CN113739648A - 可重复使用技术演示验证火箭着陆检测方法、系统及设备 - Google Patents
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Abstract
为了弥补着陆判别的空白，本发明提供一种可重复使用技术演示验证火箭的着陆检测方法，包括步骤:测量火箭回收支腿缓冲器压力值并判别；测量箭体支腿下端面离地高度值并判别；测量箭体轴向过载并判别；测量火箭回收支腿的辅支腿的冲击值并判别；根据标志在镜头画面中的比例进行判别；当缓冲器压力条件满足时，直接判定为火箭着陆；若缓冲器压力条件不满足，但其他四项条件中有两项同时满足，则判定为火箭着陆；判定火箭着陆后，检测制导关机指令发出状态，若尚未发出发动机关机指令，则由着陆判别结果触发备保关机指令；当地面工作人员通过着陆区前端摄像头观测到火箭已着陆，火箭收到“开始发动机后处理”的遥控指令，即停止上述判别。
Description
技术领域
本发明涉及航天技术领域，主要提供一种可重复使用技术演示验证火箭的着陆检测方法、系统及设备。
背景技术
可重复使用技术演示验证火箭，可重复使用技术演示验证火箭一般采用液体火箭发动机，飞行高度较低，不入轨，具有测量箭体离地高度的高度表以及缓冲着陆冲击与过载的回收支腿。与传统火箭的不同在于具有着陆之后复杂的后处理流程，流程有严格的时序要求，直接影响着火箭能否重复使用。火箭着陆时间作为后处理流程时序的参考起点时间，其检测具有重要意义，而目前尚无着陆判别方法参考。同时，演示验证火箭受制于发动机性能的不确定性及高度测量精度，制导关机指令可能无法及时产生，将给着陆后的箭体带来不确定的影响，着陆关机可作为备保关机的方式。
发明内容
为了弥补着陆判别的空白，本发明提供一种可重复使用技术演示验证火箭的着陆检测方法，所述火箭的回收支腿设置有缓冲器，所述缓冲器承受的压力值可以测得，方法包括:
S1、测量火箭回收支腿缓冲器压力值并进行判别；
S2、测量箭体支腿下端面离地高度值并进行判别；
S3、测量箭体轴向过载并进行判别；
S4、测量火箭回收支腿的辅支腿的冲击值并进行判别；
S5、在箭体侧壁安装摄像头拍摄地面绘制的大型标志，获取标志在镜头画面中的比例，与预先试验得到的箭体着陆状态下标志在镜头画面中的比例进行比对，进行判别；
S6、当缓冲器压力条件满足时，直接判定为火箭着陆；若缓冲器压力条件不满足，但箭体轴向过载、辅支腿冲击、支腿下端面离地高度、摄像头画面比例条件中有两项同时满足，则判定为火箭着陆，记录当前时刻为T2，并通过遥测下传；这主要是由于箭体着陆开始的速度、过载、姿态信息将会直接影响箭体着陆过载、冲击，飞行状态不一致将导致上述信息发生变化，可能使过载、冲击判定失效，但着陆过程必然引起支腿的压缩，因此缓冲器压力条件为着陆判定的直接条件，而过载、冲击及离地高度则需组合判定；
S7、当判定火箭着陆后，检测制导关机指令发出状态，若尚未发出发动机关机指令，则由着陆判别结果触发备保关机指令；
当发生以下事件时，即停止上述判别：地面工作人员通过着陆区前端摄像头观测到火箭已着陆，火箭收到“开始发动机后处理”的遥控指令；
其中，步骤S1-5并列进行。
进一步地，所述步骤S1具体为：测量回收支腿的四个缓冲器的氮气室或油缸内的压力Pmd1-4，采样周期为50-1000Hz，具体取值与关注的压力频带范围有关；当箭体支腿下端面离地高度小于5m时，四个计数器Cmd1-4开始计数，Cmd1-4初始值均为0，当压力测量值大于装订阈值Pth时，对应的计数器加一，当压力测量值小于等于装订阈值Pth时，计数器清0；当Cmd1-4中同时有三项值大于Kmd，则判别为满足缓冲器压力条件，Kmd一般取值为20-35。
进一步地，所述步骤S2具体为：：由两台高度表分别测量箭体支腿下端面实际离地高度Hgd1-2，
其中Htx,k为第k个计算周期的高度表天线安装位置离地高度，为高度表天线安装位置距支腿下端面的轴向距离，采样周期为10-100Hz，由于着陆时间测量精度要求较低，但应保证判别正确性，n一般取10-20，提高待处理的数据量，延长判定时间；当箭体支腿下端面离地高度小于5m时，两个计数器Cgd1-2开始计数，Cgd1-2初始值均为0，当Hgd1或Hgd2小于装订阈值Hth时，对应的计数器加一，当Hgd1或Hgd2小于等于装订阈值Hth时，对应的计数器清0；当Cgd1-2中有一项值大于Kgd时则判别为满足支腿下端面离地高度条件，Kgd一般取值为15-25。
进一步地，所述步骤S3具体为：测量箭体轴向过载，即指箭体坐标系下x方向的箭体过载Nx1，采样周期为50-100Hz，由于箭体着陆产生的大过载持续时间较短，且变化较剧烈，因此不做多采样值的平滑处理；当箭体支腿下端面离地高度小于5m时，计数器Cnx开始计数，Cnx初始值均为0，当过载测量值大于装订阈值Nth时，计数器Cnx加一，当过载测量值小于等于装订阈值Nth时，计数器清0；当Cnx值大于Knx时则判别为满足箭体轴向过载条件，Knx一般取值为2-3。
进一步地，所述步骤S4具体为：由于冲击记录的数据量较大，当箭体支腿下端面离地高度小于5m时，箭载计算机向测量系统发出“开始记录冲击”指令，采样周期为10-20kHz，四个计数器Ccj1-4开始计数；测量回收支腿的四个辅支腿的冲击
其中Izt,k为第k个采样周期的辅支腿冲击，n一般取100-150；Ccj1-4初始值均为0，当冲击值Izt大于装订阈值Ith时，对应的计数器加一，当压力测量值小于等于装订阈值Ith时，计数器清0；当Ccj1-4中同时有三项值大于Kcj，则判别为满足辅支腿冲击条件，Kcj一般取值为150-200。
进一步地，所述步骤S5具体为：在着陆区地面绘制大型标志，利用安装在箭体侧壁的摄像头拍摄标志，通过比对标志在镜头画面中的比例Cbz，与预先试验得到的箭体着陆状态下标志在镜头画面中的比例Cbl，当2秒内有大于Kbz帧视频画面满足|Cbz-Cbz|<Bth,则判别为满足摄像头画面比例条件，Kbz一般取值为5-10。
本发明还提供一种可重复使用技术演示验证火箭的着陆检测系统，其特征在于，包括着陆数据处理模块以及着陆判别处理模块；
着陆数据处理模块用于获取并记录压力传感器测量数据、惯组测量得到的箭体轴向过载数据、回收支腿的四个辅支腿冲击值、高度表测量得到的支腿离地高度数据以及摄像头画面比例；
着陆判别处理模块用于根据获取的五个判别条件数据来进行着陆判别并记录下着陆时间。
进一步地，着陆判别处理模块按照下列步骤进行着陆判别，
a.测量回收支腿的四个缓冲器的氮气室或油缸内的压力Pmd1-4，采样周期为50-1000Hz；当箭体支腿下端面离地高度小于5m时，四个计数器Cmd1-4开始计数，Cmd1-4初始值均为0，当压力测量值大于装订阈值Pth时，对应的计数器加一，当压力测量值小于等于装订阈值Pth时，计数器清0；当Cmd1-4中同时有三项值大于Kmd，则判别为满足缓冲器压力条件，Kmd一般取值为20-35。
b.由两台高度表分别测量箭体支腿下端面实际离地高度Hgd1-2，
其中Htx,k为第k个计算周期的高度表天线安装位置离地高度，为高度表天线安装位置距支腿下端面的轴向距离，n一般取10-20，采样周期为10-100Hz；当箭体支腿下端面离地高度小于5m时，两个计数器Cgd1-2开始计数，Cgd1-2初始值均为0，当Hgd1或Hgd2小于装订阈值Hth时，对应的计数器加一，当Hgd1或Hgd2小于等于装订阈值Hth时，对应的计数器清0；当Cgd1-2中有一项值大于Kgd时则判别为满足支腿下端面离地高度条件，Kgd一般取值为15-25。
c.测量箭体轴向过载，即指箭体坐标系下x方向的箭体过载Nx1，采样周期为50-100Hz，由于箭体着陆产生的大过载持续时间较短，且变化较剧烈，因此不做多采样值的平滑处理。当箭体支腿下端面离地高度小于5m时，计数器Cnx开始计数，Cnx初始值均为0，当过载测量值大于装订阈值Nth时，计数器Cnx加一，当过载测量值小于等于装订阈值Nth时，计数器清0。当Cnx值大于Knx时则判别为满足箭体轴向过载条件，Knx一般取值为2-3。
d.当箭体支腿下端面离地高度小于5m时，箭载计算机向测量系统发出“开始记录冲击”指令，采样周期为10-20kHz，四个计数器Ccj1-4开始计数；测量回收支腿的四个辅支腿的冲击
其中Izt,k为第k个采样周期的辅支腿冲击，n一般取100-150；Ccj1-4初始值均为0，当冲击值Izt大于装订阈值Ith时，对应的计数器加一，当压力测量值小于等于装订阈值Ith时，计数器清0；当Ccj1-4中同时有三项值大于Kcj，则判别为满足辅支腿冲击条件，Kcj一般取值为150-200。
e.在着陆区地面绘制大型标志，利用安装在箭体侧壁的摄像头拍摄标志，通过比对标志在镜头画面中的比例Cbz，与预先试验得到的箭体着陆状态下标志在镜头画面中的比例Cbl，当2秒内有大于Kbz帧视频画面满足|Cbz-Cbz|<Bth,则判别为满足摄像头画面比例条件，Kbz一般取值为5-10；
f.当缓冲器压力条件满足时，直接判定为火箭着陆；若缓冲器压力条件不满足，但箭体轴向过载、支腿下端面离地高度、辅支腿冲击、摄像头画面比例这四项条件中有两项同时满足，则判定为火箭触地着陆，记录当前时刻为T2，并通过遥测下传；
g.当判定火箭着陆后，检测制导关机指令发出状态，若尚未发出发动机关机指令，则由着陆判别结果触发备保关机指令。
当发生以下事件时，即停止上述判别：地面工作人员通过着陆区前端摄像头观测到火箭已着陆，火箭收到“开始发动机后处理”的遥控指令。
进一步地，所述可重复使用技术演示验证火箭的着陆检测系统还包括火箭着陆检测执行模块；
火箭着陆检测执行模块用于根据预设着陆状态判别执行控制指令，执行着陆数据处理模块以及着陆判别处理模块。
本发明还提供一种执行可重复使用技术演示验证火箭的着陆检测方法的设备，包括：
存储器，用于存储计算机程序及火箭着陆状态判别方法；
处理器，用于执行所述计算机程序及火箭着陆状态判别方法，以实现如所述可重复使用技术演示验证火箭的着陆检测方法的步骤。
与现有技术相比较而言，本发明具有如下有益效果：
补充了火箭着陆判别方法的空白，可以严格的检测判断火箭着陆时间，作为着陆后后处理流程时序的参考时间。同时，演示验证火箭受制于发动机性能的不确定性及高度测量精度，制导关机指令可能无法及时产生，将给着陆后的箭体带来不确定的影响，本发明提出的判定火箭着陆方法，可根据着陆判别结果作为备保关机的方式，提高可靠性。
相较于单一判据获取的数据有偏差时存在误判风险，本发明根据五项判别条件来判断火箭是否着陆，并且考虑到了传感器故障冗余以及箭体姿态倾斜的情况，综合性考虑了各项判断条件，得出的判断结论更加准确可靠。
附图说明
图1为缓冲器压力条件判别方法流程；
图2为离地高度条件判别方法流程；
图3为箭体轴向过载条件判别方法流程；
图4为辅支腿冲击条件判别方法流程；
图5为火箭着陆判别方法流程；图中火箭触地即为火箭着陆；
图6为箭体坐标系。
具体实施方式
为了使本领域技术人员更好地理解本发明，下面结合具体实施方式对本发明作进一步详细说明。
本实施例中一种可重复使用技术演示验证火箭的着陆检测方法，所述火箭的回收支腿设置有缓冲器，所述缓冲器承受的压力值可以测得，方法包括：
S1、测量回收支腿的四个缓冲器的氮气室或油缸内的压力Pmd1-4，采样周期为50-1000Hz；当箭体支腿下端面离地高度小于5m时，四个计数器Cmd1-4开始计数，Cmd1-4初始值均为0，当压力测量值大于装订阈值Pth时，对应的计数器加一，当压力测量值小于等于装订阈值Pth时，计数器清0；当Cmd1-4中同时有三项值大于Kmd，则判别为满足缓冲器压力条件，Kmd一般取值为20-35；缓冲器压力阈值：与箭体着陆时质量、缓冲器设计参数有关，通过地面试验及数学仿真确定。如图1所示为缓冲器压力条件判别方法流程图。
S2、由两台高度表分别测量箭体支腿下端面实际离地高度Hgd1-2，
其中Htx,k为第k个计算周期的高度表天线安装位置离地高度，为高度表天线安装位置距支腿下端面的轴向距离，n一般取10-20，采样周期为10-100Hz；当箭体支腿下端面离地高度小于5m时，两个计数器Cgd1-2开始计数，Cgd1-2初始值均为0，当Hgd1或Hgd2小于装订阈值Hth时，对应的计数器加一，当Hgd1或Hgd2小于等于装订阈值Hth时，对应的计数器清0；当Cgd1-2中有一项值大于Kgd时则判别为满足支腿下端面离地高度条件，Kgd一般取值为15-25；箭体离地高度阈值：与高度表测量精度有关，一般取值小于高度表测量精度的绝对值。如图2所示为离地高度条件判别方法流程图。
S3、测量箭体轴向过载，即指如图6所示箭体坐标系下x方向的箭体过载Nx1，采样周期为50-100Hz，由于箭体着陆产生的大过载持续时间较短，且变化较剧烈，因此不做多采样值的平滑处理。当箭体支腿下端面离地高度小于5m时，计数器Cnx开始计数，Cnx初始值均为0，当过载测量值大于装订阈值Nth时，计数器Cnx加一，当过载测量值小于等于装订阈值Nth时，计数器清0。当Cnx值大于Knx时则判别为满足箭体轴向过载条件，Knx一般取值为2-3；轴向过载阈值：与箭体着陆过程初始速度、姿态、箭体结构有关，通过地面试验及数学仿真确定。如图3所示为箭体轴向过载条件判别方法流程图。
S4、当箭体支腿下端面离地高度小于5m时，箭载计算机向测量系统发出“开始记录冲击”指令，采样周期为10-20kHz，四个计数器Ccj1-4开始计数；测量回收支腿的四个辅支腿的冲击
其中Izt,k为第k个采样周期的辅支腿冲击，n一般取100-150。Ccj1-4初始值均为0，当冲击值Izt大于装订阈值Ith时，对应的计数器加一，当压力测量值小于等于装订阈值Ith时，计数器清0；当Ccj1-4中同时有三项值大于Kcj，则判别为满足辅支腿冲击条件，Kcj一般取值为150-200；冲击阈值：与箭体着陆过程初始速度、姿态有关，通过地面试验及数学仿真确定。如图4所示为辅支腿冲击条件判别方法流程图。
S5、在着陆区地面绘制大型标志，利用安装在箭体侧壁的摄像头拍摄标志，通过比对标志在镜头画面中的比例Cbz，与预先试验得到的箭体着陆状态下标志在镜头画面中的比例Cbl，当2秒内有大于Kbz帧视频画面满足|Cbz-Cbz|<Bth,则判别为满足摄像头画面比例条件，Kbz一般取值为5-10；画面阈值Bth：与箭体着陆过程中的姿态、摄像头离地距离有关，通过地面试验确定。
S6、当缓冲器压力条件满足时，直接判定为火箭着陆；若缓冲器压力条件不满足，但箭体轴向过载、辅支腿冲击、支腿下端面离地高度、摄像头画面比例条件中有两项同时满足，则判定为火箭着陆，记录当前时刻为T2，并通过遥测下传。如图5所示为火箭着陆判别方法流程图。
具体的，根据缓冲器压力传感器测量的压力值判别：火箭着陆的过程中，支腿足垫与着陆区地面接触，由于冲击力的作用，缓冲器内的氮气室及油缸开始迅速压缩，从而导致压力短期升高至阈值，该阈值大于飞行状态任一时刻的压力值；当箭体逐渐稳定后，压缩量减小并稳定于一值，压力也迅速减小。
由于冲击采集频率高，数据量占总线传输比例大，容易干扰其他传感器数据的传输，因此当箭载计算机判断火箭支腿下端面离地高度小于5m时，向测量系统发出“开始记录冲击”的指令，并记录指令发出的时间。
考虑到箭体距离地面高度较小时，发动机尾焰通过地面反射将使支腿下部分温度过高，不利于附近的电气设备工作，而主支腿安装有缓冲器，将过滤高频部分的冲击测量数据，因此将冲击传感器安装在辅支腿与尾段连接点处可以有效测量由于着陆带来的高频冲击。
具体的，根据箭体过载判断：箭体着陆瞬间，由于初始速度、过载、姿态的影响，支腿产生冲击力，缓冲器可以大幅衰减冲击加速度，但对低频的过载加速度影响较小，因此可以通过安装在舱段内的惯组敏感触地过程中的过载变化来判别箭体着陆与否。
火箭返回的过程中，测量高度下降，直至箭体着陆，测量高度值稳定于一常值(高度表天线到足垫的距离)附近。
着陆冲击力产生的冲击加速度可由安装在辅支腿上的冲击传感器测量，可用于判别箭体着陆与否。
压力、过载、高度测量值及画幅比例开始参与判别箭体着陆的开始时间为：箭体测量到离地高度小于5m时。
着陆先产生冲击与过载值变化，接着缓冲器有压力变化；高度在着陆后几乎保持不变。
具体的，本实施例判据中：
Cmd1-4表示对应标号的缓冲器压力测量值连续小于装订阈值Pth的次数，Kmd为装订值，表示满足缓冲器压力条件的次数，Kmd一般取值为20-35，例如20、22、25、28、30、32、35等。与缓冲器的设计值及箭体着陆速度、姿态有关，具体数值通过仿真或试验得到。
当Cmd1-4中有三项以上值小于Kmd，则判别为满足缓冲器压力条件；由于加工工艺的偏差以及箭体着陆过程中具有一定倾斜角，着陆过程中存在多种不同支腿触地的方式，且考虑到压力传感器故障冗余的情况，因此将判据设为4取3。
Ccj1-4表示对应标号的辅支腿冲击测量值连续大于装订阈值Ith的次数，Kcj为装订值，表示满足辅支腿冲击条件的次数，Kcj一般取值为150-200，例如150、160、170、180、190、200等。与缓冲器的设计值及箭体着陆速度、姿态有关，具体数值通过仿真或试验得到。
当Ccj1-4中有三项以上值大于Kcj，则判别为满足缓冲器压力条件；由于加工工艺的偏差以及箭体着陆过程中具有一定倾斜角，着陆过程中存在多种不同支腿触地的方式，且考虑到压力传感器故障冗余的情况，因此将判据设为4取3。
Cnx表示箭体过载测量值连续大于装订阈值Nth的次数，Knx为装订值，表示满足箭体轴向过载条件的次数，Knx一般取值为2-3。
Cgd1-2表示高度表测量的箭体支腿下端面实际离地高度连续小于装订阈值Hth的次数，Kgd为装订值，表示满足支腿下端面离地高度条件的次数，Kgd一般取值为15-25，例如15、17、19、20、22、25等。
当Cgd1-2中有一项值大于Kgd时则判别为满足支腿下端面离地高度条件。
Kbz表示2秒内地面标志占画幅的比例与着陆状态应有的画幅比例偏差小于装订阈值Bth的帧数，Kbz一般取值为5-10，例如5、7、8、9、10等；
具体的，本实施例的组合着陆判别方法：
单独一个条件判别并不能准确地判断火箭是否着陆；
着陆初始状态(速度、姿态)将直接影响着陆后的过载、冲击测量值，但阈值却是定值，如：初始速度较小时，过载及冲击的最大值也很小，判别可能失效；
由于高度表有测量误差，因此需要结合其他判据共同完成着陆判断。
箭上摄像头拍摄的标志占画幅的比例受箭体着陆姿态影响较大，判别可能失效；
由于重力的影响，缓冲器在着陆过程中将会压缩产生压力，与飞行状态差别较大，容易判别；因此将缓冲器压力作为着陆主要判别方式，过载、冲击、离地高度及画幅比例作为辅助判别方式。
判断顺序为先判断冲击、再判断压力、过载，最后判断高度及画幅比例；实际上这五种测量值是同时开始采集的，但理论上火箭着陆的过程中，支腿足垫与着陆区地面接触，由于初始速度、过载、姿态的影响，支腿先产生冲击力；随后缓冲器内的氮气室及油缸开始压缩，从而导致压力升高，冲击力通过缓冲器、舱段传至惯组安装处。
S7、当判断为火箭着陆后要做的工作：将着陆时间通过遥测下传；当判定火箭着陆后，检测制导关机指令发出状态，若尚未发出发动机关机指令，则由着陆判别结果触发备保关机指令。
当发生以下事件时，即停止上述判别：地面工作人员通过着陆区前端摄像头观测到火箭已着陆，火箭收到“开始发动机后处理”的遥控指令。
基于同一发明构思，本发明提供的可重复使用技术演示验证火箭的离台检测系统，包括着陆数据处理模块以及离台判别处理模块；
着陆数据处理模块用于获取并记录压力传感器测量数据、惯组测量得到的箭体轴向过载数据、回收支腿的四个辅支腿冲击值、高度表测量得到的支腿离地高度数据以及摄像头画面比例；
着陆判别处理模块用于根据获取的五个判别条件数据来进行着陆判别并记录下着陆时间。
具体的，本中的模块设计代码或指令，可以是软件和/或固件由处理电路包括一个或多个处理器执行，如一个或多个数字信号处理器(DSP)，通用微处理器，特定应用集成电路(ASICs)，现场可编程门阵列(FPGA)，或者其它等价物把集成电路或离散逻辑电路。因此，术语“处理器，”由于在用于本文时可以指任何前述结构或任何其它的结构更适于实现的这里所描述的技术。另外，在一些方面，本公开中所描述的功能可以提供在软件模块和硬件模块。
如果在硬件中实现，本发明涉及一种装置，例如可以作为处理器或者集成电路装置，诸如集成电路芯片或芯片组。可替换地或附加地，如果软件或固件中实现，所述技术可实现至少部分地由计算机可读的数据存储介质，包括指令，当执行时，使处理器执行一个或更多的上述方法。例如，计算机可读的数据存储介质可以存储诸如由处理器执行的指令。
基于同一发明构思，可能以许多方式来实现本发明的方法以及装置。例如，可通过软件、硬件、固件或者软件、硬件、固件的任何组合来实现本发明的方法以及装置。用于所述方法的步骤的上述顺序仅是为了进行说明，本发明的方法的步骤不限于以上具体描述的顺序，除非以其它方式特别说明。此外，在一些实施例中，还可将本发明实施为记录在记录介质中的程序，这些程序包括用于实现根据本发明的方法的机器可读指令。因而，本发明还覆盖存储用于执行根据本发明的方法的程序的记录介质。
Claims (10)
1.一种可重复使用技术演示验证火箭的着陆检测方法，其特征在于，该方法包括步骤:
S1、测量火箭回收支腿缓冲器压力值并进行判别；
S2、测量箭体支腿下端面离地高度值并进行判别；
S3、测量箭体轴向过载并进行判别；
S4、测量火箭回收支腿的辅支腿的冲击值并进行判别；
S5、在箭体侧壁安装摄像头拍摄地面绘制的大型标志，获取标志在镜头画面中的比例，与预先试验得到的箭体着陆状态下标志在镜头画面中的比例进行比对，进行判别；
S6、当缓冲器压力条件满足时，直接判定为火箭着陆；若缓冲器压力条件不满足，但箭体轴向过载、辅支腿冲击、支腿下端面离地高度、摄像头画面比例条件中有两项同时满足，则判定为火箭着陆，记录当前时刻为T2，并通过遥测下传；
S7、当判定火箭着陆后，检测制导关机指令发出状态，若尚未发出发动机关机指令，则由着陆判别结果触发备保关机指令；
当发生以下事件时，即停止上述判别：地面工作人员通过着陆区前端摄像头观测到火箭已着陆，火箭收到“开始发动机后处理”的遥控指令；
其中，步骤S1-5并列进行。
2.根据权利要求1所述的一种可重复使用技术演示验证火箭的着陆检测方法，其特征在于，所述步骤S1具体为：
测量回收支腿的四个缓冲器的氮气室或油缸内的压力Pmd1-4，采样周期为50-1000Hz；当箭体支腿下端面离地高度小于5m时，四个计数器Cmd1-4开始计数，Cmd1-4初始值均为0，当压力测量值大于装订阈值Pth时，对应的计数器加一，当压力测量值小于等于装订阈值Pth时，计数器清0；当Cmd1-4中同时有三项值大于Kmd，则判别为满足缓冲器压力条件，Kmd一般取值为20-35。
3.根据权利要求1所述的一种可重复技术演示验证火箭的着陆检测方法，其特征在于，所述步骤S2具体为：
由两台高度表分别测量箭体支腿下端面实际离地高度Hgd1-2，
其中Htx,k为第k个计算周期的高度表天线安装位置离地高度，为高度表天线安装位置距支腿下端面的轴向距离，n一般取10-20，采样周期为10-100Hz；当箭体支腿下端面离地高度小于5m时，两个计数器Cgd1-2开始计数，Cgd1-2初始值均为0，当Hgd1或Hgd2小于装订阈值Hth时，对应的计数器加一，当Hgd1或Hgd2小于等于装订阈值Hth时，对应的计数器清0；当Cgd1-2中有一项值大于Kgd时则判别为满足支腿下端面离地高度条件，Kgd一般取值为15-25。
4.根据权利要求1所述的一种可重复使用技术演示验证火箭的着陆检测方法，其特征在于，所述步骤S3具体为：
测量箭体轴向过载，即指箭体坐标系下x方向的箭体过载Nx1，采样周期为50-100Hz，由于箭体着陆产生的大过载持续时间较短，且变化较剧烈，因此不做多采样值的平滑处理；当箭体支腿下端面离地高度小于5m时，计数器Cnx开始计数，Cnx初始值均为0，当过载测量值大于装订阈值Nth时，计数器Cnx加一，当过载测量值小于等于装订阈值Nth时，计数器清0；当Cnx值大于Knx时则判别为满足箭体轴向过载条件，Knx一般取值为2-3。
5.根据权利要求1所述的一种可重复使用技术演示验证火箭的着陆检测方法，其特征在于，所述步骤S4具体为：
当箭体支腿下端面离地高度小于5m时，箭载计算机向测量系统发出“开始记录冲击”指令，采样周期为10-20kHz，四个计数器Ccj1-4开始计数；测量回收支腿的四个辅支腿的冲击
其中Izt,k为第k个采样周期的辅支腿冲击，n一般取100-150；Ccj1-4初始值均为0，当冲击值Izt大于装订阈值Ith时，对应的计数器加一，当压力测量值小于等于装订阈值Ith时，计数器清0；当Ccj1-4中同时有三项值大于Kcj，则判别为满足辅支腿冲击条件，Kcj一般取值为150-200。
6.根据权利要求1所述的一种可重复使用技术演示验证火箭的着陆检测方法，其特征在于，所述步骤S5具体为：
在着陆区地面绘制大型标志，利用安装在箭体侧壁的摄像头拍摄标志，通过比对标志在镜头画面中的比例Cbz，与预先试验得到的箭体着陆状态下标志在镜头画面中的比例Cbl，当2秒内有大于Kbz帧视频画面满足|Cbz-Cbz|<Bth,则判别为满足摄像头画面比例条件，Kbz一般取值为5-10。
7.一种可重复使用技术演示验证火箭的着陆检测系统，其特征在于，包括着陆数据处理模块以及着陆判别处理模块；
着陆数据处理模块用于获取并记录压力传感器测量数据、惯组测量得到的箭体轴向过载数据、回收支腿的四个辅支腿冲击值、高度表测量得到的支腿离地高度数据以及摄像头画面比例；
着陆判别处理模块用于根据获取的五个判别条件数据来进行着陆判别并记录下着陆时间。
8.根据权利要求7所述的一种可重复使用技术演示验证火箭的着陆检测系统，其特征在于，着陆判别处理模块按照下列步骤进行着陆判别：
a.测量回收支腿的四个缓冲器的氮气室或油缸内的压力Pmd1-4，采样周期为1kHz；当箭体支腿下端面离地高度小于5m时，四个计数器Cmd1-4开始计数，Cmd1-4初始值均为0，当压力测量值大于装订阈值Pth时，对应的计数器加一，当压力测量值小于等于装订阈值Pth时，计数器清0；当Cmd1-4中同时有三项值大于Kmd，则判别为满足缓冲器压力条件，Kmd一般取值为20-35；
b.由两台高度表分别测量箭体支腿下端面实际离地高度Hgd1-2，
其中Htx,k为第k个计算周期的高度表天线安装位置离地高度，为高度表天线安装位置距支腿下端面的轴向距离，n一般取10-20，采样周期为100Hz；当箭体支腿下端面离地高度小于5m时，两个计数器Cgd1-2开始计数，Cgd1-2初始值均为0，当Hgd1或Hgd2小于装订阈值Hth时，对应的计数器加一，当Hgd1或Hgd2小于等于装订阈值Hth时，对应的计数器清0；当Cgd1-2中有一项值大于Kgd时则判别为满足支腿下端面离地高度条件，Kgd一般取值为15-25；
c.测量箭体轴向过载，即指箭体坐标系下x方向的箭体过载Nx1，采样周期为100Hz，由于箭体着陆产生的大过载持续时间较短，且变化较剧烈，因此不做多采样值的平滑处理；当箭体支腿下端面离地高度小于5m时，计数器Cnx开始计数，Cnx初始值均为0，当过载测量值大于装订阈值Nth时，计数器Cnx加一，当过载测量值小于等于装订阈值Nth时，计数器清0；当Cnx值大于Knx时则判别为满足箭体轴向过载条件，Knx一般取值为2-3；
d.当箭体支腿下端面离地高度小于5m时，箭载计算机向测量系统发出“开始记录冲击”指令，采样周期为20kHz，四个计数器Ccj1-4开始计数；测量回收支腿的四个辅支腿的冲击
其中Izt,k为第k个采样周期的辅支腿冲击，n一般取100-150；Ccj1-4初始值均为0，当冲击值Izt大于装订阈值Ith时，对应的计数器加一，当压力测量值小于等于装订阈值Ith时，计数器清0；当Ccj1-4中同时有三项值大于Kcj，则判别为满足辅支腿冲击条件，Kcj一般取值为150-20；
e.在着陆区地面绘制大型标志，利用安装在箭体侧壁的摄像头拍摄标志，通过比对标志在镜头画面中的比例Cbz，与预先试验得到的箭体着陆状态下标志在镜头画面中的比例Cbl，当2秒内有大于Kbz帧视频画面满足|Cbz-Cbz|<Bth,则判别为满足摄像头画面比例条件，Kbz一般取值为5-10；
f.当缓冲器压力条件满足时，直接判定为火箭着陆；若缓冲器压力条件不满足，但箭体轴向过载、支腿下端面离地高度、辅支腿冲击、摄像头画面比例这四项条件中有两项同时满足，则判定为火箭触地着陆，记录当前时刻为T2，并通过遥测下传；
g.当判定火箭着陆后，检测制导关机指令发出状态，若尚未发出发动机关机指令，则由着陆判别结果触发备保关机指令；
当发生以下事件时，即停止上述判别：地面工作人员通过着陆区前端摄像头观测到火箭已着陆，火箭收到“开始发动机后处理”的遥控指令。
9.根据权利要求7所述的一种可重复使用技术演示验证火箭的着陆检测系统，其特征在于，还包括火箭着陆检测执行模块；
火箭着陆检测执行模块用于根据预设着陆状态判别执行控制指令，执行着陆数据处理模块以及着陆判别处理模块。
10.一种执行可重复使用技术演示验证火箭的着陆检测方法的设备，其特征在于，包括：
存储器，用于存储计算机程序及火箭着陆状态判别方法；
处理器，用于执行所述计算机程序及火箭着陆状态判别方法，以实现如权利要求1至6任意一项所述可重复使用技术演示验证火箭的着陆检测方法的步骤。
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