CN114412665B - 一种固体火箭的点火方法及装置 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及固体运载火箭技术领域，尤其涉及一种固体火箭的点火方法，该方法包括：获取固体火箭的转移轨道的远地点的实际地心矢径，以及所述固体火箭的目标轨道的目标地心矢径；若所述实际地心矢径不大于所述目标地心矢径，则根据所述转移轨道的轨道参数，得到所述固体火箭的实际剩余滑行时间；根据所述实际剩余滑行时间，控制所述固体火箭点火。该方法提高了固体火箭的点火效率和点火时刻的精度，在确保固体火箭的最优点火时刻的前提下，降低了运用在实际固体火箭控制系统的难度，同时提高了固体火箭点火的可靠性。

Description

一种固体火箭的点火方法及装置
技术领域
本发明涉及固体运载火箭技术领域，尤其涉及一种固体火箭的点火方法及装置。
背景技术
在现有方案中，固体火箭从转移轨道进入目标轨道的最优点火时刻是，需要通过复杂的迭代算法确定的。然而，迭代算法计算点火时刻的过程中可能会出现不收敛的情况，导致固体火箭的点火效率低。
发明内容
本申请实施例通过提供一种固体火箭的点火方法及装置，解决了现有技术中固体火箭的点火效率低的技术问题，实现了提高固体火箭的点火效率和点火时刻的精度，在确保固体火箭的最优点火时刻的前提下，降低运用在实际固体火箭控制系统的难度，同时提高固体火箭点火的可靠性的技术效果。
第一方面，本发明实施例提供一种固体火箭的点火方法，包括：
获取固体火箭的转移轨道的远地点的实际地心矢径，以及所述固体火箭的目标轨道的目标地心矢径；
若所述实际地心矢径不大于所述目标地心矢径，则根据所述转移轨道的轨道参数，得到所述固体火箭的实际剩余滑行时间；
根据所述实际剩余滑行时间，控制所述固体火箭点火。
优选的，所述获取固体火箭的转移轨道的远地点的实际地心矢径，包括：
若所述轨道参数包括所述转移轨道在地心惯性坐标系下的半长轴和偏心率，则根据所述半长轴和所述偏心率，得到所述实际地心矢径。
优选的，所述根据所述转移轨道的轨道参数，得到所述固体火箭的实际剩余滑行时间，包括：
若所述轨道参数包括所述转移轨道在所述地心惯性坐标系下的所述半长轴和起始平近点角，则根据所述半长轴和所述起始平近点角，得到第一运行时间，并且根据所述半长轴，得到所述转移轨道的轨道周期，其中，所述起始平近点角为所述固体火箭进入所述转移轨道的起始点时的平近点角，所述第一运行时间为所述转移轨道的近地点至所述起始点的时间；
根据所述第一运行时间和所述轨道周期，得到所述实际剩余滑行时间。
优选的，在获取固体火箭的转移轨道的远地点的实际地心矢径，以及所述固体火箭的目标轨道的目标地心矢径之后，还包括：
若所述实际地心矢径大于所述目标地心矢径，则根据所述目标地心矢径，得到所述固体火箭的目标剩余滑行时间，并根据所述目标剩余滑行时间，控制所述固体火箭点火。
优选的，所述根据所述目标地心矢径，得到所述固体火箭的目标剩余滑行时间，包括：
若所述轨道参数包括所述半长轴和所述偏心率，则根据所述目标地心矢径和所述偏心率，得到目标平近点角；
根据所述半长轴和所述目标平近点角，得到第二运行时间，其中，所述第二运行时间为所述固体火箭从所述转移轨道的近地点运行至所述转移轨道的终点的运行时间；
根据所述第一运行时间和所述第二运行时间，得到所述目标剩余滑行时间。
优选的，所述根据所述目标地心矢径和所述偏心率，得到目标平近点角，包括：
根据所述目标地心矢径、所述半长轴和所述偏心率，得到所述转移轨道的偏近点角；
根据所述偏近点角和所述偏心率，得到所述目标平近点角，其中，所述目标平近点角为所述偏近点角对应的平近点角。
基于同一发明构思，第二方面，本发明还提供一种固体火箭的点火装置，包括：
获取模块，用于获取固体火箭的转移轨道的远地点的实际地心矢径，以及所述固体火箭的目标轨道的目标地心矢径；
判断模块，用于若所述实际地心矢径不大于所述目标地心矢径，则根据所述转移轨道的轨道参数，得到所述固体火箭的实际剩余滑行时间；
点火模块，用于根据所述实际剩余滑行时间，控制所述固体火箭点火。
优选的，获取模块，还用于：
若所述轨道参数包括所述转移轨道在地心惯性坐标系下的半长轴和偏心率，则根据所述半长轴和所述偏心率，得到所述实际地心矢径。
基于同一发明构思，第三方面，本发明提供一种火箭计算机设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述程序时实现固体火箭的点火方法的步骤。
基于同一发明构思，第四方面，本发明提供一种可读存储介质，所述可读存储介质上存储有计算机程序，该程序被处理器执行时实现固体火箭的点火方法的步骤。
本发明实施例中的一个或多个技术方案，至少具有如下技术效果或优点：
在本发明实施例中，在获取固体火箭的转移轨道的远地点的实际地心矢径，以及固体火箭的目标轨道的目标地心矢径后，将实际地心矢径和目标地心矢径进行判断，若实际地心矢径不大于目标地心矢径，则根据转移轨道的轨道参数，得到固体火箭的实际剩余滑行时间。这里，在实际地心矢径不大于目标地心矢径的情形下，根据转移轨道的轨道参数确定出实际剩余滑行时间，该实际剩余滑行时间为最优的点火时刻，实现了快速且精准地得出实际剩余滑行时间，以提高固体火箭的点火效率和点火时刻的精度。再根据实际剩余滑行时间，控制固体火箭点火，以在确保固体火箭的最优点火时刻的前提下，降低运用在实际固体火箭控制系统的难度，同时提高固体火箭点火的可靠性。
附图说明
通过阅读下文优选实施方式的详细描述，各种其他的优点和益处对于本领域普通技术人员将变得清楚明了。附图仅用于示出优选实施方式的目的，而并不认为是对本发明的限制。而且在整个附图中，用相同的参考图形表示相同的部件。在附图中：
图1示出了本发明实施例中的固体火箭的点火方法的步骤流程示意图；
图2示出了本发明实施例中的固体火箭的点火装置的模块示意图。
具体实施方式
下面将参照附图更详细地描述本公开的示例性实施例。虽然附图中显示了本公开的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本公开，并且能够将本公开的范围完整的传达给本领域的技术人员。
实施例一
本发明第一实施例提供了一种固体火箭的点火方法，如图1所示，包括：
S101，获取固体火箭的转移轨道的远地点的实际地心矢径，以及固体火箭的目标轨道的目标地心矢径；
S102，若实际地心矢径不大于目标地心矢径，则根据转移轨道的轨道参数，得到固体火箭的实际剩余滑行时间；
S103，根据实际剩余滑行时间，控制固体火箭点火。
在本实施例中，在获取固体火箭的转移轨道的远地点的实际地心矢径，以及固体火箭的目标轨道的目标地心矢径后，将实际地心矢径和目标地心矢径进行判断，若实际地心矢径不大于目标地心矢径，则根据转移轨道的轨道参数，得到固体火箭的实际剩余滑行时间。这里，在实际地心矢径不大于目标地心矢径的情形下，根据转移轨道的轨道参数确定出实际剩余滑行时间，该实际剩余滑行时间为最优的点火时刻，实现了快速且精准地得出实际剩余滑行时间，以提高固体火箭的点火效率和点火时刻的精度。再根据实际剩余滑行时间，控制固体火箭点火，以在确保固体火箭的最优点火时刻的前提下，降低运用在实际固体火箭控制系统的难度，同时提高固体火箭点火的可靠性。
下面，结合图1来详细介绍本实施例提供的固体火箭的点火方法的具体实施步骤：
首先，执行步骤S101，获取固体火箭的转移轨道的远地点的实际地心矢径，以及固体火箭的目标轨道的目标地心矢径。
具体地，能直接获取到从转移轨道进入目标轨道的参数：目标轨道的目标地心矢径Ra0、地球引力常数μ和固体火箭的点火补偿时间Tfix。
在固体火箭进入转移轨道的起始点时，获取转移轨道的轨道参数。轨道参数包括转移轨道在地心惯性坐标系下的半长轴a1、偏心率e1和起始平近点角M1，起始平近点角M1为固体火箭进入转移轨道的起始点时的平近点角。当然，转移轨道的轨道参数还会包括其他参数，例如升交点赤经和近地点角距等。
获取固体火箭的转移轨道的远地点的实际地心矢径的过程是，如公式(1)所示，若轨道参数包括转移轨道在地心惯性坐标系下的半长轴a1和偏心率e1，则根据半长轴a1和偏心率e1，得到实际地心矢径Ra1。
Ra1＝a1(1+e1) (1)
在得到实际地心矢径和目标地心矢径后，需要将实际地心矢径和目标地心矢径进行判断。接着，执行步骤S102，若实际地心矢径不大于目标地心矢径，则根据转移轨道的轨道参数，得到固体火箭的实际剩余滑行时间。
具体地，在实际地心矢径不大于目标地心矢径的情形下，根据转移轨道的轨道参数确定出实际剩余滑行时间的具体过程是：大前提是若轨道参数包括转移轨道在地心惯性坐标系下的半长轴a1和起始平近点角M1。那么，第一步，如公式(2)所示，根据半长轴a1和起始平近点角M1，得到第一运行时间Dt1，其中，第一运行时间Dt1为转移轨道的近地点至起始点的时间。
Figure BDA0003487719430000061
第二步，如公式(3)所示，根据半长轴a1，得到转移轨道的轨道周期T。
Figure BDA0003487719430000062
第三步，如公式(4)所示，根据第一运行时间Dt1和轨道周期T，得到实际剩余滑行时间Ts1。
Ts1＝T/2-Dt1-Tfix (4)
然后，执行步骤S103，根据实际剩余滑行时间，控制固体火箭点火。
具体地，在得到实际剩余滑行时间后，控制固体火箭按照实际剩余滑行时间进行倒计时。在倒计时为零时，控制固体火箭进行点火，此时的点火时刻为最佳点火时机。
在得到实际地心矢径和目标地心矢径后，需要将实际地心矢径和目标地心矢径进行判断。还会存在一种情形，即若实际地心矢径大于目标地心矢径，则根据目标地心矢径，得到固体火箭的目标剩余滑行时间，并根据目标剩余滑行时间，控制固体火箭点火。
具体地，在实际地心矢径大于目标地心矢径的情形下，根据目标地心矢径确定出目标剩余滑行时间的具体过程是：大前提是若轨道参数包括转移轨道在地心惯性坐标系下的半长轴a1和偏心率e1。那么，第一步，根据目标地心矢径和偏心率，得到目标平近点角。
先根据目标地心矢径Ra0、半长轴a1和偏心率e1，得到转移轨道的偏近点角E。偏近点角E通过公式(5)计算得出的。该偏近点角E为实际地心矢径与目标地心矢径长度相等时对应的偏近点角。
Figure BDA0003487719430000071
再根据偏近点角E和偏心率e1，得到目标平近点角M2，其中，目标平近点角M2为偏近点角E对应的平近点角。得到目标平近点角M2的过程如公式(6)所示。
M2＝E2-e1 sinE2 (6)
第二步，如公式(7)所示，根据半长轴a1和目标平近点角M2，得到第二运行时间Dt2，其中，第二运行时间Dt2为固体火箭从转移轨道的近地点运行至转移轨道的终点的运行时间。转移轨道的终点也为目标轨道的起点。
Figure BDA0003487719430000072
第三步，如公式(8)所示，根据第一运行时间Dt1和第二运行时间Dt2，得到目标剩余滑行时间Ts2。
Ts2＝Dt2-Dt1-Tfix (8)
在得到目标剩余滑行时间Ts2之后，控制固体火箭按照目标剩余滑行时间进行倒计时。在倒计时为零时，控制固体火箭进行点火，此时的点火时刻为最佳点火时机。
本发明实施例中的一个或多个技术方案，至少具有如下技术效果或优点：
在本实施例中，在获取固体火箭的转移轨道的远地点的实际地心矢径，以及固体火箭的目标轨道的目标地心矢径后，将实际地心矢径和目标地心矢径进行判断，若实际地心矢径不大于目标地心矢径，则根据转移轨道的轨道参数，得到固体火箭的实际剩余滑行时间。这里，在实际地心矢径不大于目标地心矢径的情形下，根据转移轨道的轨道参数确定出实际剩余滑行时间，该实际剩余滑行时间为最优的点火时刻，实现了快速且精准地得出实际剩余滑行时间，以提高固体火箭的点火效率和点火时刻的精度。再根据实际剩余滑行时间，控制固体火箭点火，以在确保固体火箭的最优点火时刻的前提下，降低运用在实际固体火箭控制系统的难度，同时提高固体火箭点火的可靠性。
实施例二
基于相同的发明构思，本发明第二实施例还提供了一种固体火箭的点火装置，如图2所示，包括：
获取模块201，用于获取固体火箭的转移轨道的远地点的实际地心矢径，以及所述固体火箭的目标轨道的目标地心矢径；
判断模块202，用于若所述实际地心矢径不大于所述目标地心矢径，则根据所述转移轨道的轨道参数，得到所述固体火箭的实际剩余滑行时间；
点火模块203，用于根据所述实际剩余滑行时间，控制所述固体火箭点火。
作为一种可选的实施例，获取模块201，用于所述获取固体火箭的转移轨道的远地点的实际地心矢径，包括：
若所述轨道参数包括所述转移轨道在地心惯性坐标系下的半长轴和偏心率，则根据所述半长轴和所述偏心率，得到所述实际地心矢径。
作为一种可选的实施例，判断模块202，用于所述根据所述转移轨道的轨道参数，得到所述固体火箭的实际剩余滑行时间，包括：
若所述轨道参数包括所述转移轨道在所述地心惯性坐标系下的所述半长轴和起始平近点角，则根据所述半长轴和所述起始平近点角，得到第一运行时间，并且根据所述半长轴，得到所述转移轨道的轨道周期，其中，所述起始平近点角为所述固体火箭进入所述转移轨道的起始点时的平近点角，所述第一运行时间为所述转移轨道的近地点至所述起始点的时间；
根据所述第一运行时间和所述轨道周期，得到所述实际剩余滑行时间。
作为一种可选的实施例，判断模块202，用于若所述实际地心矢径大于所述目标地心矢径，则根据所述目标地心矢径，得到所述固体火箭的目标剩余滑行时间；
点火模块203，用于根据所述目标剩余滑行时间，控制所述固体火箭点火。
作为一种可选的实施例，判断模块202，用于所述根据所述目标地心矢径，得到所述固体火箭的目标剩余滑行时间，包括：
若所述轨道参数包括所述半长轴和所述偏心率，则根据所述目标地心矢径和所述偏心率，得到目标平近点角；
根据所述半长轴和所述目标平近点角，得到第二运行时间，其中，所述第二运行时间为所述固体火箭从所述转移轨道的近地点运行至所述转移轨道的终点的运行时间；
根据所述第一运行时间和所述第二运行时间，得到所述目标剩余滑行时间。
作为一种可选的实施例，所述根据所述目标地心矢径和所述偏心率，得到目标平近点角，包括：
根据所述目标地心矢径、所述半长轴和所述偏心率，得到所述转移轨道的偏近点角；
根据所述偏近点角和所述偏心率，得到所述目标平近点角，其中，所述目标平近点角为所述偏近点角对应的平近点角。
由于本实施例所介绍的固体火箭的点火装置为实施本申请实施例一中固体火箭的点火方法所采用的装置，故而基于本申请实施例一中所介绍的固体火箭的点火方法，本领域所属技术人员能够了解本实施例的固体火箭的点火装置的具体实施方式以及其各种变化形式，所以在此对于该固体火箭的点火装置如何实现本申请实施例一中的方法不再详细介绍。只要本领域所属技术人员实施本申请实施例一中固体火箭的点火方法所采用的装置，都属于本申请所欲保护的范围。
实施例三
基于相同的发明构思，本发明第三实施例还提供了一种火箭计算机设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述程序时实现上述固体火箭的点火方法中的任一方法的步骤。
实施例四
基于相同的发明构思，本发明第四实施例还提供了一种可读存储介质，其上存储有计算机程序，该程序被处理器执行时实现前文实施例一所述固体火箭的点火方法的任一方法的步骤。
本领域内的技术人员应明白，本发明的实施例可提供为方法、系统、或计算机程序产品。因此，本发明可采用完全硬件实施例、完全软件实施例、或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本发明可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质(包括但不限于磁盘存储器、CD-ROM、光学存储器等)上实施的计算机程序产品的形式。
本发明是参照根据本发明实施例的方法、设备(系统)、和计算机程序产品的流程图和/或方框图来描述的。应理解可由计算机程序指令实现流程图和/或方框图中的每一流程和/或方框、以及流程图和/或方框图中的流程和/或方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式处理机或其他可编程数据处理设备的处理器以产生一个机器，使得通过计算机或其他可编程数据处理设备的处理器执行的指令产生用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。
这些计算机程序指令也可存储在能引导计算机或其他可编程数据处理设备以特定方式工作的计算机可读存储器中，使得存储在该计算机可读存储器中的指令产生包括指令装置的制造品，该指令装置实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能。
这些计算机程序指令也可装载到计算机或其他可编程数据处理设备上，使得在计算机或其他可编程设备上执行一系列操作步骤以产生计算机实现的处理，从而在计算机或其他可编程设备上执行的指令提供用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的步骤。
尽管已描述了本发明的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本发明范围的所有变更和修改。
显然，本领域的技术人员可以对本发明进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包含这些改动和变型在内。

Claims (5)

1.一种固体火箭的点火方法，其特征在于，包括：
获取固体火箭的转移轨道的远地点的实际地心矢径，包括：若所述轨道参数包括所述转移轨道在地心惯性坐标系下的半长轴和偏心率，则根据所述半长轴和所述偏心率，得到所述实际地心矢径；
获取所述固体火箭的目标轨道的目标地心矢径；若所述实际地心矢径不大于所述目标地心矢径，则根据所述转移轨道的轨道参数，得到所述固体火箭的实际剩余滑行时间，包括：
若所述轨道参数包括所述转移轨道在所述地心惯性坐标系下的所述半长轴和起始平近点角，则根据所述半长轴和所述起始平近点角，得到第一运行时间，并且根据所述半长轴，得到所述转移轨道的轨道周期，其中，所述起始平近点角为所述固体火箭进入所述转移轨道的起始点时的平近点角，所述第一运行时间为所述转移轨道的近地点至所述起始点的时间；
根据所述第一运行时间和所述轨道周期，得到所述实际剩余滑行时间；
根据所述实际剩余滑行时间，控制所述固体火箭点火；
若所述实际地心矢径大于所述目标地心矢径，则根据所述目标地心矢径，得到所述固体火箭的目标剩余滑行时间，包括：
若所述轨道参数包括所述半长轴和所述偏心率，则根据所述目标地心矢径和所述偏心率，得到目标平近点角；
根据所述半长轴和所述目标平近点角，得到第二运行时间，其中，所述第二运行时间为所述固体火箭从所述转移轨道的近地点运行至所述转移轨道的终点的运行时间；
根据所述第一运行时间和所述第二运行时间，得到所述目标剩余滑行时间；
并根据所述目标剩余滑行时间，控制所述固体火箭点火。
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据所述目标地心矢径和所述偏心率，得到目标平近点角，包括：
根据所述目标地心矢径、所述半长轴和所述偏心率，得到所述转移轨道的偏近点角；
根据所述偏近点角和所述偏心率，得到所述目标平近点角，其中，所述目标平近点角为所述偏近点角对应的平近点角。
3.一种固体火箭的点火装置，其特征在于，包括：
获取模块，用于获取固体火箭的转移轨道的远地点的实际地心矢径，包括：
若所述轨道参数包括所述转移轨道在地心惯性坐标系下的半长轴和偏心率，则根据所述半长轴和所述偏心率，得到所述实际地心矢径；
获取所述固体火箭的目标轨道的目标地心矢径；
判断模块，用于若所述实际地心矢径不大于所述目标地心矢径，则根据所述转移轨道的轨道参数，得到所述固体火箭的实际剩余滑行时间，包括：
若所述轨道参数包括所述转移轨道在所述地心惯性坐标系下的所述半长轴和起始平近点角，则根据所述半长轴和所述起始平近点角，得到第一运行时间，并且根据所述半长轴，得到所述转移轨道的轨道周期，其中，所述起始平近点角为所述固体火箭进入所述转移轨道的起始点时的平近点角，所述第一运行时间为所述转移轨道的近地点至所述起始点的时间；
根据所述第一运行时间和所述轨道周期，得到所述实际剩余滑行时间；
所述判断模块，还用于若所述实际地心矢径大于所述目标地心矢径，则根据所述目标地心矢径，得到所述固体火箭的目标剩余滑行时间，包括：
若所述轨道参数包括所述半长轴和所述偏心率，则根据所述目标地心矢径和所述偏心率，得到目标平近点角；
根据所述半长轴和所述目标平近点角，得到第二运行时间，其中，所述第二运行时间为所述固体火箭从所述转移轨道的近地点运行至所述转移轨道的终点的运行时间；
根据所述第一运行时间和所述第二运行时间，得到所述目标剩余滑行时间；
并根据所述目标剩余滑行时间，控制所述固体火箭点火；
点火模块，用于根据所述实际剩余滑行时间，控制所述固体火箭点火。
4.一种火箭计算机设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述程序时实现如权利要求1-2中任一权利要求所述的方法步骤。
5.一种可读存储介质，所述可读存储介质上存储有计算机程序，其特征在于，该程序被处理器执行时实现如权利要求1-2中任一权利要求所述的方法步骤。
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