CN111966122B - 一种星箭分离的模拟控制方法及系统 - Google Patents
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Abstract
本申请提供一种星箭分离的模拟控制方法及系统，该方法包括如下步骤：将星箭分离过程分成多个独立的单次星箭分离过程，为每个独立的单次星箭分离过程建立三段式的单次星箭分离模型；为单次星箭分离模型定义单次星箭分离控制参数,形成单次星箭分离控制数表；依据单次星箭分离控制数表对单次星箭分离对象进行初始化；初始化后，执行预先设定的星箭分离控制流程，实现星箭分离控制。本申请将载荷释放过程模型化与参数化，在工程实现时，可以采用面向对象的方法开发，降低开发成本，提高星箭分离控制的可靠性。
Description
技术领域
本申请涉及航空航天技术领域，尤其涉及一种星箭分离的模拟控制方法及系统。
背景技术
星箭分离是运载火箭飞行达到预定高度和速度并经姿态调整后，将有效载荷(卫星、飞船、深空探测上面级)以一定的相对速度释放的过程，其可靠性与精度直接关系到飞行试验任务是否圆满成功，具有极为重要的意义。目前常用的星箭分离控制方法以面向过程的定制开发为主。
定制开发的过程主要包括以下环节：
1)按照载荷方拟定的星箭分离时间、电信号、姿态等要求开展需求分析；
2)顺序排列各载荷的技术要求，编制流程图与星箭分离时序表；
3)按时间顺序，自先而后的将各项要求进行工程实现。
上述开发过程的主要缺陷如下：
1)面向过程的定制开发，不同火箭型号的工程实现因人而异，且较为复杂，重用度底，测试工作量大，降低了可靠性与工程化程度；
2)通过流程控制星箭分离，如果出现载荷释放顺序调整的情况，需要对其进行结构更改，特别是运载火箭已经进入发射流程后，只能选择中止发射，将带来难以估计的社会影响与经济损失；
3)载荷方星箭分离各项要求每一次调整后，都需要对软件进行更改，增加了相应的开发及测试开销。
发明内容
本申请的目的在于提供一种星箭分离的模拟控制方法及系统，将载荷释放过程模型化与参数化，在工程实现时，可以采用面向对象的方法开发，降低开发成本，提高星箭分离控制的可靠性。
为达到上述目的，本申请提供一种星箭分离的模拟控制方法，该方法包括如下步骤：
将星箭分离过程分成多个独立的单次星箭分离过程，为每个独立的单次星箭分离过程建立三段式的单次星箭分离模型；
为单次星箭分离模型定义单次星箭分离控制参数,形成单次星箭分离控制数表；
依据单次星箭分离控制数表对单次星箭分离对象进行初始化；
初始化后，执行预先设定的星箭分离控制流程，实现星箭分离控制。
如上的，其中，三段式的单次星箭分离模型按照时间节点划分为调姿段、分离前稳定段和分离后稳定段。
如上的，其中，单次星箭分离控制参数包括：调姿方式标志、调姿角度、分离前稳定时间、分离后稳定时间、分离时序个数、时序码和时序宽度。
如上的，其中，星箭分离控制流程包括如下步骤：
步骤S1，判断当前星箭分离次数是否小于或等于星箭分离次数，若是，则执行下一步，否则，星箭分离控制结束。
步骤S2，读取当前次星箭分离控制参数。
步骤S3，判断当前时间是否小于调姿时间，是则执行调姿步骤；否则执行分离前稳定段控制流程和分离后稳定段控制流程。
如上的，其中，调姿步骤包括：
步骤S4，调用姿态程序角模型，计算姿态程序角。
步骤S5，调用姿态控制指令计算模块，计算姿态控制指令，返回步骤S3。
如上的，其中，分离前稳定段控制流程和分离后稳定段控制流程包括如下步骤：
步骤S6，判断当前时间是否小于分离前稳定时间，若是则执行步骤S7，否则，执行步骤S8；
步骤S7，程序角保持不变，执行步骤S5。
步骤S8，判断当前时间是否小于分离后稳定时间，若是，则执行稳定结束后星箭分离控制流程；否则，星箭分离次数加1，返回执行步骤S1。
如上的，其中，稳定结束后星箭分离控制流程还包括如下步骤：
步骤S9，判断当前时间是否达到星箭分离时刻，若是，则执行步骤S10；否则，执行步骤S7。
步骤S10，判断当前分离时序个数是否小于或等于单次分离时序个数，若是，则依次执行步骤S11和步骤S12；否则，执行步骤S7。
步骤S11，按时序码发出分离时序。
步骤S12，按时序宽度写寄存器，返回步骤S10。
如上的，其中，读取当前次星箭分离控制参数包括读取当前星箭分离的调姿时间、分离前稳定时间、分离后稳定时间、星箭分离时刻、分离时序个数、时序码和时序宽度。
如上的，其中，预先为单次星箭分离模型建立成员函数，在执行预先设定的星箭分离控制流程时调用相应的成员函数，实现星箭分离控制。
本申请还提供一种星箭分离的模拟控制系统，该系统包括：
模型建立模块，用于将星箭分离过程分成多个独立的单次星箭分离过程，为每个独立的单次星箭分离过程建立三段式的单次星箭分离模型；
控制数表构建模块，用于为单次星箭分离模型定义单次星箭分离控制参数,形成单次星箭分离控制数表；
初始化模块，用于依据单次星箭分离控制数表对单次星箭分离对象进行初始化；
星箭分离控制实现模块，初始化后，执行预先设定的星箭分离控制流程，实现星箭分离控制。
本申请实现的有益效果如下：
(1)本申请采用面向对象的开发方法，对载荷释放要求适应性高，提供了单次星箭分离数据类型，实现简单，可广泛重用，重用代码仅需一次测试，大大提高了可靠性与工程化程度。
(2)本申请通过对象控制星箭分离，如果出现载荷释放顺序调整的情况，只需要对星箭分离数表进行调整，即使是运载火箭已经进入发射流程，也可以在适当的时间进行更改。
(3)本申请可根据载荷方星箭分离各项要求实时动态调整，只需要对星箭分离控制参数进行更改，不再需要软件的更改和测试。
附图说明
为了更清楚地说明本申请实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例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，下面描述中的附图仅仅是本申请中记载的一些实施例，对于本领域技术人员来讲，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本申请实施例的一种星箭分离的模拟控制方法的流程图。
图2为本申请实施例的星箭分离控制流程的流程图。
图3为本申请实施例的三段式的单次星箭分离模型的分段示意图。
图4为本申请实施例的一种星箭分离的模拟控制系统的结构示意图。
附图标记：10-模型建立模块；20-控制数表构建模块；30-初始化模块；40-星箭分离控制实现模块；100-星箭分离的控制系统。
具体实施方式
下面结合本申请实施例中的附图，对本申请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申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，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，都属于本申请保护的范围。
实施例一
如图1所示，本申请提供一种星箭分离的模拟控制方法，该方法包括如下步骤：
步骤T1，将星箭分离过程分成多个独立的单次星箭分离过程，为每个独立的单次星箭分离过程建立三段式的单次星箭分离模型。
具体的，如图3所示，三段式的单次星箭分离模型按照时间节点划分为调姿段、分离前稳定段和分离后稳定段。其中，调姿段的时间起始点为星箭分离调姿开始；调姿段的时间终止点为星箭分离调姿结束，稳定开始；分离前稳定段的时间起始点为星箭分离调姿结束，稳定开始；分离前稳定段的时间终止点为星箭分离，稳定开始；分离后稳定段的时间起始点为星箭分离，稳定开始；分离后稳定段的时间终止点为稳定结束。
步骤T2，为单次星箭分离模型定义单次星箭分离控制参数,形成单次星箭分离控制数表。
具体的，单次星箭分离控制参数包括：调姿方式标志、调姿角度、分离前稳定时间、分离后稳定时间、分离时序个数、时序码和时序宽度。
其中，调姿方式标志以数值定义为以下四类方式，见表1。
| 取值 | 调姿方式 |
| 0 | 不调姿 |
| 1 | 按欧拉角要求调姿 |
| 2 | 按攻角要求调姿 |
| 3 | 按欧拉角增量要求调姿 |
表1
表1中，调姿方式标志取值为0表示不调姿，调姿方式标志取值为1表示按欧拉角要求调姿，调姿方式标志取值为2表示按攻角要求调姿，调姿方式标志取值为3表示按欧拉角增量要求调姿。
其中，调姿角度包括俯仰、偏航和滚动三个方向调姿要求值，根据调姿方式的不同，调姿角度数据定义见表2。
需要说明的是，在确定调姿方式及调姿角度后，结合火箭所能提供的最大角加速度，调姿段的时间为一个确定值，即星箭分离调姿开始至星箭分离调姿结束，稳定开始之间所使用的时间为一个确定的时间值。
具体的，调姿角度数据定义见表2：
表2
其中，分离前稳定时间按照星箭分离调姿后调姿稳定需要的时间确定。分离后稳定时间按星箭分离后姿态稳定需要的时间与下一次星箭分离开始时间较大值确定。分离时序个数为星箭分离时刻需要发出的分离时序个数，可支持多个载荷在同一时刻释放的要求。时序码为分离时序命令字或时序口地址。时序宽度为分离时序发出的持续时间。
具体的，单次星箭分离控制数表见表3：
表3
步骤T3，依据单次星箭分离控制数表对单次星箭分离对象进行初始化。
步骤T4，初始化后，执行预先设定的星箭分离控制流程，实现星箭分离控制。
根据本发明的一个具体实施例，在工程实现时，为单次星箭分离模型建立数据类型，数据类型的成员函数包括调姿分离程序角计算模块、姿态控制指令计算模块、分离流程控制模块和分离时序指令控制模块等，数据类型的成员变量为单次星箭分离控制所需要的参数。按照星箭分离控制表依次对单次星箭分离对象进行初始化，再按照预先设定的星箭分离控制流程分别对相应的星箭分离对象的成员函数进行调用，实现星箭分离控制。
如图2所示，星箭分离控制流程包括如下步骤：
步骤S1，判断当前星箭分离次数是否小于或等于星箭分离次数，若是，则执行下一步，否则，星箭分离控制结束。
步骤S2，读取当前次星箭分离控制参数。
步骤S3，判断当前时间是否小于调姿时间，是则执行调姿步骤，具体的，调姿步骤，调姿步骤包括依次执行步骤S4和步骤S5；否则执行分离前稳定段控制流程和分离后稳定段控制流程。
步骤S4，调用姿态程序角模型，计算姿态程序角。
步骤S5，调用姿态控制指令计算模块，计算姿态控制指令，返回步骤S3。
分离前稳定段控制流程和分离后稳定段控制流程包括如下步骤：
步骤S6，判断当前时间是否小于分离前稳定时间，若是，则执行步骤S7；否则，执行步骤S8。
步骤S7，程序角保持不变，执行步骤S5。
步骤S8，判断当前时间是否小于分离后稳定时间，若是，则执行稳定结束后星箭分离控制流程；否则，星箭分离次数加1，返回执行步骤S1。
稳定结束后星箭分离控制流程包括如下步骤：
步骤S9，判断当前时间是否达到星箭分离时刻，若是，则执行步骤S10；否则，执行步骤S7。
步骤S10，判断当前分离时序个数是否小于或等于单次分离时序个数，若是，则依次执行步骤S11和步骤S12；否则，执行步骤S7。
步骤S11，按时序码发出分离时序。
步骤S12，按时序宽度写寄存器，返回步骤S10。
其中，上述流程中的调姿时间、分离前稳定时间、分离后稳定时间、星箭分离时刻、分离时序个数、时序码和时序宽度均由读取当前次星箭分离控制参数中获得。
在星箭分离的控制过程中，将星箭分离过程分为多个单次星箭分离过程进行控制，按照单次星箭分离的时间顺序对多个单次星箭分离过程进行排序，从时间最靠前的单次星箭分离开始顺序执行星箭分离控制流程，直至所有单次星箭分离均执行完星箭分离控制流程。
在星箭分离控制实现的过程中，依次顺序读取多个单次星箭分离控制参数，依据单次星箭分离控制参数中设定的调姿时间、分离前稳定时间、分离后稳定时间、星箭分离时间、分离时序数等作为单次星箭分离控制的约束条件，判断当前时间处于星箭分离控制的某一个阶段，从而调用对应的模块，执行不同的算法，实现星箭分离的控制。
实施例二
如图4所示，本申请还提供一种星箭分离的模拟控制系统100，该系统包括：
模型建立模块10，用于将星箭分离过程分成多个独立的单次星箭分离过程，为每个独立的单次星箭分离过程建立三段式的单次星箭分离模型；
控制数表构建模块20，用于为单次星箭分离模型定义单次星箭分离控制参数,形成单次星箭分离控制数表；
初始化模块30，用于依据单次星箭分离控制数表对单次星箭分离对象进行初始化；
星箭分离控制实现模块40，初始化后，执行预先设定的星箭分离控制流程，实现星箭分离控制。
本申请的星箭分离控制数表中的数据可以根据星箭分离的各项要求实时动态的调整，根据调整后的星箭分离控制数表对星箭分离的控制过程进行模拟，在模拟的过程中实现调姿程序角的计算，姿态控制指令的计算等，在实际的星箭分离的过程中，可以根据模拟过程获得的姿态控制角和姿态控制指令等来控制实际星箭分离的过程，使得星箭分离的过程更加可靠，提高星箭分离效率。
本申请实现的有益效果如下：
(1)本申请采用面向对象的开发方法，对载荷释放要求适应性高，提供了单次星箭分离数据类型，实现简单，可广泛重用，重用代码仅需一次测试，大大提高了可靠性与工程化程度。
(2)本申请通过对象控制星箭分离，如果出现载荷释放顺序调整的情况，只需要对星箭分离数表进行调整，即使是运载火箭已经进入发射流程，也可以在适当的时间进行更改。
(3)本申请可根据载荷方星箭分离各项要求实时动态调整，只需要对星箭分离控制参数进行更改，不再需要软件的更改和测试。
上所述仅为本发明的实施方式而已，并不用于限制本发明。对于本领域技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原理的内所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包括在本发明的权利要求范围之内。
Claims (5)
1.一种星箭分离的模拟控制方法，其特征在于，该方法包括如下步骤：
将星箭分离过程分成多个独立的单次星箭分离过程，为每个独立的单次星箭分离过程建立三段式的单次星箭分离模型；
为单次星箭分离模型定义单次星箭分离控制参数,形成单次星箭分离控制数表；
依据单次星箭分离控制数表对单次星箭分离对象进行初始化；
初始化后，执行预先设定的星箭分离控制流程，实现星箭分离控制；
三段式的单次星箭分离模型按照时间节点划分为调姿段、分离前稳定段和分离后稳定段；
其中，星箭分离控制流程包括如下步骤：
步骤S1，判断当前星箭分离次数是否小于或等于星箭分离次数，若是，则执行下一步，否则，星箭分离控制结束；
步骤S2，读取当前次星箭分离控制参数；
步骤S3，判断当前时间是否小于调姿时间，是则执行调姿步骤；否则执行分离前稳定段控制流程和分离后稳定段控制流程；
其中，调姿步骤包括：
步骤S4，调用姿态程序角模型，计算姿态程序角；
步骤S5，调用姿态控制指令计算模块，计算姿态控制指令，返回步骤S3；
其中，分离前稳定段控制流程和分离后稳定段控制流程包括如下步骤：
步骤S6，判断当前时间是否小于分离前稳定时间，若是则执行步骤S7，否则，执行步骤S8；
步骤S7，程序角保持不变，执行步骤S5；
步骤S8，判断当前时间是否小于分离后稳定时间，若是，则执行稳定结束后星箭分离控制流程；否则，星箭分离次数加1，返回执行步骤S1；
其中，稳定结束后星箭分离控制流程包括如下步骤：
步骤S9，判断当前时间是否达到星箭分离时刻，若是，则执行步骤S10；否则，执行步骤S7；
步骤S10，判断当前分离时序个数是否小于或等于单次分离时序个数，若是，则依次执行步骤S11和步骤S12；否则，执行步骤S7；
步骤S11，按时序码发出分离时序；
步骤S12，按时序宽度写寄存器，返回步骤S10。
2.根据权利要求1所述的星箭分离的模拟控制方法，其特征在于，单次星箭分离控制参数包括：调姿方式标志、调姿角度、分离前稳定时间、分离后稳定时间、分离时序个数、时序码和时序宽度。
3.根据权利要求1所述的星箭分离的模拟控制方法，其特征在于，读取当前次星箭分离控制参数包括读取当前星箭分离的调姿时间、分离前稳定时间、分离后稳定时间、星箭分离时刻、分离时序个数、时序码和时序宽度。
4.根据权利要求1所述的星箭分离的模拟控制方法，其特征在于，预先为单次星箭分离模型建立成员函数，在执行预先设定的星箭分离控制流程时调用相应的成员函数，实现星箭分离控制。
5.一种星箭分离的模拟控制系统，用于执行1-4任意一项所述的星箭分离的模拟控制方法，其特征在于，该系统包括：
模型建立模块，用于将星箭分离过程分成多个独立的单次星箭分离过程，为每个独立的单次星箭分离过程建立三段式的单次星箭分离模型；
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| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| GR01 | Patent grant | ||
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