CN114510074A - 航天器飞行控制方法及装置、存储介质和处理器 - Google Patents

Abstract

本申请公开了一种航天器飞行控制方法及装置、存储介质和处理器。该方法包括：当检测到飞行控制事件发生时，确定目标航天器和目标测控站之间的光行时；根据光行时和目标控制指令的计划执行时间，确定目标上行载波的发送时间；根据目标上行载波的发送时间和预设时长，将目标控制指令发送至目标航天器，其中，预设时长小于上行载波从目标测控站到目标航天器的传输时间；依据目标控制指令，对目标航天器进行飞行控制。通过本申请，解决了相关技术中采用测控站‑航天器‑测控站的大回路闭环控制模式和上下行测控链路耦合的控制方式对大时延工况下航天器进行飞行控制时效性较差、导致飞行控制效果难以符合预期的问题。

Description

航天器飞行控制方法及装置、存储介质和处理器

技术领域

本申请涉及航天器测控技术领域，具体而言，涉及一种航天器飞行控制方法及装置、存储介质和处理器。

背景技术

根据航天器飞行控制需求，通过测控站对航天器进行上行遥控发令或数据注入，然后通过测控站转发的下行遥测对遥控指令执行效果进行状态监视和判读。例如，在近地或月球探测器的飞控任务中，由于航天器与测控站之间距离较近，从地面遥控指令发出到接收到测控站转发的器上指令的执行状态变化响应遥测，时间延迟通常是在毫秒级或者秒级，也就是说，从测控站上行载波发出到接收到经航天器转发的信号确定目标捕获完成耗时大约在毫秒或者秒级。故目前相关技术中通常采用测控站-航天器-测控站的大回路闭环控制模式对航天器进行飞行控制，通过此种方式中的下行遥测或数传数据能够及时对器上遥控指令执行情况进行判读，在此模式下若遥控指令发送或执行存在异常情况，地面能够及时进行补发。另外，在采用闭环控制模式的过程中，需要等待双向光行时器上转发上行信号返回、测控站捕获完成后才能进行遥控发令，并且闭环控制模式上行链路和下行链路存在一定的耦合性，下行遥测中断会导致上行链路失捕，需要测控站重新进行上行捕获后才能继续进行遥控发令。

在火星探测任务中，器地距离最远由地月空间的40万公里增加至地火空间的4亿公里量级，由于器地距离较远导致器地传输时延较大。例如，在地火转移飞行阶段，器地距离由近渐远，器地传输时延逐渐变大，导致火星捕获时的器地单向时延超过10分钟；另外，在环绕火星飞行阶段，由于火星和地球均围绕太阳公转，火星和地球之间的距离也呈现周期性变化，故环火期间器地单向时延约4.5min～21.9min，器地往返双向传输时延最多可达约44分钟，所以火星探测是一种典型的超大变时延工况。因此，在进行火星探测器飞行控制时，单向光行时最大将近20多分钟，探测器进站时测控站接收到的下行数据来自于20多分钟以前探测器下传信号，探测器进站时测控站发送上行载波需要约20多分钟以后才能到达探测器。若仍采用传统近地航天器使用的闭环控制模式，从进站开始至少需要等待双向光行时约40多分钟才能进行上行遥控发令，则在此基础上需要再等待双向光行时约40多分钟才能确认器上遥控指令接收执行情况。因此，若仍采用此种闭环控制模式进行火星探测，则会导致地面不具备进站后第一时间进行上行遥控发令以及第一时间对遥控发令的执行效果的状态进行监视和判读的条件。而且，若发生探测器下行遥测中断，从探测器下行遥测中断到测控站接收遥测中断、上行失捕耗时单向光行时，从上行失捕到测控站重新进行上行捕获并确定目标捕获完成，耗时至少双向光行时，也即探测器偶发下行遥测中断后累计至少3个光行时耗时约1个小时左右后才能继续进行遥控发令。综上，闭环控制模式及其上下行链路耦合测控方式不适用于火星以远深空探测器，采用上述方式既浪费测控站的有效测控资源，也不利于应急处置上行遥控发令。

另外，深空站测控设备系统的捕获模式包括常规模式和为深空模式，具体系统捕获方式包括常规扫描、常规预置、深空扫描、深空预置四种方式。在以往月球探测任务中，深空站主要使用常规扫描捕获方式。故在常规模式(含常规扫描捕获及常规预置捕获)下，地面深空站测控设备在仰角10°(按几何可见计算)以上时刻，启动扫描或直接发送上行载波，经过单程地器传输时延后，上行载波抵达探测器并完成载波锁定，之后再经过单程器地传输时延，地面通过随扫回零或星锁信息判定双捕完成后，再发送测距音，完成系统捕获。完成捕获后，将外测数据发送至飞行控制中心。原则上，捕获完成后才可以向探测器发送上行遥控指令及注入数据。其中，在常规预置模式下，地面接收到探测器下传的器上锁定遥测，飞行控制中心完成探测器上行链路锁定状态判断后，向深空站发送“航天器上行链路状态”信息，深空站接收到星锁信息后完成双向捕获。关于采用常规测控模式进行上行发令的示意图如图1所示。

针对相关技术中采用测控站-航天器-测控站的大回路闭环控制模式和上下行测控链路耦合的控制方式对大时延工况下航天器进行飞行控制时效性较差、导致飞行控制效果难以符合预期的问题，目前尚未提出有效的解决方案。

发明内容

本申请的主要目的在于提供一种航天器飞行控制方法及装置、存储介质和处理器，以解决相关技术中采用测控站-航天器-测控站的大回路闭环控制模式和上下行测控链路耦合的控制方式对大时延工况下航天器进行飞行控制时效性较差、导致飞行控制效果难以符合预期的问题。

为了实现上述目的，根据本申请的一个方面，提供了一种航天器飞行控制方法。该方法包括：当检测到飞行控制事件发生时，确定目标航天器和目标测控站之间的光行时；根据所述光行时和目标控制指令的计划执行时间，确定目标上行载波的发送时间，其中，所述目标上行载波由所述目标测控站发送；根据所述目标上行载波的发送时间和预设时长，将所述目标控制指令发送至所述目标航天器，其中，所述预设时长是所述目标上行载波在所述发送时间发出后需等待的时长，其中，所述时长小于所述目标上行载波从所述目标测控站到所述目标航天器的传输时间；依据所述目标控制指令，对所述目标航天器进行飞行控制。

进一步地，若所述目标控制指令为遥控指令，在根据所述光行时和目标控制指令的计划执行时间，确定目标上行载波的发送时间之后，所述方法还包括：根据所述目标上行载波的发送时间，将所述目标上行载波发送至所述目标航天器，并在所述目标航天器的测控应答机上对所述目标上行载波进行锁定，得到所述测控应答机的锁定状态；利用遥测技术，将所述测控应答机的锁定状态下行发送至所述目标测控站。

进一步地，若所述目标控制指令为遥控指令，在根据所述目标上行载波的发送时间和预设时长，将所述目标控制指令发送至所述目标航天器之后，所述方法还包括：获取所述目标测控站向飞行控制中心发送的小环比对结果，其中，所述小环比对结果为采用遥控技术进行小环比对的结果；依据所述小环比对结果，确定所述目标控制指令的传输、调制及发出状态。

进一步地，若所述目标控制指令为遥控指令，在根据所述目标上行载波的发送时间和预设时长，将所述目标控制指令发送至所述目标航天器之后，所述方法还包括：确定所述目标航天器的目标下行遥测参数的变化；依据所述目标航天器的目标下行遥测参数的变化，得到所述目标控制指令的执行结果；将所述目标控制指令的执行结果由所述目标航天器发送至所述目标测控站。

进一步地，若所述目标控制指令为延时指令，在所述延时指令执行之前，所述方法还包括：获取所述延时指令对应的延时注入数据的组帧标识，其中，所述延时注入数据为用于控制所述目标航天器的工作状态的参数数据；依据所述延时注入数据的组帧标识，对所述延时指令进行组帧，生成目标延时注入数据；根据所述目标上行载波的发送时间和预设时长，将所述目标延时注入数据上行发送至所述目标航天器；依据所述目标延时注入数据，对所述目标航天器实际接收到的延时指令的原码进行内存下卸，得到内存下卸后的原码；比较所述内存下卸后的原码与所述目标延时注入数据对应的原码是否一致；若比较所述内存下卸后的原码与所述目标延时注入数据对应的原码不一致，则取消执行所述延时指令，并确定所述内存下卸后的原码与所述目标延时注入数据对应的原码不一致的原因；若比较所述内存下卸后的原码与所述目标延时注入数据对应的原码一致，则执行所述延时指令。

进一步地，在获取所述延时指令对应的延时注入数据的组帧标识之前，所述方法还包括：依据所述延时指令，确定所述延时指令对应的第一目标计划，其中，所述第一目标计划中至少包括对所述延时指令进行规划的约束条件；依据所述延时指令对应的第一目标计划，生成所述延时指令对应的第二目标计划，其中，所述第二目标计划中至少包括所述延时指令的预设执行时间和预设执行任务；依据所述第二目标计划，生成所述延时指令对应的延时注入数据。

进一步地，在所述延时指令执行之后，所述方法还包括：确定所述目标航天器的下行遥测参数的变化情况；根据所述目标航天器的下行遥测参数的变化情况，判断所述延时指令执行结果的正确性。

为了实现上述目的，根据本申请的另一方面，提供了一种航天器飞行控制装置。该装置包括：第一确定单元，用于当检测到飞行控制事件发生时，确定目标航天器和目标测控站之间的光行时；第二确定单元，用于根据所述光行时和目标控制指令的计划执行时间，确定目标上行载波的发送时间，其中，所述目标上行载波由所述目标测控站发送；第一发送单元，用于根据所述目标上行载波的发送时间和预设时长，将所述目标控制指令发送至所述目标航天器，其中，所述预设时长是所述目标上行载波在所述发送时间发出后需等待的时长，其中，所述时长小于所述目标上行载波从所述目标测控站到所述目标航天器的传输时间；第一控制单元，用于依据所述目标控制指令，对所述目标航天器进行飞行控制。

进一步地，若所述目标控制指令为遥控指令，所述装置还包括：第一处理单元，用于在根据所述光行时和目标控制指令的计划执行时间，确定目标上行载波的发送时间之后，根据所述目标上行载波的发送时间，将所述目标上行载波发送至所述目标航天器，并在所述目标航天器的测控应答机上对所述目标上行载波进行锁定，得到所述测控应答机的锁定状态；第二发送单元，用于利用遥测技术，将所述测控应答机的锁定状态下行发送至所述目标测控站。

进一步地，若所述目标控制指令为遥控指令，所述装置还包括：第一获取单元，用于在根据所述目标上行载波的发送时间和预设时长，将所述目标控制指令发送至所述目标航天器之后，获取所述目标测控站向飞行控制中心发送的小环比对结果，其中，所述小环比对结果为采用遥控技术进行小环比对的结果；第三确定单元，用于依据所述小环比对结果，确定所述目标控制指令的传输、调制及发出状态。

进一步地，若所述目标控制指令为遥控指令，所述装置还包括：第四确定单元，用于在根据所述目标上行载波的发送时间和预设时长，将所述目标控制指令发送至所述目标航天器之后，确定所述目标航天器的目标下行遥测参数的变化；第二处理单元，用于依据所述目标航天器的目标下行遥测参数的变化，得到所述目标控制指令的执行结果；第三发送单元，用于将所述目标控制指令的执行结果由所述目标航天器发送至所述目标测控站。

进一步地，若所述目标控制指令为延时指令，所述装置还包括：第二获取单元，用于在所述延时指令执行之前，获取所述延时指令对应的延时注入数据的组帧标识，其中，所述延时注入数据为用于控制所述目标航天器的工作状态的参数数据；第一组帧单元，用于依据所述延时注入数据的组帧标识，对所述延时指令进行组帧，生成目标延时注入数据；第一注入单元，用于根据所述目标上行载波的发送时间和预设时长，将所述目标延时注入数据上行发送至所述目标航天器；第一下卸单元，用于依据所述目标延时注入数据，对所述目标航天器实际接收到的延时指令的原码进行内存下卸，得到内存下卸后的原码；第一比较单元，用于比较所述内存下卸后的原码与所述目标延时注入数据对应的原码是否一致；第三处理单元，用于若比较所述内存下卸后的原码与所述目标延时注入数据对应的原码不一致，则取消执行所述延时指令，并确定所述内存下卸后的原码与所述目标延时注入数据对应的原码不一致的原因；第一执行单元，用于若比较所述内存下卸后的原码与所述目标延时注入数据对应的原码一致，则执行所述延时指令。

进一步地，所述装置还包括：第五确定单元，用于在获取所述延时指令对应的延时注入数据的组帧标识之前，依据所述延时指令，确定所述延时指令对应的第一目标计划，其中，所述第一目标计划中至少包括对所述延时指令进行规划的约束条件；第一生成单元，用于依据所述延时指令对应的第一目标计划，生成所述延时指令对应的第二目标计划，其中，所述第二目标计划中至少包括所述延时指令的预设执行时间和预设执行任务；第二注入单元，用于依据所述第二目标计划，生成所述延时指令对应的延时注入数据。

进一步地，所述装置还包括：第六确定单元，用于在所述延时指令执行之后，确定所述目标航天器的下行遥测参数的变化情况；第一判断单元，用于根据所述目标航天器的下行遥测参数的变化情况，判断所述延时指令执行结果的正确性。

为了实现上述目的，根据本申请的另一方面，提供了一种处理器，所述处理器用于运行程序，其中，所述程序运行时执行上述的任意一项所述的航天器飞行控制方法。

为了实现上述目的，根据本申请的另一方面，提供了一种存储介质，所述存储介质包括存储的程序，其中，所述程序执行上述的任意一项所述的航天器飞行控制方法。

通过本申请，采用以下步骤：当检测到飞行控制事件发生时，确定目标航天器和目标测控站之间的光行时；根据光行时和目标控制指令的计划执行时间，确定目标上行载波的发送时间，其中，目标上行载波由目标测控站发送；根据目标上行载波的发送时间和预设时长，将目标控制指令发送至目标航天器，其中，预设时长是目标上行载波在发送时间发出后需等待的时长，其中，时长小于目标上行载波从目标测控站到目标航天器的传输时间；依据目标控制指令，对目标航天器进行飞行控制，解决了相关技术中采用测控站-航天器-测控站的大回路闭环控制模式和上下行测控链路耦合的控制方式对大时延工况下航天器进行飞行控制时效性较差、导致飞行控制效果难以符合预期的问题。通过根据光行时和目标指令的计划发送时间，确定目标上行载波的发送时间，再根据目标上行载波的发送时间和预设时长，将目标指令发送至目标航天器，且预设时长小于上行载波从目标测控站到目标航天器的传输时间，并依据目标指令，对目标航天器进行飞行控制，从而提升了对大时延工况下的航天器进行飞行控制的时效性，进而提升了飞行控制效果。

附图说明

构成本申请的一部分的附图用来提供对本申请的进一步理解，本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，并不构成对本申请的不当限定。在附图中：

图1是根据现有技术的一种采用常规测控模式进行上行发令的示意图；

图2是根据本申请实施例提供的航天器飞行控制方法的流程图；

图3是本申请实施例中的在火星探测大时延工况下的测控站跟踪引导的示意图；

图4是本申请实施例中的在上行指令发送时刻对公式进行修正说明的示意图；

图5是本申请实施例中的延时指令内存下卸自动比对流程的示意图；

图6是本申请实施例中的采用深空测控模式进行上行发令的示意图；

图7是根据本申请实施例提供的航天器飞行控制装置的示意图。

具体实施方式

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本申请。

为了使本技术领域的人员更好地理解本申请方案，下面将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，所描述的实施例仅仅是本申请一部分的实施例，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，都应当属于本申请保护的范围。

需要说明的是，本申请的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本申请的实施例。此外，术语“包括”和“具有”以及他们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含，例如，包含了一系列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或设备不必限于清楚地列出的那些步骤或单元，而是可包括没有清楚地列出的或对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或单元。

下面结合优选的实施步骤对本发明进行说明，图2是根据本申请实施例提供的航天器飞行控制方法的流程图，如图2所示，该方法包括如下步骤：

步骤S201，当检测到飞行控制事件发生时，确定目标航天器和目标测控站之间的光行时。

例如，当检测到飞行控制事件发生时，确定飞行控制事件发生时刻测控站与深空探测航天器之间的光行时。且上述的深空探测任务可以为火星探测任务。另外，光行时为信号从发射端(航天器或测控站)到接收端(测控站或航天器)之间传播的时间间隔。

步骤S202，根据光行时和目标控制指令的计划执行时间，确定目标上行载波的发送时间，其中，目标上行载波由目标测控站发送。

例如，根据信号发射(测控站或航天器)和接收(航天器或测控站)之间传播的时间间隔，及遥控指令的计划执行时间，确定上行载波的发送时间。在大时延工况下发送航天器遥控指令时，由于存在信号传输光行时的影响，故上行飞控事件应提前安排。假如在火星探测任务中，用户计划在上午十点向航天器发射一个命令，但是由于器地距离较远，也即命令的发送时间会受到光行时的影响，所以用户应提前20分钟进行指令的发送，可以在九点四十分左右发送上行载波。

步骤S203，根据目标上行载波的发送时间和预设时长，将目标控制指令发送至目标航天器，其中，预设时长是目标上行载波在发送时间发出后需等待的时长，其中，时长小于目标上行载波从目标测控站到目标航天器的传输时间。

例如，通过采用上行和下行测控链路解耦合的深空测控模式，即将上行和下行测控链路进行解耦合后，地面测控设备向航天器发送上行载波，且载波在发出后保持一定时长，随后再向航天器发送指令。而且，载波发出后需等待的时长应小于载波从测控站到航天器的传输时间，即在载波还没到达航天器的时候，就需要将指令发出。

步骤S204，依据目标控制指令，对目标航天器进行飞行控制。

例如，根据控制指令，对航天器进行飞行控制。假如指令为打开某个相机进行拍照，则会依据这个指令去执行相应的操作，也即响应此指令去进行打开相机的操作。

通过上述的步骤S201至S204，通过根据光行时和目标指令的计划发送时间，确定目标上行载波的发送时间，再根据目标上行载波的发送时间和预设时长，将目标指令发送至目标航天器，且预设时长小于上行载波从目标测控站到目标航天器的传输时间，并依据目标指令，对目标航天器进行飞行控制，从而提升了对大时延工况下的航天器进行飞行控制的时效性，进而提升了飞行控制效果。

可选地，在本申请实施例提供的航天器飞行控制方法中，若目标控制指令为遥控指令，在根据光行时和目标控制指令的计划执行时间，确定目标上行载波的发送时间之后，该方法还包括：根据目标上行载波的发送时间，将目标上行载波发送至目标航天器，并在目标航天器的测控应答机上对目标上行载波进行锁定，得到测控应答机的锁定状态；利用遥测技术，将测控应答机的锁定状态下行发送至目标测控站。

例如，在目标测控站上行载波到达目标航天器之后，并在目标航天器测控应答机上进行锁定，再将目标航天器测控应答机锁定状态下行发送至测控站。但是根据航天器与测控站之间的器地距离(光行时)变化情况，并考虑天体遮挡情况，测控站跟踪预报引入光行时需区分上行链路和下行链路，即采用深空测控模式实现下行链路和上行链路状态解耦合。也即遥控发令采用深空测控模式实现下行遥测状态和上行遥控发令解耦合，探测器进站后不用等待双向光行时地面确认探测器上行载波锁定状态即可上行发令。因此，在大时延工况下，测控计划上行飞控事件需提前安排，且下行事件具有滞后效应。具体为在火星探测飞行控制的实施过程中，上行链路遥控指令发送执行和下行链路遥测数据接收判读均需要精确考虑光行时因素。原则上，为确保探测器按照预定计划时间精准到器执行，上行链路遥控指令发送需提前单向光行时从地球发出，相应地测控站跟踪引导开关上行载波相关上行事件需提前单向光行时安排；为确认特定时刻器上已执行动作的控制效果，下行链路遥测数据接收需按照特定时刻滞后单向光行时进行判读，相应地测控站跟踪开始及结束时间、遥测信道开关进程事件需考虑器地单向光行时滞后安排。上下行链路分离设计要求测控站预报区分上行链路和下行链路分别输出，并且上下行链路均需要考虑地器或器地之间的传输时延。例如，为有效应对火星探测器存在星掩测控遮挡等特殊工况，通过区分探测器上行链路和下行链路轨道预报，实现测控网上行事件提前安排、下行事件滞后安排等自动化调度，具体来讲，探测器进火星测控遮挡前上行载波提前单向光行时停止、进火星测控遮挡后下行遥测滞后单向光行时结束，以及探测器出火星测控遮挡前上行载波提前单向光行时发出、出火星测控遮挡后下行遥测滞后单向光行时结束。另外，针对大时延工况，深空站天线指向策略优化，在原有常规指向模式基础上增加测控站收指向和发指向模式。火星探测任务中，考虑光行时影响，深空站天线指向有三种指向方式：(1)常规指向：测控站指向当前t时刻探测器位置方向；(2)收指向：测控站t时刻指向探测器在t-ΔT时刻位置，测控站接收的信号为探测器在t-ΔT时刻发出，地面下行接收增益最大；(3)发指向：测控站t时刻指向探测器在t+ΔT时刻位置，测控站发射信号在t+ΔT时刻被探测器接收，地面上行发射增益最大。且测控站常规指向、收指向和发指向的跟踪方式如图3所示。而且，不同跟踪引导方式使用原则如下：(1)正常情况下，深空站上下行均同时工作，引导数据中天线指向采用常规指向方式，原则上，首次火星探测任务测控站跟踪引导数据计算均按照常规指向方式计算生成；(2)原则上，在一个测控弧段内引导数据中天线指向仅采用一种指向；(3)若整个跟踪弧段内，仅上行工作，可根据需要采用测控站发指向；(4)若整个跟踪弧段内，仅下行工作，可根据需要采用测控站收指向。环绕器日凌期间，除例行发送上行信道测试指令外无上行需求，该工况下为提高下行接收增益可根据需要采用测控站收指向。火面着陆后，除落火后前四天火星车有上行盲发指令需求外，正常情况下火星车直接对地测控链路仅下行工作，可根据需要采用测控站收指向。

另外，与嫦娥系列探月任务不同，火星任务中器地距离最远超达到4亿公里，且变化幅度较大，在环绕器环火飞行阶段，空间链路时延在4.5分钟至21.9分钟之间变化，上行控制需要充分考虑时延的影响。在测控计划设计与实施方面，遥控指令计划中的指令(链)发令时刻是指该上行指令到达器上的时间，由于实战计划中的指令执行时间(到器时间)与指令实际从地面发出时间之间相差器地单向传输时延(是一个时变量，最多约22min)，火星任务实战计划中需要新增指令地面发出时间信息，便于地面精确掌握指令发出信息，进行指令计划正确性以及与上行载波切换计划匹配性等计划检查。且针对火星探测超远测控距离、超大传输时延工况，为保证指令按计划精准到器执行，地面发令时刻需考虑空间距离传输时延，基于器地距离预报实现变时延遥控发令实时修正确保遥控计划精准到器执行，地面遥控发令需考虑器地传输时延进行发令时刻修正，新增遥控软件读取器地距离及传输时延预报并根据实时距离计算时延修正遥控发令功能需求，要求遥控软件能够读取器地距离预报作为配置文件，在遥控指令计划更换至遥控发令序列环节中，根据器地距离计算得到的器地单向传输时延，由遥控软件进行发令时延修正。在飞控实施过程中，根据测定轨及预报计算结果，生成器地距离光行时预报，并与飞行指令计划一同发布，中心更换遥控发令序列时，遥控发令软件自动加载当前最新发布的器地距离光行时预报，用于修正地面遥控发令时刻。若器地距离预报更新后，需修改遥控发令修正情况，地面需进行更换遥控发令序列操作，加载新的器地距离光行时预报。另外，地面发令时需完成“上行地器传输时延”和“通信链路传输单元发送时延”计算，根据指令的发令路由、指令类别和上行码速率精确修正遥控指令计划中指令(链)的实际发令时间，并将实际发令时刻体现在遥控发令序列中。任务软件读取遥控指令计划时，使用下述公式完成上行指令发送时刻的计算：Tsend＝Tplan-ΔTdelay，其中，ΔTdelay＝ΔTcommunication+ΔTequipment+ΔTmodulation+ΔTdistance+ΔTforward-ΔTrandom。且上述公式中的各项含义及说明如图4所示。且任务执行中，上述公式中对应的时延以配置文件或实时计算的形式装入任务软件，用以修正遥控发令时刻。其中，飞行控制中心到测控站传输时延、测控站设备处理时延和转发时延以配置文件装订形式明确。且需实时计算的时延包括：(1)通信链路传输单元上行时延，公式中的通信链路传输单元长度按照指令类型区分处理，遥控指令由软件自行计算，注入数据由指令计划码长字段给出(码长字段给出注入数据遥控包长度，软件根据遥控包长度计算通信链路传输单元长度)；(2)信息传输距离时延，该时延根据轨道距离预报进行计算，按照软件当前读取的距离值进行修正。

通过上述的方案，充分利用了有效遥控发令弧段，且下行遥测状态中断不影响上行遥控发令，实现了下行链路和上行链路状态的解耦合，从而可以提升对大时延工况下的航天器进行飞行控制时的时效，同时也可以提升测控资源利用率。而且，基于器地距离预报实现了对变时延遥控发令的实时修正，确保了地面遥控发令按照遥控计划精准到器的执行。

可选地，在本申请实施例提供的航天器飞行控制方法中，若目标控制指令为遥控指令，在根据目标上行载波的发送时间和预设时长，将目标控制指令发送至目标航天器之后，该方法还包括：获取目标测控站向飞行控制中心发送的小环比对结果，其中，小环比对结果为采用遥控技术进行小环比对的结果；依据小环比对结果，确定目标控制指令的传输、调制及发出状态。

例如，在深空探测大时延工况下，天地大回路时延最长超过40分钟，地面等待双向光行时后通过器上指令接收、执行遥测返回地面进行实时闭环遥控比判的方式具有一定的滞后性和局限性，在上行遥控指令发送异常的情况下很难第一时间发现问题。在火星探测任务中，仅采用实时闭环遥控比判的方式已经不能满足飞行控制需求，并且落火后火星车全部为延时遥测下传无实时遥测等情况，进行开环比判、根据事后非实时遥测比判成为飞行控制指令比判方式之一。为实现火星探测器开环控制模式，需要设计开环遥控比判方式。传统的遥控比判设计中一级判据为器上接收直接指令或注入数据计数增加情况，在火星探测中由于器地传输距离时延较大，作为一级判据的器上指令计数增加状态变化遥测传输至地面也需要考虑器地传输时延。故针对大时延工况下地面无法第一时间判别器上指令接收执行情况的工况，为了对测控站接收指令并正常发出情况进行快速确认，在大时延开环控制模式下，首次将测控站小环比对结果引入遥控比判回路，新增将测控站测控设备返回飞行控制中心的遥控小环比对结果作为零级判据，测控站调制完成并将遥控指令发出后向中心返回遥控小环比对结果，确保在大时延工况下第一时间对测控站指令接收情况及调制发出情况进行确认，若通过测控站返回的遥控小环比对结果第一时间判断遥控指令未能从飞行控制中心正常传输至测控站或测控站测控设备未能将指令正常发出，可第一时间进行通信链路或测控设备问题排查，确保指令未到达测控站或测控设备未能正常发出的情况下及时进行上行补发。另外，在飞控实施的过程中，在深空探测航天器入轨初期器地距离较近的飞行阶段，指令比判在引入小环比对结果的同时，采取传统闭环遥控比判方式，与指令到达情况和执行情况共同构成三级判据。在器地距离超过一定距离后，地面不再主用“遥控发令-遥控比判-遥控发令”方式，改为主用“遥控发令-小环确认-遥控发令-遥控比判”方式，对遥控指令到达和执行情况进行滞后比判。当出现航天器进行轨控、应急情况下处于低码速率状态，以及面向探测器无下行遥测地面上行盲发的情况，则使用“遥控发令-小环确认-遥控发令”模式，后续根据获取的延时遥测倒查指令的到达、执行情况。根据小环比对结果原理，测控站在完成指令码调制发送后向中心发送小环比对结果，因此小环环回时间(指令发令时间与测控站发出小环比对结果时间之差)的理论计算公式为：小环环回时间＝[引导序列长度(常发时为0)+遥控信道传输单元(CLTU)长度]/上行码速率+传输时延+测控站设备系统时延。根据上述的计算公式，在相同遥控码速率下，小环环回时间与上行数据长度呈线性关系；在相同上行数据长度下，不同码速率下小环环回时间基本上呈倍数关系。且根据测控对接、信息联调及无线联试情况，可以确定小环比对相关阈值，并作为遥控发令软件装订依据。

综上所述，通过测控站遥控小环比对结果引入遥控发令比判环节，地面可以第一时间确定测控站遥控指令发出情况并根据需要可以及时进行补充发送。

可选地，在本申请实施例提供的航天器飞行控制方法中，若目标控制指令为遥控指令，在根据目标上行载波的发送时间和预设时长，将目标控制指令发送至目标航天器之后，该方法还包括：确定目标航天器的目标下行遥测参数的变化；依据目标航天器的目标下行遥测参数的变化，得到目标控制指令的执行结果；将目标控制指令的执行结果由目标航天器发送至目标测控站。

例如，将航天器接收到遥控指令之后，会将遥测参数返回给测控站。通过根据遥测参数的变化，可以得到遥控指令的执行结果。假如发到航天器上的遥控指令为指示相机打开，而相机关闭时的参数为0，打开时的参数为1。若此时测控站接收到的遥测参数为1，便代表遥控指令的执行结果为正确。

综上所述，通过航天器返回的下行遥测参数的变化，可以准确的判断出遥控指令执行结果的正确性。

可选地，在本申请实施例提供的航天器飞行控制方法中，若目标控制指令为延时指令，在延时指令执行之前，该方法还包括：获取延时指令对应的延时注入数据的组帧标识，其中，延时注入数据为用于控制目标航天器的工作状态的参数数据；依据延时注入数据的组帧标识，对延时指令进行组帧，生成目标延时注入数据；根据目标上行载波的发送时间和预设时长，将目标延时注入数据上行发送至目标航天器；依据目标延时注入数据，对目标航天器实际接收到的延时指令的原码进行内存下卸，得到内存下卸后的原码；比较内存下卸后的原码与目标延时注入数据对应的原码是否一致；若比较内存下卸后的原码与目标延时注入数据对应的原码不一致，则取消执行延时指令，并确定内存下卸后的原码与目标延时注入数据对应的原码不一致的原因；若比较内存下卸后的原码与目标延时注入数据对应的原码一致，则执行延时指令。

例如，在火星以远深空探测器大时延工况下，飞行控制通常采用事先上注封装延时指令的控制方式。也即在飞控实施过程中，通过延时指令计划确定延时指令执行时间，通过延时指令对应延时注入数据组帧标识将指令执行时间信息传递给事先生成上注的与延时指令对应的延时注入数据。而且，在开环控制模式下关键控制延时指令执行前，需要在延时指令执行前采用内存下卸方式，获取事先上注延时指令(或延时注入数据)原码，通过与地面上注延时指令(或延时注入数据)对应的注入数据原码进行自动比对，对事先上注的延时指令注入数据器上接收的正确性(执行时间、指令原码等)进行判读及状态确认。通过提供用户友好的交互界面，实现延时指令上行注入数据内存下卸原码一键式自动比对。延时指令内存下卸自动比对流程的示意图如图5所示。

综上所述，采用延时数据上注内存下卸的自动比对方法，可以事先确认天地状态的一致性，从而可以提高飞控实施的安全性和可靠性。

可选地，在本申请实施例提供的航天器飞行控制方法中，在获取延时指令对应的延时注入数据的组帧标识之前，该方法还包括：依据延时指令，确定延时指令对应的第一目标计划，其中，第一目标计划中至少包括对延时指令进行规划的约束条件；依据延时指令对应的第一目标计划，生成延时指令对应的第二目标计划，其中，第二目标计划中至少包括延时指令的预设执行时间和预设执行任务；依据第二目标计划，生成延时指令对应的延时注入数据。

例如，上述的第一目标计划可以为延时指令的标称计划，第二目标计划可以为延时指令的实战计划。根据飞行控制需求，设计延时指令标称计划，如标称计划的设计内容可以为：在T0时刻执行第一个指令，在T0+10S时刻执行第二个指令，在T0+20S时刻执行第三个指令。但是由于航天器只能识别北京时间，故需要依据标称计划去生成实战计划，即在上午10点钟时执行第一个指令，在10点零10秒的时刻执行第二个指令，在10点零20秒的时刻执行第三个指令。根据上述的实战计划中延时指令组帧标识生成包含该延时指令的延时注入数据。

通过上述的方案，可以精准计算确定延时指令执行时间等信息，并可以根据延时指令计划中组帧标识生成对应延时注入数据。

可选地，在本申请实施例提供的航天器飞行控制方法中，在延时指令执行之后，该方法还包括：确定目标航天器的下行遥测参数的变化情况；根据目标航天器的下行遥测参数的变化情况，判断延时指令执行结果的正确性。

例如，将航天器在执行延时指令之后，需要对遥测参数变化情况进行比判。通过比判结果，可以得到延时指令的执行结果。假如发到航天器上的延时指令为指示相机打开，而相机关闭时的参数为0，打开时的参数为1。若此时比判结果表示遥测参数由0变为1，便代表延时指令的执行结果为正确。

综上所述，通过对遥测参数进行比判，可以准确的判断出延时指令执行结果的正确性。

采用深空测控模式进行上行发令的示意图如图6所示。为实现火星探测开环控制模式，首先需要解决以往飞控任务中上行链路和下行链路耦合度过高的问题，避免下行遥测中断导致上行双捕丢失，采用上下行链路解耦合的测控工作方式，需要突破常规测控模式上行发令方式的瓶颈，设计采用深空测控模式上行发令方式，探测器进站后不用等待双向光行时上行载波锁定信号返回即可上行遥控发令，可以有效利用遥控发令弧段。因此，首次火星探测任务中深空站主要使用深空预置捕获方式。从火星探测器入轨开始，深空站对环绕器测控时，正常情况下测控设备均采用深空预置捕获方式，根据飞行控制中心发送的“上行多普勒频率预置(DPU)”预报文件，进行上行多普勒预置，通过飞行控制中心发送的“航天器上行链路状态”信息，完成双捕情况判定。在深空测控模式(含深空扫描捕获及深空预置捕获)下，深空站观测探测器几何仰角在10°以上时，地面测控设备发送上行载波，载波保持时长满足探测器锁定上行载波要求后，随后发送测距音，测距音发送完成后，可以开始发送上行遥控指令或注入数据，经过单程地器传输时延，上行载波先抵达探测器并完成载波锁定，之后上行遥控指令或注入数据抵达探测器，再经过器地单程传输时延后，地面先后接收到探测器下传的器上锁定遥测和指令执行结果遥测，飞行控制中心完成探测器上行链路锁定状态判断后，向深空站发送“航天器上行链路状态”信息，深空站完成双捕判决和系统捕获，将外测数据发送至飞行控制中心。紧急情况下，深空站加调上行载波(含预置多普勒)，载波保持时长满足一定指标要求后，随后可以发送上行遥控指令。而且，在测控计划设计与实施方面，由于实战计划中的指令执行时间(到器时间)与指令实际从地面发出时间之间相差器地单向传输时延(是一个时变量，最多约22min)，火星任务实战计划中需要新增指令发出时间信息，便于地面精确掌握指令发出信息，进行指令计划正确性以及与上行载波切换计划匹配性等计划检查。另外，测控站上行载波切换计划中加调、去调上行载波时间需要扣除器地单程传输时延，也即地面根据探测器进站时刻对应的器地传输时延提前加调上行载波。相应地，飞行控制中心发送给测控站的测控跟踪任务需求文件中加调、去掉上行载波时刻需提前(扣除器地单程传输时延)。此外，由于下行数据传输时延，测控跟踪任务需求文件中测控站跟踪开始时间、跟踪结束时间需滞后器地单程传输时延。

综上，本申请实施例提供的航天器飞行控制方法，通过当检测到飞行控制事件发生时，确定目标航天器和目标测控站之间的光行时；根据光行时和目标控制指令的计划执行时间，确定目标上行载波的发送时间，其中，目标上行载波由目标测控站发送；根据目标上行载波的发送时间和预设时长，将目标控制指令发送至目标航天器，其中，预设时长是目标上行载波在发送时间发出后需等待的时长，其中，时长小于目标上行载波从目标测控站到目标航天器的传输时间；依据目标控制指令，对目标航天器进行飞行控制，解决了相关技术中采用测控站-航天器-测控站的大回路闭环控制模式和上下行测控链路耦合的控制方式对大时延工况下航天器进行飞行控制时效性较差、导致飞行控制效果难以符合预期的问题。通过根据光行时和目标指令的计划发送时间，确定目标上行载波的发送时间，再根据目标上行载波的发送时间和预设时长，将目标指令发送至目标航天器，且预设时长小于上行载波从目标测控站到目标航天器的传输时间，并依据目标指令，对目标航天器进行飞行控制，从而提升了对大时延工况下的航天器进行飞行控制的时效性，进而提升了飞行控制效果。

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。

本申请实施例还提供了一种航天器飞行控制装置，需要说明的是，本申请实施例的航天器飞行控制装置可以用于执行本申请实施例所提供的用于航天器飞行控制方法。以下对本申请实施例提供的航天器飞行控制装置进行介绍。

图7是根据本申请实施例的航天器飞行控制装置的示意图。如图7所示，该装置包括：第一确定单元701、第二确定单元702、第一发送单元703和第一控制单元704。

具体地，第一确定单元701，用于当检测到飞行控制事件发生时，确定目标航天器和目标测控站之间的光行时；

第二确定单元702，用于根据光行时和目标控制指令的计划执行时间，确定目标上行载波的发送时间，其中，目标上行载波由目标测控站发送；

第一发送单元703，用于根据目标上行载波的发送时间和预设时长，将目标控制指令发送至目标航天器，其中，预设时长是目标上行载波在发送时间发出后需等待的时长，其中，时长小于目标上行载波从目标测控站到目标航天器的传输时间；

第一控制单元704，用于依据目标控制指令，对目标航天器进行飞行控制。

综上，本申请实施例提供的航天器飞行控制装置，通过第一确定单元701当检测到飞行控制事件发生时，确定目标航天器和目标测控站之间的光行时；第二确定单元702根据光行时和目标控制指令的计划执行时间，确定目标上行载波的发送时间，其中，目标上行载波由目标测控站发送；第一发送单元703根据目标上行载波的发送时间和预设时长，将目标控制指令发送至目标航天器，其中，预设时长是目标上行载波在发送时间发出后需等待的时长，其中，时长小于目标上行载波从目标测控站到目标航天器的传输时间；第一控制单元704依据目标控制指令，对目标航天器进行飞行控制，解决了相关技术中采用测控站-航天器-测控站的大回路闭环控制模式和上下行测控链路耦合的控制方式对大时延工况下航天器进行飞行控制时效性较差、导致飞行控制效果难以符合预期的问题，通过根据光行时和目标指令的计划发送时间，确定目标上行载波的发送时间，再根据目标上行载波的发送时间和预设时长，将目标指令发送至目标航天器，且预设时长小于上行载波从目标测控站到目标航天器的传输时间，并依据目标指令，对目标航天器进行飞行控制，从而提升了对大时延工况下的航天器进行飞行控制的时效性，进而提升了飞行控制效果。

可选地，在本申请实施例提供的航天器飞行控制装置中，若目标控制指令为遥控指令，该装置还包括：第一处理单元，用于在根据光行时和目标控制指令的计划执行时间，确定目标上行载波的发送时间之后，根据目标上行载波的发送时间，将目标上行载波发送至目标航天器，并在目标航天器的测控应答机上对目标上行载波进行锁定，得到测控应答机的锁定状态；第二发送单元，用于利用遥测技术，将测控应答机的锁定状态下行发送至目标测控站。

可选地，在本申请实施例提供的航天器飞行控制装置中，若目标控制指令为遥控指令，该装置还包括：第一获取单元，用于在根据目标上行载波的发送时间和预设时长，将目标控制指令发送至目标航天器之后，获取目标测控站向飞行控制中心发送的小环比对结果，其中，小环比对结果为采用遥控技术进行小环比对的结果；第三确定单元，用于依据小环比对结果，确定目标控制指令的传输、调制及发出状态。

可选地，在本申请实施例提供的航天器飞行控制装置中，若目标控制指令为遥控指令，该装置还包括：第四确定单元，用于在根据目标上行载波的发送时间和预设时长，将目标控制指令发送至目标航天器之后，确定目标航天器的目标下行遥测参数的变化；第二处理单元，用于依据目标航天器的目标下行遥测参数的变化，得到目标控制指令的执行结果；第三发送单元，用于将目标控制指令的执行结果由目标航天器发送至目标测控站。

可选地，在本申请实施例提供的航天器飞行控制装置中，若目标控制指令为延时指令，该装置还包括：第二获取单元，用于在延时指令执行之前，获取延时指令对应的延时注入数据的组帧标识，其中，延时注入数据为用于控制目标航天器的工作状态的参数数据；第一组帧单元，用于依据延时注入数据的组帧标识，对延时指令进行组帧，生成目标延时注入数据；第一注入单元，用于根据目标上行载波的发送时间和预设时长，将目标延时注入数据上行发送至目标航天器；第一下卸单元，用于依据目标延时注入数据，对目标航天器实际接收到的延时指令的原码进行内存下卸，得到内存下卸后的原码；第一比较单元，用于比较内存下卸后的原码与目标延时注入数据对应的原码是否一致；第三处理单元，用于若比较内存下卸后的原码与目标延时注入数据对应的原码不一致，则取消执行延时指令，并确定内存下卸后的原码与目标延时注入数据对应的原码不一致的原因；第一执行单元，用于若比较内存下卸后的原码与目标延时注入数据对应的原码一致，则执行延时指令。

可选地，在本申请实施例提供的航天器飞行控制装置中，该装置还包括：第五确定单元，用于在获取延时指令对应的延时注入数据的组帧标识之前，依据延时指令，确定延时指令对应的第一目标计划，其中，第一目标计划中至少包括对延时指令进行规划的约束条件；第一生成单元，用于依据延时指令对应的第一目标计划，生成延时指令对应的第二目标计划，其中，第二目标计划中至少包括延时指令的预设执行时间和预设执行任务；第二注入单元，用于依据第二目标计划，生成延时指令对应的延时注入数据。

可选地，在本申请实施例提供的航天器飞行控制装置中，该装置还包括：第六确定单元，用于在延时指令执行之后，确定目标航天器的下行遥测参数的变化情况；第一判断单元，用于根据目标航天器的下行遥测参数的变化情况，判断延时指令执行结果的正确性。

所述航天器飞行控制装置包括处理器和存储器，上述第一确定单元701、第二确定单元702、第一发送单元703和第一控制单元704等均作为程序单元存储在存储器中，由处理器执行存储在存储器中的上述程序单元来实现相应的功能。

处理器中包含内核，由内核去存储器中调取相应的程序单元。内核可以设置一个或以上，通过调整内核参数来提升对大时延工况下的航天器进行飞行控制时的时效。

存储器可能包括计算机可读介质中的非永久性存储器，随机存取存储器(RAM)和/或非易失性内存等形式，如只读存储器(ROM)或闪存(flash RAM)，存储器包括至少一个存储芯片。

本发明实施例提供了一种存储介质，其上存储有程序，该程序被处理器执行时实现所述航天器飞行控制方法。

本发明实施例提供了一种处理器，所述处理器用于运行程序，其中，所述程序运行时执行所述航天器飞行控制方法。

本发明实施例提供了一种设备，设备包括处理器、存储器及存储在存储器上并可在处理器上运行的程序，处理器执行程序时实现以下步骤：当检测到飞行控制事件发生时，确定目标航天器和目标测控站之间的光行时；根据所述光行时和目标控制指令的计划执行时间，确定目标上行载波的发送时间，其中，所述目标上行载波由所述目标测控站发送；根据所述目标上行载波的发送时间和预设时长，将所述目标控制指令发送至所述目标航天器，其中，所述预设时长是所述目标上行载波在所述发送时间发出后需等待的时长，其中，所述时长小于所述目标上行载波从所述目标测控站到所述目标航天器的传输时间；依据所述目标控制指令，对所述目标航天器进行飞行控制。

处理器执行程序时还实现以下步骤：若所述目标控制指令为遥控指令，在根据所述光行时和目标控制指令的计划执行时间，确定目标上行载波的发送时间之后，所述方法还包括：根据所述目标上行载波的发送时间，将所述目标上行载波发送至所述目标航天器，并在所述目标航天器的测控应答机上对所述目标上行载波进行锁定，得到所述测控应答机的锁定状态；利用遥测技术，将所述测控应答机的锁定状态下行发送至所述目标测控站。

处理器执行程序时还实现以下步骤：若所述目标控制指令为遥控指令，在根据所述目标上行载波的发送时间和预设时长，将所述目标控制指令发送至所述目标航天器之后，所述方法还包括：获取所述目标测控站向飞行控制中心发送的小环比对结果，其中，所述小环比对结果为采用遥控技术进行小环比对的结果；依据所述小环比对结果，确定所述目标控制指令的传输、调制及发出状态。

处理器执行程序时还实现以下步骤：若所述目标控制指令为遥控指令，在根据所述目标上行载波的发送时间和预设时长，将所述目标控制指令发送至所述目标航天器之后，所述方法还包括：确定所述目标航天器的目标下行遥测参数的变化；依据所述目标航天器的目标下行遥测参数的变化，得到所述目标控制指令的执行结果；将所述目标控制指令的执行结果由所述目标航天器发送至所述目标测控站。

处理器执行程序时还实现以下步骤：若所述目标控制指令为延时指令，在所述延时指令执行之前，所述方法还包括：获取所述延时指令对应的延时注入数据的组帧标识，其中，所述延时注入数据为用于控制所述目标航天器的工作状态的参数数据；依据所述延时注入数据的组帧标识，对所述延时指令进行组帧，生成目标延时注入数据；根据所述目标上行载波的发送时间和预设时长，将所述目标延时注入数据上行发送至所述目标航天器；依据所述目标延时注入数据，对所述目标航天器实际接收到的延时指令的原码进行内存下卸，得到内存下卸后的原码；比较所述内存下卸后的原码与所述目标延时注入数据对应的原码是否一致；若比较所述内存下卸后的原码与所述目标延时注入数据对应的原码不一致，则取消执行所述延时指令，并确定所述内存下卸后的原码与所述目标延时注入数据对应的原码不一致的原因；若比较所述内存下卸后的原码与所述目标延时注入数据对应的原码一致，则执行所述延时指令。

处理器执行程序时还实现以下步骤：在获取所述延时指令对应的延时注入数据的组帧标识之前，所述方法还包括：依据所述延时指令，确定所述延时指令对应的第一目标计划，其中，所述第一目标计划中至少包括对所述延时指令进行规划的约束条件；依据所述延时指令对应的第一目标计划，生成所述延时指令对应的第二目标计划，其中，所述第二目标计划中至少包括所述延时指令的预设执行时间和预设执行任务；依据所述第二目标计划，生成所述延时指令对应的延时注入数据。

处理器执行程序时还实现以下步骤：在所述延时指令执行之后，所述方法还包括：确定所述目标航天器的下行遥测参数的变化情况；根据所述目标航天器的下行遥测参数的变化情况，判断所述延时指令执行结果的正确性。本文中的设备可以是服务器、PC、PAD、手机等。

本申请还提供了一种计算机程序产品，当在数据处理设备上执行时，适于执行初始化有如下方法步骤的程序：当检测到飞行控制事件发生时，确定目标航天器和目标测控站之间的光行时；根据所述光行时和目标控制指令的计划执行时间，确定目标上行载波的发送时间，其中，所述目标上行载波由所述目标测控站发送；根据所述目标上行载波的发送时间和预设时长，将所述目标控制指令发送至所述目标航天器，其中，所述预设时长是所述目标上行载波在所述发送时间发出后需等待的时长，其中，所述时长小于所述目标上行载波从所述目标测控站到所述目标航天器的传输时间；依据所述目标控制指令，对所述目标航天器进行飞行控制。

当在数据处理设备上执行时，还适于执行初始化有如下方法步骤的程序：若所述目标控制指令为遥控指令，在根据所述光行时和目标控制指令的计划执行时间，确定目标上行载波的发送时间之后，所述方法还包括：根据所述目标上行载波的发送时间，将所述目标上行载波发送至所述目标航天器，并在所述目标航天器的测控应答机上对所述目标上行载波进行锁定，得到所述测控应答机的锁定状态；利用遥测技术，将所述测控应答机的锁定状态下行发送至所述目标测控站。

当在数据处理设备上执行时，还适于执行初始化有如下方法步骤的程序：若所述目标控制指令为遥控指令，在根据所述目标上行载波的发送时间和预设时长，将所述目标控制指令发送至所述目标航天器之后，所述方法还包括：获取所述目标测控站向飞行控制中心发送的小环比对结果，其中，所述小环比对结果为采用遥控技术进行小环比对的结果；依据所述小环比对结果，确定所述目标控制指令的传输、调制及发出状态。

当在数据处理设备上执行时，还适于执行初始化有如下方法步骤的程序：若所述目标控制指令为遥控指令，在根据所述目标上行载波的发送时间和预设时长，将所述目标控制指令发送至所述目标航天器之后，所述方法还包括：确定所述目标航天器的目标下行遥测参数的变化；依据所述目标航天器的目标下行遥测参数的变化，得到所述目标控制指令的执行结果；将所述目标控制指令的执行结果由所述目标航天器发送至所述目标测控站。

当在数据处理设备上执行时，还适于执行初始化有如下方法步骤的程序：若所述目标控制指令为延时指令，在所述延时指令执行之前，所述方法还包括：获取所述延时指令对应的延时注入数据的组帧标识，其中，所述延时注入数据为用于控制所述目标航天器的工作状态的参数数据；依据所述延时注入数据的组帧标识，对所述延时指令进行组帧，生成目标延时注入数据；根据所述目标上行载波的发送时间和预设时长，将所述目标延时注入数据上行发送至所述目标航天器；依据所述目标延时注入数据，对所述目标航天器实际接收到的延时指令的原码进行内存下卸，得到内存下卸后的原码；比较所述内存下卸后的原码与所述目标延时注入数据对应的原码是否一致；若比较所述内存下卸后的原码与所述目标延时注入数据对应的原码不一致，则取消执行所述延时指令，并确定所述内存下卸后的原码与所述目标延时注入数据对应的原码不一致的原因；若比较所述内存下卸后的原码与所述目标延时注入数据对应的原码一致，则执行所述延时指令。

当在数据处理设备上执行时，还适于执行初始化有如下方法步骤的程序：在获取所述延时指令对应的延时注入数据的组帧标识之前，所述方法还包括：依据所述延时指令，确定所述延时指令对应的第一目标计划，其中，所述第一目标计划中至少包括对所述延时指令进行规划的约束条件；依据所述延时指令对应的第一目标计划，生成所述延时指令对应的第二目标计划，其中，所述第二目标计划中至少包括所述延时指令的预设执行时间和预设执行任务；依据所述第二目标计划，生成所述延时指令对应的延时注入数据。

当在数据处理设备上执行时，还适于执行初始化有如下方法步骤的程序：在所述延时指令执行之后，所述方法还包括：确定所述目标航天器的下行遥测参数的变化情况；根据所述目标航天器的下行遥测参数的变化情况，判断所述延时指令执行结果的正确性。

本领域内的技术人员应明白，本申请的实施例可提供为方法、系统、或计算机程序产品。因此，本申请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，本申请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。

本申请是参照根据本申请实施例的方法、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。

在一个典型的配置中，计算设备包括一个或多个处理器(CPU)、输入/输出接口、网络接口和内存。

存储器可能包括计算机可读介质中的非永久性存储器，随机存取存储器(RAM)和/或非易失性内存等形式，如只读存储器(ROM)或闪存(flash RAM)。存储器是计算机可读介质的示例。

计算机可读介质包括永久性和非永久性、可移动和非可移动媒体可以由任何方法或技术来实现信息存储。信息可以是计算机可读指令、数据结构、程序的模块或其他数据。计算机的存储介质的例子包括，但不限于相变内存(PRAM)、静态随机存取存储器(SRAM)、动态随机存取存储器(DRAM)、其他类型的随机存取存储器(RAM)、只读存储器(ROM)、电可擦除可编程只读存储器(EEPROM)、快闪记忆体或其他内存技术、只读光盘只读存储器(CD-ROM)、数字多功能光盘(DVD)或其他光学存储、磁盒式磁带，磁带磁盘存储或其他磁性存储设备或任何其他非传输介质，可用于存储可以被计算设备访问的信息。按照本文中的界定，计算机可读介质不包括暂存电脑可读媒体(transitory media)，如调制的数据信号和载波。

还需要说明的是，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、商品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、商品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括要素的过程、方法、商品或者设备中还存在另外的相同要素。

本领域技术人员应明白，本申请的实施例可提供为方法、系统或计算机程序产品。因此，本申请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，本申请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。

以上仅为本申请的实施例而已，并不用于限制本申请。对于本领域技术人员来说，本申请可以有各种更改和变化。凡在本申请的精神和原理之内所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本申请的权利要求范围之内。

Claims (10)

1.一种航天器飞行控制方法，其特征在于，包括：

当检测到飞行控制事件发生时，确定目标航天器和目标测控站之间的光行时；

根据所述光行时和目标控制指令的计划执行时间，确定目标上行载波的发送时间，其中，所述目标上行载波由所述目标测控站发送；

根据所述目标上行载波的发送时间和预设时长，将所述目标控制指令发送至所述目标航天器，其中，所述预设时长是所述目标上行载波在所述发送时间发出后需等待的时长，其中，所述时长小于所述目标上行载波从所述目标测控站到所述目标航天器的传输时间；

依据所述目标控制指令，对所述目标航天器进行飞行控制。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，若所述目标控制指令为遥控指令，在根据所述光行时和目标控制指令的计划执行时间，确定目标上行载波的发送时间之后，所述方法还包括：

根据所述目标上行载波的发送时间，将所述目标上行载波发送至所述目标航天器，并在所述目标航天器的测控应答机上对所述目标上行载波进行锁定，得到所述测控应答机的锁定状态；

利用遥测技术，将所述测控应答机的锁定状态下行发送至所述目标测控站。

3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，若所述目标控制指令为遥控指令，在根据所述目标上行载波的发送时间和预设时长，将所述目标控制指令发送至所述目标航天器之后，所述方法还包括：

获取所述目标测控站向飞行控制中心发送的小环比对结果，其中，所述小环比对结果为采用遥控技术进行小环比对的结果；

依据所述小环比对结果，确定所述目标控制指令的传输、调制及发出状态。

4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，若所述目标控制指令为遥控指令，在根据所述目标上行载波的发送时间和预设时长，将所述目标控制指令发送至所述目标航天器之后，所述方法还包括：

确定所述目标航天器的目标下行遥测参数的变化；

依据所述目标航天器的目标下行遥测参数的变化，得到所述目标控制指令的执行结果；

将所述目标控制指令的执行结果由所述目标航天器发送至所述目标测控站。

5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，若所述目标控制指令为延时指令，在所述延时指令执行之前，所述方法还包括：

获取所述延时指令对应的延时注入数据的组帧标识，其中，所述延时注入数据为用于控制所述目标航天器的工作状态的参数数据；

依据所述延时注入数据的组帧标识，对所述延时指令进行组帧，生成目标延时注入数据；

根据所述目标上行载波的发送时间和预设时长，将所述目标延时注入数据上行发送至所述目标航天器；

依据所述目标延时注入数据，对所述目标航天器实际接收到的延时指令的原码进行内存下卸，得到内存下卸后的原码；

比较所述内存下卸后的原码与所述目标延时注入数据对应的原码是否一致；

若比较所述内存下卸后的原码与所述目标延时注入数据对应的原码不一致，则取消执行所述延时指令，并确定所述内存下卸后的原码与所述目标延时注入数据对应的原码不一致的原因；

若比较所述内存下卸后的原码与所述目标延时注入数据对应的原码一致，则执行所述延时指令。

6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，在获取所述延时指令对应的延时注入数据的组帧标识之前，所述方法还包括：

依据所述延时指令，确定所述延时指令对应的第一目标计划，其中，所述第一目标计划中至少包括对所述延时指令进行规划的约束条件；

依据所述延时指令对应的第一目标计划，生成所述延时指令对应的第二目标计划，其中，所述第二目标计划中至少包括所述延时指令的预设执行时间和预设执行任务；

依据所述第二目标计划，生成所述延时指令对应的延时注入数据。

7.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，在所述延时指令执行之后，所述方法还包括：

确定所述目标航天器的下行遥测参数的变化情况；

根据所述目标航天器的下行遥测参数的变化情况，判断所述延时指令执行结果的正确性。

8.一种航天器飞行控制装置，其特征在于，包括：

第一确定单元，用于当检测到飞行控制事件发生时，确定目标航天器和目标测控站之间的光行时；

第二确定单元，用于根据所述光行时和目标控制指令的计划执行时间，确定目标上行载波的发送时间，其中，所述目标上行载波由所述目标测控站发送；

第一发送单元，用于根据所述目标上行载波的发送时间和预设时长，将所述目标控制指令发送至所述目标航天器，其中，所述预设时长是所述目标上行载波在所述发送时间发出后需等待的时长，其中，所述时长小于所述目标上行载波从所述目标测控站到所述目标航天器的传输时间；

第一控制单元，用于依据所述目标控制指令，对所述目标航天器进行飞行控制。

9.一种存储介质，其特征在于，所述存储介质包括存储的程序，其中，所述程序执行权利要求1至7中任意一项所述的航天器飞行控制方法。

10.一种处理器，其特征在于，所述处理器用于运行程序，其中，所述程序运行时执行权利要求1至7中任意一项所述的航天器飞行控制方法。

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