CN114526647A - 一种运载火箭奔火发射轨道的精确控制方法 - Google Patents

Abstract

本申请属于运载火箭制导技术领域。具体提供了一种运载火箭奔火发射轨道的精确控制方法。该方法包括：在运载火箭的飞行段为末级入轨段或末速修正段时，根据运载火箭的第一关机控制参量确定运载火箭在当前控制周期内的关机量；根据运载火箭在当前控制周期内的关机量确定是否需要对运载火箭进行关机控制。基于本申请提供的技术方案，使运载火箭的运行轨道从闭合轨道过渡到非闭合轨道时，满足其轨道能量状态的高精度可靠的关机需求。

Description

一种运载火箭奔火发射轨道的精确控制方法

技术领域

本申请涉及运载火箭制导技术领域，特别涉及一种运载火箭奔火发射轨道的精确控制方法。

背景技术

在运载火箭以往的发射任务中，运载火箭的目标轨道为以地球为引力中心的近似圆形或者椭圆类的闭合轨道，一般采用轨道的半长轴作为判别关机的控制参数，满足入轨能量的精度要求。

但是在火星探测任务中，参见图1，运载火箭需要将有效载荷送入脱离地球引力场的非闭合地心双曲线轨道中，此时轨道的半长轴不具有描述轨道直观物理意义，并且在运载火箭飞行过程中，轨道经历从闭合到非闭合的过渡过程，半长轴不再随时间单调连续变化（即图1中2000s之后的轨迹），其量级与极性会发生突变，此时利用轨道半长轴作为判别关机的控制参数则无法适应运载火箭传统的关机判别机制。

发明内容

鉴于现有技术的以上问题，本申请提供一种运载火箭奔火发射轨道的精确控制方法，使运载火箭的运行轨道从闭合轨道变换为非闭合轨道时，仍适用传统的关机判别机制。

为达到上述目的，本申请第一方面提供一种运载火箭奔火发射轨道的精确控制方法，当所述运载火箭的飞行轨道从闭合轨道过渡到非闭合轨道时，包括：在运载火箭的飞行段为末级入轨段或末速修正段时，根据所述运载火箭的第一关机控制参量确定所述运载火箭在当前控制周期内的关机量；根据所述运载火箭在当前控制周期内的关机量确定是否需要对所述运载火箭进行关机控制。

由上，在运载火箭的奔火任务中：运载火箭在末级入轨段以及末速修正段时，其发射轨道为非闭合的双曲线，此时采用第一关机控制参量作为判别关机的控制参数可以适应运载火箭传统的关机判别机制通过上述设置，可以在不对现有箭上飞行软件关机判别机制进行大幅修改的前提下，仍然能够实现高精度高可靠得判别奔火发射任务入轨相关飞行段发送机的关机控制。

作为第一方面一种可能的实现方式，所述运载火箭的第一关机控制参量根据下式确定：

其中，

为所述第一关机控制参量，

为地球引力常数，

为运载火箭到地心的地心距，

为运载火箭飞行的绝对速度。

由上，通过上述

作为第一关机控制参量来表征非闭合的双曲线发射轨道的关机量，可以直接适用箭上传统的关机判别机制。

作为第一方面一种可能的实现方式，所述根据所述运载火箭的第一关机控制参量确定所述运载火箭在当前控制周期内的关机量包括：

按下式确定所述运载火箭在当前控制周期内的关机量：

其中，

为第i个飞行段的第n个控制周期内的关机量，

为所述第一关机控制参量。

作为第一方面一种可能的实现方式，所述根据所述运载火箭在当前控制周期内的关机量确定是否需要对所述运载火箭进行关机控制，包括：

根据所述运载火箭在当前控制周期内的关机量确定所述当前控制周期内的关机余量；

根据所述当前控制周期内的关机余量判断是否需要对所述运载火箭进行关机控制。

作为第一方面一种可能的实现方式，所述根据所述运载火箭在当前控制周期内的关机量确定所述当前控制周期内的关机余量，包括：按下式确定所述当前控制周期内的关机余量：

其中，

为当前控制周期内的关机余量，

为第i个飞行段的第n个控制周期内的关机量，

为第i个飞行段的标准关机量。

作为第一方面一种可能的实现方式，所述根据所述当前控制周期内的关机余量判断是否需要对所述运载火箭进行关机控制，包括：

当所述当前控制周期内的关机余量

时，则需要对所述运载火箭进行关机控制；

否则，不需要对所述运载火箭进行关机控制；

由上，计算

的公式为箭上传统的关机判别机制，在相应的飞行段将

替换为

，从而获得当前控制周期的关机余量，根据该关机余量值可以准确判断关机时机。

作为第一方面一种可能的实现方式，所述运载火箭的发射轨道为预先设计的轨道。

作为第一方面一种可能的实现方式，所述发射轨道根据如下之一或多个确定：运载火箭奔火的目标轨道需求、所述运载火箭的箭体残骸落区限制范围、所述运载火箭各参数的实测数据、所述运载火箭的各系统当前技术状态。

作为第一方面一种可能的实现方式，还包括：

将所述运载火箭的第一关机控制参量作为其各自对应的飞行段的制导控制诸元数据。

由上，通过预先设计好运载火箭的发射轨道，并将相应的

值装订于箭上的飞行软件，从而实现运载火箭在相应飞行段关机的控制。

本申请的这些和其它方面在以下(多个)实施例的描述中会更加简明易懂。

附图说明

图1为本申请现有技术中半长轴随运载火箭飞行时间变化示意图；

图2为本申请实施例提供的一种运载火箭奔火发射轨道的精确控制方法的流程示意图；

图3为本申请实施例提供的第一关机控制参量随运载火箭飞行时间变化示意图；

图4为本申请实施例提供的一种计算设备的结构性示意性图；

图5为本申请实施例提供的另外一种计算设备的结构性示意性图。

具体实施方式

说明书和权利要求书中的词语“第一、第二、第三等”或模块A、模块B、模块C等类似用语，仅用于区别类似的对象，不代表针对对象的特定排序，可以理解地，在允许的情况下可以互换特定的顺序或先后次序，以使这里描述的本申请实施例能够以除了在这里图示或描述的以外的顺序实施。

在以下的描述中，所涉及的表示步骤的标号，如S110、S120……等，并不表示一定会按此步骤执行，在允许的情况下可以互换前后步骤的顺序，或同时执行。

说明书和权利要求书中使用的术语“包括”不应解释为限制于其后列出的内容；它不排除其它的元件或步骤。因此，其应当诠释为指定所提到的所述特征、整体、步骤或部件的存在，但并不排除存在或添加一个或更多其它特征、整体、步骤或部件及其组群。因此，表述“包括装置A和B的设备”不应局限为仅由部件A和B组成的设备。

本说明书中提到的“一个实施例”或“实施例”意味着与该实施例结合描述的特定特征、结构或特性包括在本申请的至少一个实施例中。因此，在本说明书各处出现的用语“在一个实施例中”或“在实施例中”并不一定都指同一实施例，但可以指同一实施例。此外，在一个或多个实施例中，能够以任何适当的方式组合各特定特征、结构或特性，如从本公开对本领域的普通技术人员显而易见的那样。

除非另有定义，本文所使用的所有的技术和科学术语与属于本申请的技术领域的技术人员通常理解的含义相同。如有不一致，以本说明书中所说明的含义或者根据本说明书中记载的内容得出的含义为准。另外，本文中所使用的术语只是为了描述本申请实施例的目的，不是旨在限制本申请。

下面，首先对本申请的相关技术进行详细介绍，然后再对本申请的技术方案进行详细介绍。

在相关技术中，运载火箭的飞行轨道一般为闭合曲线，因此，在需要对运载火箭的关机时刻能量进行精确控制时，一般采用飞行轨道的半长轴

来确定关机时刻。具体的：

。其中，

为飞行轨道的半长轴，

为地球引力常数，

为运载火箭到地心的地心距，

为运载火箭飞行的绝对速度。然后再将该飞行轨道的半长轴

值带入运载火箭传统的关机判别机制中，以进行关机时刻的判断。

下面参见各图，对本申请实施例提供的一种运载火箭奔火发射轨道的精确控制方法进行详细说明。

如图2所示，为本申请实施例提供的运载火箭奔火发射轨道的精确控制方法的流程图。当所述运载火箭的飞行轨道从闭合轨道过渡到非闭合轨道时，该方法的实现过程主要包括步骤S110-S120，下面对各个步骤依次进行介绍：

S110：在运载火箭的飞行段为末级入轨段或末速修正段时，根据所述运载火箭的第一关机控制参量确定所述运载火箭在当前控制周期内的关机量。其中，在运载火箭的奔火任务中，其末级入轨段或末速修正段为非闭合双曲线轨道。

首先参照图3，图3示出了第一关机控制参量随着运载火箭飞行时间变化的示意图，该第一关机控制参量呈现随时间单调连续变化，因此，在需要高精度高可靠性关机的飞行段中，本申请实施例采用第一关机控制参量来确定运载火箭在当前控制周期内的关机量。

其中，运载火箭的飞行段由运载火箭的发射轨道决定，该发射轨道为预先设置的。具体的：发射轨道可以根据运载火箭奔火的目标轨道需求、所述运载火箭的箭体残骸落区限制范围、所述运载火箭各参数的实测数据和所述运载火箭的各系统当前技术状态进行确定。应理解，上述发射轨道设计时所需考虑的因素可以单独存在也可以综合考虑，从而设计出满足发射要求的奔火发射轨道。

在本实施例中，末级入轨段即为运载火箭即将入轨的飞行段。末速修正是为了使运载火箭达到发射入轨要求的末速度，对运载火箭进行小量级的速度修正。应理解，末速，也称为主动段的终点速度，即有效载荷分离时运载火箭所达到的速度，运载火箭的末速度直接决定有效载荷所能进入的轨道。该末级入轨段和该末速修正段的控制精度对有效载荷的入轨精度有决定性影响。

在本实施例中，第一关机控制参量与双曲线轨道的剩余速度有关，该剩余速度代表了超过地球中心引力逃逸所需要的动能，将剩余速度的平方记为第一关机控制参量

。即：

。其中，

为所述第一关机控制参量，

为地球引力常数，

为运载火箭到地心的地心距，

为运载火箭飞行的绝对速度。

接下来，通过将

值带入运载火箭传统的关机判别机制中，即可以获得关机余量

。具体为：

按下式确定所述当前控制周期内的关机余量：

其中，

为当前控制周期内的关机余量，

为第i个飞行段的第n个控制周期内的关机量，

为第i个飞行段的标准关机量。

在本步骤中，若运载火箭的飞行段为末级入轨段或末速修正段时，令

，即可获得

。

S120：根据所述运载火箭在当前控制周期内的关机量确定是否需要对所述运载火箭进行关机控制。

在本实施例中，当前控制周期内的关机余量

时，则需要对所述运载火箭进行关机控制；否则，不需要对所述运载火箭进行关机控制。其中，关机余量的计算过程参见步骤S110中

的计算过程。

下面参见各图，对本申请另一实施例提供的一种运载火箭奔火发射轨道的精确控制方法进行详细说明。

首先，选择需要高精度控制关机的飞行段。

一般的，若飞行段涉及箭体残骸落点控制一般采用射程关机方案。若飞行段入轨精度要求不高，而对关机动能有约束一般采用速度关机方案。若飞行段直接影响火箭的入轨精度，则当发射轨道为闭合轨道时，一般需要采用轨道半长轴的方案。但是，对于奔火发射任务来说，在运载火箭末级入轨段以及末速修正段这两个飞行段会直接影响火箭的入轨精度，但其轨道为非闭合双曲线，因此，在本实施例中，对于奔火发射任务来说，选择运载火箭末级入轨段以及末速修正段这两个飞行段，来通过第一关机控制参量来进行火箭关机控制。应理解，在其他实施例中，还可以选择其他的飞行段来通过第一关机控制参量来进行火箭关机控制，本实施例不对其进行限制。

然后，根据箭上飞行软件关机控制机制（模型）来进行关机控制。箭上飞行软件采用运载火箭当前控制周期内的关机余量来进行关机控制，即通过下述公式计算出

，然后通过比较

与0的关机来判断是否需要关机。

。

其中，

为当前控制周期内的关机余量，

为第i个飞行段的第n个控制周期内的关机量，

为第i个飞行段的标准关机量。应理解，在本实施例的奔火任务中，

，其中的数字表征了对应的飞行段，例如，末级入轨段以及末速修正段分别对应i=5和i=6的情况。

在本实施例中，当前控制周期内的关机余量

时，则需要对所述运载火箭进行关机控制；否则，不需要对所述运载火箭进行关机控制。

其中，当运载火箭处于末级入轨段和末速修正段时，

。这里的

与上述实施例中第一关机控制参量

的计算过程相同，故本实施例不再对其进行赘述。

基于本申请实施例提供的运载火箭奔火发射轨道的精确控制方法，可以不对现有箭上飞行软件关机控制机制进行大幅更改的前提下，仍然能够实现高精度高可靠的判别奔火发射任务入轨相关飞行段发动机的关机时机。

本申请实施例还提供一种计算设备，包括处理器，以及存储器。存储器上存储有程序指令，程序指令当被处理器执行时使得处理器执行图2对应的实施例的方法，或其中的各可选实施例。

图4是本申请实施例提供的一种计算设备900的结构性示意性图。该计算设备900包括：处理器910、存储器920。

应理解，图4中所示的计算设备900中还可包括通信接口930，可以用于与其他设备之间进行通信。

其中，该处理器910可以与存储器920连接。该存储器920可以用于存储该程序代码和数据。因此，该存储器920可以是处理器910内部的存储单元，也可以是与处理器910独立的外部存储单元，还可以是包括处理器910内部的存储单元和与处理器910独立的外部存储单元的部件。

可选的，计算设备900还可以包括总线。其中，存储器920、通信接口930可以通过总线与处理器910连接。总线可以是外设部件互连标准(Peripheral ComponentInterconnect，PCI)总线或扩展工业标准结构(Extended Industry StandardArchitecture，EISA)总线等。所述总线可以分为地址总线、数据总线、控制总线等。

应理解，在本申请实施例中，该处理器910可以采用中央处理单元(CentralProcessing Unit，CPU)。该处理器还可以是其它通用处理器、数字信号处理器(DigitalSignal Processor，DSP)、专用集成电路(Application Specific Integrated Circuit，ASIC)、现场可编程门矩阵(Field Programmable Gate Array，FPGA)或者其它可编程逻辑器件、分立门或者晶体管逻辑器件、分立硬件组件等。通用处理器可以是微处理器或者该处理器也可以是任何常规的处理器等。或者该处理器910采用一个或多个集成电路，用于执行相关程序，以实现本申请实施例所提供的技术方案。

该存储器920可以包括只读存储器和随机存取存储器，并向处理器910提供指令和数据。处理器910的一部分还可以包括非易失性随机存取存储器。例如，处理器910还可以存储设备类型的信息。

在计算设备900运行时，所述处理器910执行所述存储器920中的计算机执行指令执行上述方法的操作步骤。

应理解，根据本申请实施例的计算设备900可以对应于执行根据本申请各实施例的方法中的相应主体，并且计算设备900中的各个模块的上述和其它操作和/或功能分别为了实现本实施例各方法的相应流程，为了简洁，在此不再赘述。

本申请实施例还提供了另外一种计算设备，如图5所示为该实施例提供的另一种计算设备1000的结构性示意性图，包括：处理器1010，以及接口电路1020，其中，处理器1010通过接口电路1020访问存储器，存储器存储有程序指令，程序指令当被处理器执行时使得处理器执行图2对应的实施例的方法。另外，该计算设备还可包括通信接口、总线等，具体可参见图4所示的实施例中的介绍，不再赘述。示例性的，该接口电路1020可以为CAN总线或者LIN总线。

本领域普通技术人员可以意识到，结合本文中所公开的实施例描述的各示例的单元及算法步骤，能够以电子硬件、或者计算机软件和电子硬件的结合来实现。这些功能究竟以硬件还是软件方式来执行，取决于技术方案的特定应用和设计约束条件。专业技术人员可以对每个特定的应用来使用不同方法来实现所描述的功能，但是这种实现不应认为超出本申请的范围。

所属领域的技术人员可以清楚地了解到，为描述的方便和简洁，上述描述的系统、装置和单元的具体工作过程，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。

在本申请所提供的几个实施例中，应该理解到，所揭露的系统、装置和方法，可以通过其它的方式实现。例如，以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，例如，所述单元的划分，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，例如多个单元或组件可以结合或者可以集成到另一个系统，或一些特征可以忽略，或不执行。另一点，所显示或讨论的相互之间的耦合或直接耦合或通信连接可以是通过一些接口，装置或单元的间接耦合或通信连接，可以是电性，机械或其它的形式。

所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部单元来实现本实施例方案的目的。

另外，在本申请各个实施例中的各功能单元可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中。

所述功能如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本申请的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)执行本申请各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：U盘、移动硬盘、只读存储器(Read-Only Memory，ROM)、随机存取存储器(Random Access Memory，RAM)、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。

本申请实施例还提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该程序被处理器执行时用于执行一种运载火箭奔火发射轨道的精确控制方法，该方法包括上述各个实施例所描述的方案中的至少之一。

本申请实施例的计算机存储介质，可以采用一个或多个计算机可读的介质的任意组合。计算机可读介质可以是计算机可读信号介质或者计算机可读存储介质。计算机可读存储介质例如可以是，但不限于，电、磁、光、电磁、红外线、或半导体的系统、装置或器件，或者任意以上的组合。计算机可读存储介质的更具体的例子(非穷举的列表)包括：具有一个或多个导线的电连接、便携式计算机磁盘、硬盘、随机存取存储器(RAM)、只读存储器(ROM)、可擦式可编程只读存储器(EPROM或闪存)、光纤、便携式紧凑磁盘只读存储器(CD-ROM)、光存储器件、磁存储器件、或者上述的任意合适的组合。在本文件中，计算机可读存储介质可以是任何包含或存储程序的有形介质，该程序可以被指令执行系统、装置或者器件使用或者与其结合使用。

计算机可读的信号介质可以包括在基带中或者作为载波一部分传播的数据信号，其中承载了计算机可读的程序代码。这种传播的数据信号可以采用多种形式，包括但不限于电磁信号、光信号或上述的任意合适的组合。计算机可读的信号介质还可以是计算机可读存储介质以外的任何计算机可读介质，该计算机可读介质可以发送、传播或者传输用于由指令执行系统、装置或者器件使用或者与其结合使用的程序。

计算机可读介质上包含的程序代码可以用任何适当的介质传输，包括、但不限于无线、电线、光缆、RF等等，或者上述的任意合适的组合。

可以以一种或多种程序设计语言或其组合来编写用于执行本申请操作的计算机程序代码，所述程序设计语言包括面向对象的程序设计语言—诸如Java、Smalltalk、C++，还包括常规的过程式程序设计语言—诸如“C”语言或类似的程序设计语言。程序代码可以完全地在用户计算机上执行、部分地在用户计算机上执行、作为一个独立的软件包执行、部分在用户计算机上部分在远程计算机上执行、或者完全在远程计算机或服务器上执行。在涉及远程计算机的情形中，远程计算机可以通过任意种类的网络，包括局域网(LAN)或广域网(WAN)，连接到用户计算机，或者，可以连接到外部计算机(例如利用因特网服务提供商来通过因特网连接)。

注意，上述仅为本申请的较佳实施例及所运用的技术原理。本领域技术人员会理解，本申请不限于这里所述的特定实施例，对本领域技术人员来说能够进行各种明显的变化、重新调整和替代而不会脱离本申请的保护范围。因此，虽然通过以上实施例对本申请进行了较为详细的说明，但是本申请不仅仅限于以上实施例，在不脱离本申请的构思的情况下，还可以包括更多其他等效实施例，均属于本申请的保护范畴。

Claims (9)

1.一种运载火箭奔火发射轨道的精确控制方法，其特征在于，当所述运载火箭的飞行轨道从闭合轨道过渡到非闭合轨道时，包括：

在运载火箭的飞行段为末级入轨段或末速修正段时，根据所述运载火箭的第一关机控制参量确定所述运载火箭在当前控制周期内的关机量；

根据所述运载火箭在当前控制周期内的关机量确定是否需要对所述运载火箭进行关机控制。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述运载火箭的第一关机控制参量根据下式确定：

其中，

为所述第一关机控制参量，

为地球引力常数，

为运载火箭到地心的地心距，

为运载火箭飞行的绝对速度。

3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述根据所述运载火箭的第一关机控制参量确定所述运载火箭在当前控制周期内的关机量包括：

按下式确定所述运载火箭在当前控制周期内的关机量：

其中，

为第i个飞行段的第n个控制周期内的关机量，

为所述第一关机控制参量。

4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据所述运载火箭在当前控制周期内的关机量确定是否需要对所述运载火箭进行关机控制，包括：

根据所述运载火箭在当前控制周期内的关机量确定所述当前控制周期内的关机余量；

根据所述当前控制周期内的关机余量判断是否需要对所述运载火箭进行关机控制。

5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述根据所述运载火箭在当前控制周期内的关机量确定所述当前控制周期内的关机余量，包括：

按下式确定所述当前控制周期内的关机余量：

其中，

为当前控制周期内的关机余量，

为第i个飞行段的第n个控制周期内的关机量，

为第i个飞行段的标准关机量。

6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，所述根据所述当前控制周期内的关机余量判断是否需要对所述运载火箭进行关机控制，包括：

当所述当前控制周期内的关机余量

时，则需要对所述运载火箭进行关机控制；

否则，不需要对所述运载火箭进行关机控制。

7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述运载火箭的发射轨道为预先设计的轨道。

8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，所述发射轨道根据如下之一或多个确定：

运载火箭奔火的目标轨道需求、所述运载火箭的箭体残骸落区限制范围、所述运载火箭各参数的实测数据、所述运载火箭的各系统当前技术状态。

9.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，还包括：

将所述运载火箭的第一关机控制参量作为其各自对应的飞行段的制导控制诸元数据。

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