引起半长轴的变化，因此在判断时也可以结合因素进行综合考虑。

本实施例提供的确定运载火箭半长轴关机时机的方法，由于目标火箭的发动机后效可以给目标火箭带来一部分速度增量，因此，结合由于发动机后效所引起的半长轴补偿量确定关机指令的时机，可以保证关机时机确定的准确性，从而可以提高运载火箭入轨的精度。

在本实施例中提供了一种确定运载火箭半长轴关机时机的方法，可用于运载火箭中，进一步地，用于运载火箭的飞控系统中，图2是根据本发明实施例的确定运载火箭半长轴关机时机的方法的流程图，如图2所示，该流程包括如下步骤：

S21，获取目标火箭的目标轨道半长轴以及半长轴补偿量。

其中，所述半长轴补偿量为所述目标火箭的发动机后效引起的；

详细请参见图1所示实施例的S11，在此不再赘述。

S22，获取目标火箭在当前轨道的半长轴。

详细请参见图1所示实施例的S12，在此不再赘述。

S23，根据当前轨道的半长轴、半长轴补偿量以及目标轨道半长轴，确定发出关机指令的时机。

在本实施例中，仅考虑由于发动机后效所引起的半长轴变化，因此，可以采用如下步骤进行关机时机的判断：

S231，判断当前轨道的半长轴与半长轴补偿量之和是否大于目标轨道半长轴。

计算当前轨道的半长轴与半长轴补偿量之和，即在当前实时的半长轴的基础上加上半长轴补偿量，以进行半长轴的补偿。

例如，可以判别条件可以采用如下公式表示：

a+Δa>a^*；

其中，a为所述当前轨道的半长轴；Δa为所述半长轴补偿量；a^*为所述目标轨道半长轴。

当上述公式成立，即当当前轨道的半长轴与半长轴补偿量之和大于目标轨道半长轴时，执行S232；否则，执行S22。

S232，确定发出关机指令。

本实施例提供的确定运载火箭半长轴关机时机的方法，将由于发动机后效所带来的半长轴补偿量加入当前轨道的半长轴中，以对当前轨道的半长轴进行补偿，可以提高关机时机确定的准确性。

在本实施例中提供了一种确定运载火箭半长轴关机时机的方法，可用于运载火箭中，进一步地，用于运载火箭的飞控系统中，图3是根据本发明实施例的确定运载火箭半长轴关机时机的方法的流程图，如图3所示，该流程包括如下步骤：

S31，获取目标火箭的目标轨道半长轴以及半长轴补偿量。

详细请参见图2所示实施例的S21，在此不再赘述。

S32，获取目标火箭在当前轨道的半长轴。

详细请参见图2所示实施例的S22，在此不再赘述。

S33，根据当前轨道的半长轴、半长轴补偿量以及目标轨道半长轴，确定发出关机指令的时机。

在本实施例中，不仅仅考虑由于发动机后效所引起的半长轴变化，还考虑到由于控制系统的处理所引起的半长轴变化。这是由于，从飞控系统发出关机指令，到执行关机指令之间会存在一定的延时，在这段延时时间内，目标火箭的半长轴也会发生变化。具体地，上述S33可以包括如下步骤：

S331，利用当前轨道的半长轴，计算当前轨道的半长轴变化率。

如上文所述，在延时时间内目标火箭的半长轴会发生改变，而这段时间内半长轴的变化量为半长轴变化率与延时时间的乘积。那么，就需要确定当前轨道的半长轴变化率。

例如，采用如下公式计算半长轴变化率：

式中，

其中，

为目标火箭的视加速度矢量在发射惯性系的投影；

S332，基于当前轨道的半长轴、半长轴补偿量、半长轴变化率以及目标轨道半长轴，确定发出关机指令的时机。

其中，飞控系统从发送关机指令到执行关机指令之间的延时可以是根据经验值确定，也可以是根据计算周期确定等等。那么，在进行关机时机的确定时，在当前轨道的半长轴的基础上，采用半长轴补偿量等效由于发送机后效所引起的半长轴变化，采用半长轴变化率与延时时间的乘积等效目标火箭在发送到执行指令的延时时间内的半长轴的变化。因此，可以采用如下公式表示关机时机的确定条件：

当前轨道的半长轴+半长轴补偿量+半长轴变化率*延时时间乘积>目标轨道半长轴。

当上述条件满足时，确定发出关机指令；否则，返回执行S32，继续进行半长轴的判断。

本实施例提供的确定运载火箭半长轴关机时机的方法，由于从发送指令到执行指令之间会存在一定的延时，而这段延时时间内当前轨道的半长轴也是发生变化的，因此利用当前轨道的半长轴计算当前轨道的半长轴变化率，以对半长轴进行补偿，进一步提高了关机指令确定的准确性。

作为本实施例的一种可选实施方式，上述S332包括以下步骤：

(1)获取目标火箭的计算周期。

不同的飞控系统，其计算周期不同。具体计算周期可以从飞控系统中读取到，在此对其具体获取方式并不作任何限制。

(2)计算半长轴变化率与计算周期的乘积，计算半长轴变化量。

其中，所述半长轴变化量为发送指令与执行指令之间的时间延迟所引起的半长轴变化。

(3)判断计算当前轨道的半长轴、半长轴补偿量以及半长轴变化量的之和是否大于目标轨道半长轴。

采用如下公式确定发出所述关机指令：

其中，

当上述公式成立时，即当前轨道的半长轴、所述半长轴补偿量以及所述半长轴变化量的之和大于所述目标轨道半长轴时，执行(4)；否则，返回执行S32，继续获取目标运载火箭当前轨道的半长轴，以再次进行判断。

(4)确定发出关机指令。

本实施例提供的确定运载火箭半长轴关机时机的方法，从发出指令到执行指令存在一个计算周期的延迟，在一个计算周期的时间内，半长轴变化量可以通过半长轴变化率与计算周期的乘积计算得到，可以简化计算过程。

作为本实施例的一个具体应用实例，所述的确定运载火箭半长轴关机时机的方法，包括：

(1)运载火箭在入轨关机阶段，在每个计算周期，计算当前轨道的半长轴和半长轴变化率。

其中，关于当前轨道的半长轴以及半长轴变化率的计算方法请参见图3所示实施例的S331中的相关描述，在此不再赘述。

(2)当补偿后的轨道半长轴满足关机条件后，发出发动机关机指令

关机条件可以采用如下公式表示：

其中，后效补偿量针对关机指令发出后，发动机推力无法立刻减小到0；半长轴变化率针对火箭上的控制计算机的工作原理。即，从发出指令到执行指令存在一个计算周期的延迟。这个计算周期并非固定的，可以是5毫秒或10毫秒。上述公式中半长轴变化率除以100，实际上是半长轴变化率乘以0.01秒。

本实施例提供的确定运载火箭关机时机的方法，在关机时机的确定过程中所需要的参数较少，只需要运载火箭的速度、位置、是加速度等导航信息；由于从发动机后效以及控制计算机的工作原理两方面对运载火箭的半长轴进行了了补偿，保证了发送关机指令时机的准确性，提高了运载火箭入轨的精度。

在本实施例中还提供了一种确定运载火箭半长轴关机时机的装置，该装置用于实现上述实施例及优选实施方式，已经进行过说明的不再赘述。如以下所使用的，术语“模块”可以实现预定功能的软件和/或硬件的组合。尽管以下实施例所描述的装置较佳地以软件来实现，但是硬件，或者软件和硬件的组合的实现也是可能并被构想的。

本实施例提供一种确定运载火箭半长轴关机时机的装置，如图4所示，包括：

第一获取模块41，用于获取目标火箭的目标轨道半长轴以及半长轴补偿量；其中，所述半长轴补偿量为所述目标火箭的发动机后效引起的。

第二获取模块42，用于获取目标火箭在当前轨道的半长轴。

关机指令确定模块43，用于根据所述当前轨道的半长轴、所述半长轴补偿量以及所述目标轨道半长轴，确定发出关机指令的时机。

作为本实施例的一种可选实施方式，如图5所示，所述关机指令确定模块43包括：

判断单元431，用于判断所述当前轨道的半长轴与所述半长轴补偿量之和是否大于所述目标轨道半长轴。

关机指令确定单元432，用于当所述当前轨道的半长轴与所述半长轴补偿量之和大于所述目标轨道半长轴时，确定发出所述关机指令。

本实施例中的确定运载火箭半长轴关机时机的装置是以功能单元的形式来呈现，这里的单元是指ASIC电路，执行一个或多个软件或固定程序的处理器和存储器，和/或其他可以提供上述功能的器件。

上述各个模块的更进一步的功能描述与上述对应实施例相同，在此不再赘述。

本发明实施例还提供一种运载火箭，具有上述图4或5所示的确定运载火箭半长轴关机时机的装置。

请参阅图6，图6是本发明可选实施例提供的一种运载火箭的结构示意图，如图6所示，该运载火箭可以包括：至少一个处理器61，例如CPU(Central Processing Unit，中央处理器)，至少一个通信接口63，存储器64，至少一个通信总线62。其中，通信总线62用于实现这些组件之间的连接通信。其中，通信接口63可以包括显示屏(Display)、键盘(Keyboard)，可选通信接口63还可以包括标准的有线接口、无线接口。存储器64可以是高速RAM存储器(Random Access Memory，易挥发性随机存取存储器)，也可以是非不稳定的存储器(non-volatile memory)，例如至少一个磁盘存储器。存储器64可选的还可以是至少一个位于远离前述处理器61的存储装置。其中处理器61可以结合图4或5所描述的装置，存储器64中存储应用程序，且处理器61调用存储器64中存储的程序代码，以用于执行上述任一方法步骤。

其中，通信总线62可以是外设部件互连标准(peripheral componentinterconnect，简称PCI)总线或扩展工业标准结构(extended industry standardarchitecture，简称EISA)总线等。通信总线62可以分为地址总线、数据总线、控制总线等。为便于表示，图6中仅用一条粗线表示，但并不表示仅有一根总线或一种类型的总线。

其中，存储器64可以包括易失性存储器(英文：volatile memory)，例如随机存取存储器(英文：random-access memory，缩写：RAM)；存储器也可以包括非易失性存储器(英文：non-volatile memory)，例如快闪存储器(英文：flash memory)，硬盘(英文：hard diskdrive，缩写：HDD)或固态硬盘(英文：solid-state drive，缩写：SSD)；存储器64还可以包括上述种类的存储器的组合。

其中，处理器61可以是中央处理器(英文：central processing unit，缩写：CPU)，网络处理器(英文：network processor，缩写：NP)或者CPU和NP的组合。

其中，处理器61还可以进一步包括硬件芯片。上述硬件芯片可以是专用集成电路(英文：application-specific integrated circuit，缩写：ASIC)，可编程逻辑器件(英文：programmable logic device，缩写：PLD)或其组合。上述PLD可以是复杂可编程逻辑器件(英文：complex programmable logic device，缩写：CPLD)，现场可编程逻辑门阵列(英文：field-programmable gate array，缩写：FPGA)，通用阵列逻辑(英文：generic arraylogic,缩写：GAL)或其任意组合。

可选地，存储器64还用于存储程序指令。处理器61可以调用程序指令，实现如本申请图1至3实施例中所示的确定运载火箭半长轴关机时机的方法。

本发明实施例还提供了一种非暂态计算机存储介质，所述计算机存储介质存储有计算机可执行指令，该计算机可执行指令可执行上述任意方法实施例中的确定运载火箭半长轴关机时机的方法。其中，所述存储介质可为磁碟、光盘、只读存储记忆体(Read-OnlyMemory，ROM)、随机存储记忆体(Random Access Memory，RAM)、快闪存储器(FlashMemory)、硬盘(Hard Disk Drive，缩写：HDD)或固态硬盘(Solid-State Drive，SSD)等；所述存储介质还可以包括上述种类的存储器的组合。

虽然结合附图描述了本发明的实施例，但是本领域技术人员可以在不脱离本发明的精神和范围的情况下做出各种修改和变型，这样的修改和变型均落入由所附权利要求所限定的范围之内。