CN111649973A - 一种火箭故障检测方法、装置及火箭 - Google Patents
一种火箭故障检测方法、装置及火箭 Download PDFInfo
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Abstract
一种火箭故障检测方法及装置，其中方法包括：获取火箭在预设时间区间的高度信息；将高度信息中的高度值与高度判断阈值进行比较，其中，高度判断阈值与火箭在预设时间区间内的飞行时间相对应；当高度值小于或等于高度判断阈值，则判断火箭的飞行状态出现故障，并控制火箭执行安全控制措施。还提供了一种火箭。通过在预设时间区间内获取火箭的实际高度信息，并与高度判断阈值进行比较，当火箭的实际高度值低于或等于高度判断阈值时，则表明火箭出现了姿态不发散情况下的位置慢漂移，需要立刻采取应对措施，以避免火箭坠毁时地面出现重大安全事故。
Description
技术领域
本发明涉及火箭安全控制技术领域，具体涉及一种火箭故障检测方法装置及火箭。
背景技术
火箭在飞行过程中，如果出现故障，落点将超出允许落点范围而危害地面安全时，必须加以控制，终止火箭的动力飞行并将其炸毁。飞行安全控制系统由地面安全分系统和火箭安全分系统组成。地面安全分系统对火箭飞行状态进行监视和判断，在做出炸毁火箭的决策时发动炸毁指令。火箭安全分系统接收、判别炸毁指令并点燃爆炸器。
现有火箭的安全控制方案一般按照主被动模式设计，主被动安全控制技术均采用管道判决模式。其中，主动安全控制技术为姿态角管道判断模式，被动安全控制技术为位置管道判决模式。但是，在极端情况下，火箭在姿态不发散的情况下出现位置慢漂移时，上述两种安全控制技术均无法识别出上述故障，导致火箭飞行试验和发射过程中存在巨大的安全隐患。
发明内容
因此，本发明要解决的技术问题在于克服现有火箭安全控制技术中姿态角主动控制技术和位置被动控制技术中无法检测火箭在姿态不发散的情况下出现位置慢漂移故障的缺陷，从而提供一种火箭故障检测方法，包括如下步骤：
获取火箭在预设时间区间的高度信息；
将所述高度信息中的高度值与高度判断阈值进行比较，其中，所述高度判断阈值与所述火箭在所述预设时间区间内的飞行时间相对应；
当所述高度值小于或等于所述高度判断阈值，则判断所述火箭的飞行状态出现故障，并控制所述火箭执行安全控制措施。
优选的，所述获取火箭在预设时间的高度信号，包括：
通过惯性导航装置和/或卫星导航装置获取所述火箭的高度信息。
优选的，所述预设时间区间的起始时间范围为所述火箭发射后80s-120s；
和/或
所述预设时间区间的终止时间范围为所述火箭发射后180s-220s。
优选的，当所述高度值大于所述高度判断阈值，则控制所述火箭按照现有状态继续飞行。
优选的，所述获取火箭在预设时间区间的高度信息，包括：
实时获取所述火箭在所述预设时间区间的高度信息；
或，
按照预设时间间隔获取所述火箭在所述预设时间区间的高度信息；
其中，所述预设时间间隔为所述火箭的控制器的数据采样周期。
本发明还提供了一种火箭故障检测装置，包括：
获取模块，用于获取火箭在预设时间区间的高度信息；
判断模块，用于将所述高度信息中的高度值与高度判断阈值进行比较，其中，所述高度判断阈值与所述火箭在所述预设时间区间内的飞行时间相对应；
控制模块，用于当所述高度值小于或等于所述高度判断阈值时，控制所述火箭执行安全控制措施。
优选的，所述获取模块通过惯性导航装置和/或卫星导航装置获取所述火箭的高度信息。
优选的，所述预设时间区间的起始时间范围为所述火箭发射后80s-120s；
和/或
所述预设时间区间的终止时间范围为所述火箭发射后180s-220s。
优选的，所述控制模块还用于在当所述高度值大于所述高度判断阈值时，控制所述火箭按照现有状态继续飞行。
优选的，所述获取模块用于实施所述火箭在所述预设时间区间的高度信息；
或
所述获取模块用于按照预设时间间隔获取所述火箭在所述预设时间区间的高度信息；
其中，所述预设时间间隔为所述火箭的控制器的数据采样周期。
本发明还提供了一种火箭，包括：存储器和处理器，所述存储器与所述处理器之间互相通信，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，从而执行上述任一火箭故障检测方法。
本发明还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有计算机指令，所述计算机指令用于使所述计算机执行上述任一火箭故障检测方法。
本发明技术方案，具有如下优点：
本发明提供的火箭故障检测方法及装置，通过在预设时间区间内获取火箭的实际高度信息，并与高度判断阈值进行比较，当火箭的实际高度值低于或等于高度判断阈值时，则表明火箭出现了姿态不发散情况下的位置慢漂移，需要立刻采取应对措施，以避免火箭坠毁时地面出现重大安全事故。
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为本发明实施例中火箭故障检测方法流程图；
图2为本发明实施例中火箭理论高度值与高度判断阈值的对比图；
图3为本发明实施例中火箭故障检测装置框图。
具体实施方式
下面将结合附图对本发明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，本领域普通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。
在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”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。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
在发射升空后，经过一段时间的飞行，火箭有可能会出现姿态不发散情况下的位置慢漂移，而现有的主被动安全控制方案对于姿态不发散情况下的位置慢漂移无法实现检测，导致用户无法察觉火箭出现高度低于预设值的故障。为了提高对火箭飞行状态的检测和判断，本发明实施例提供了一种火箭故障检测方法，通过火箭具体高度值与预设高度判断阈值比较结果，以确定是否控制火箭执行安全控制措施。
本发明实施例的第一方面提供了火箭故障检测方法，请参照图1，包括如下步骤：
S100，获取火箭在预设时间区间的高度信息。
可选的，获取火箭在预设时间区间的高度信息可以通过两种方式来得到。一种是实时获取火箭在预设时间区间的高度信息，另一种是按照预设时间间隔获取火箭在预设时间区间的高度信息；其中，预设时间间隔为火箭的控制器的数据采样周期。
在本实施例的一个具体实施方式中，获取火箭在预设时间的高度信号，包括：通过惯性导航装置和/或卫星导航装置获取火箭的高度信息。可选的，通过惯性导航装置和卫星导航装置共同提供高度信息，以提高所获取的火箭高度信息的精度和准确度，为火箭的安全控制提供了有效和可靠的判断依据，防止因为错误的高度或高度信息的数据精度差导致用户对火箭进行错误的安全控制措施，造成巨大损失。
其中，惯性导航装置是一种不依赖于外部信息、也不向外部辐射能量的自助式导航设备，其工作环境不仅包括空中、地面，还可以在水下进行制导。惯性导航的基本原理是以牛顿力学为基础，通过测量载体在惯性参考系的加速度，并对时间进行积分，再变换到导航的坐标系中，得到火箭在导航坐标系中的速度、偏航角和位置等信息，目前惯性导航在火箭飞行制导中应用广泛。此外，为进一步提高火箭制导的精度，火箭通常还安装有卫星导航装置。卫星导航是利用环绕地球飞行的导航卫星对火箭提供连续、实时、高精度的空间三维定位。
S200，将高度信息中的高度值与高度判断阈值进行比较，其中，高度判断阈值与火箭在预设时间区间内的飞行时间相对应。
高度判断阈值与火箭的具体飞行时间相对应，当火箭的飞行时间进入预设时间区间后，将其实际高度值与高度判断阈值进行比较，以判断实际高度值是否小于或等于高度判断阈值。
火箭的预计飞行轨迹为其标准轨迹，但在火箭的飞行过程中，存在这多种干扰因素，通过对多种干扰因素进行仿真得到火箭的若干偏差轨迹，并进一步得到偏差轨迹的包络边界，由包络边界的下限值和高度判断阈值系数得到高度判断阈值。可选的，高度判断阈值系数的可选范围为1.1-1.3，高度判断阈值系数的具体选取值可由用户依据实际情况选择。
在本实施例的一个实施方式中，火箭在发射升空后，需要确定具体高度值来判断火箭是否存在姿态不发散情况但位置慢漂移故障的预设时间区间为火箭在发射升空后的一段时间。
请参照图2，可选的，该预设时间区间的起始时间范围为火箭发射后80s-120s。具体的起始时间可由用户在发射过程中的火箭实际情况来确定。类似的，预设时间区间的终止时间范围为火箭发射后180s-220s。与预设时间区间的起始时间相似，其终止时间也上述范围内也可由用户依据火箭的具体情况来确定。
S300，当高度值小于或等于高度判断阈值，则判断火箭的飞行状态出现故障，并控制火箭执行安全控制措施。
当火箭的高度值小于或等于高度判断阈值时，即表明火箭出现了姿态不发散情况下的位置慢漂移故障，需要控制火箭执行安全控制措施。具体的，上述安全控制措施可为通过火箭箭体上的一个或多个爆炸器炸毁火箭，以防止火箭坠落地点位于非预设坠落区域时，造成地面的重大安全事故。
在本实施例的一个具体实施方式中，上述火箭故障检测方法还包括：
S400，当高度值大于高度判断阈值，则控制火箭按照现有状态继续飞行。
当火箭的高度值高于高度判断阈值时，则表明火箭的飞行高度未出现异常，不需要进行安全控制措施，可以使火箭保持现有飞行状态即可。
本发明实施例的第二方面提供了火箭故障检测装置，请参照图3，包括：获取模块1、判断模块2和控制模块3。获取模块1用于获取火箭在预设时间区间的高度信息。判断模块2用于将高度信息中的高度值与高度判断阈值进行比较，其中，高度判断阈值与火箭在预设时间区间内的飞行时间相对应。控制模块3用于当高度值小于或等于高度判断阈值时，控制火箭执行安全控制措施。
在本实施例的一个具体实施方式中，获取模块1通过惯性导航装置和/或卫星导航装置获取火箭的高度信息。
可选的，预设时间区间的起始时间范围为火箭发射后80s-120s。
可选的，预设时间区间的终止时间范围为火箭发射后180s-220s。
可选的，控制模块3还用于在当高度值大于高度判断阈值时，控制火箭按照现有状态继续飞行。
在本实施例的一个具体实施方式中，获取模块1用于实施火箭在预设时间区间的高度信息。或者，获取模块1用于按照预设时间间隔获取火箭在预设时间区间的高度信息；其中，预设时间间隔为火箭的控制器的数据采样周期。
本发明实施例的第三方面提供了一种火箭，包括：存储器和处理器，存储器与处理器之间互相通信，存储器中存储有计算机指令，处理器通过执行计算机指令，从而执行上述任一火箭故障检测方法。
本发明实施例的第四方面提供了一种计算机可读存储介质，计算机可读存储介质存储有计算机指令，计算机指令用于使计算机执行上述任一火箭故障检测方法。
本发明实施例提供的一种火箭故障检测方法及装置，通过在预设时间区间内获取火箭的实际高度信息，并与高度判断阈值进行比较，当火箭的实际高度值低于或等于高度判断阈值时，则表明火箭出现了姿态不发散情况下的位置慢漂移，需要立刻采取应对措施，以避免火箭坠毁时地面出现重大安全事故。
显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明所作的举例，而并非对实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而由此所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明创造的保护范围之中。
Claims (12)
1.一种火箭故障检测方法，其特征在于，包括如下步骤:
获取火箭在预设时间区间的高度信息；
将所述高度信息中的高度值与高度判断阈值进行比较，其中，所述高度判断阈值与所述火箭在所述预设时间区间内的飞行时间相对应；
当所述高度值小于或等于所述高度判断阈值，则判断所述火箭的飞行状态出现故障，并控制所述火箭执行安全控制措施。
2.根据权利要求1所述的火箭故障检测方法，其特征在于，所述获取火箭在预设时间的高度信号，包括：
通过惯性导航装置和/或卫星导航装置获取所述火箭的高度信息。
3.根据权利要求1所述的火箭故障检测方法，其特征在于，
所述预设时间区间的起始时间范围为所述火箭发射后80s-120s；
和/或
所述预设时间区间的终止时间范围为所述火箭发射后180s-220s。
4.根据权利要求1所述的火箭故障检测方法，其特征在于，还包括：
当所述高度值大于所述高度判断阈值，则控制所述火箭按照现有状态继续飞行。
5.根据权利要求1所述的火箭故障检测方法，其特征在于，所述获取火箭在预设时间区间的高度信息，包括：
实时获取所述火箭在所述预设时间区间的高度信息；
或，
按照预设时间间隔获取所述火箭在所述预设时间区间的高度信息；
其中，所述预设时间间隔为所述火箭的控制器的数据采样周期。
6.一种火箭故障检测装置，其特征在于，包括：
获取模块，用于获取火箭在预设时间区间的高度信息；
判断模块，用于将所述高度信息中的高度值与高度判断阈值进行比较，其中，所述高度判断阈值与所述火箭在所述预设时间区间内的飞行时间相对应；
控制模块，用于当所述高度值小于或等于所述高度判断阈值时，控制所述火箭执行安全控制措施。
7.根据权利要求6所述的火箭故障检测装置，其特征在于，
所述获取模块通过惯性导航装置和/或卫星导航装置获取所述火箭的高度信息。
8.根据权利要求6所述的火箭故障检测装置，其特征在于，
所述预设时间区间的起始时间范围为所述火箭发射后80s-120s；
和/或
所述预设时间区间的终止时间范围为所述火箭发射后180s-220s。
9.根据权利要求6所述的火箭故障检测装置，其特征在于，
所述控制模块还用于在当所述高度值大于所述高度判断阈值时，控制所述火箭按照现有状态继续飞行。
10.根据权利要求6所述的火箭故障检测装置，其特征在于，
所述获取模块用于实施所述火箭在所述预设时间区间的高度信息；
或
所述获取模块用于按照预设时间间隔获取所述火箭在所述预设时间区间的高度信息；
其中，所述预设时间间隔为所述火箭的控制器的数据采样周期。
11.一种火箭，其特征在于，包括：存储器和处理器，所述存储器与所述处理器之间互相通信，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，从而执行权利要求1-5任一项所述的火箭故障检测方法。
12.一种计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机可读存储介质存储有计算机指令，所述计算机指令用于使所述计算机执行权利要求1-5任一项所述的火箭故障检测方法。
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