CN114718762A - 一种提高入轨概率的大推力氢氧火箭发动机的关机方法 - Google Patents

Abstract

本申请属于运载火箭领域。具体提供一种提高入轨概率的大推力氢氧火箭发动机的关机方法，包括：根据运载火箭的过载门限值确定第一约束条件；根据运载火箭的地心距救援门限值确定第二约束条件；地心距救援门限值表征使运载火箭送有效载荷进入应急救援轨道的最大地心距值；应急救援轨道为当运载火箭故障时，有效载荷进入的能量低于目标轨道的另一轨道；根据运载火箭的半长轴救援门限值确定第三约束条件；半长轴救援门限值表征使运载火箭送有效载荷进入应急救援轨道的最大半长轴值；当运载火箭满足第一约束条件、第二约束条件和第三约束条件时，对运载火箭的发动机关机。基于本申请提供的方案，可以提高运载火箭故障情况下挽救有效载荷的入轨概率。

Description

一种提高入轨概率的大推力氢氧火箭发动机的关机方法

技术领域

本申请涉及运载火箭制导技术领域，特别涉及一种提高入轨概率的大推力氢氧火箭发动机的关机方法。

背景技术

采用大推力的氢氧发动机的运载火箭，发动机系统复杂度高，冗余困难，一旦出现故障便会造成运载火箭的能量损失，程度轻微可能会推迟运载火箭的入轨时间或者损失入轨精度，严重则可能无法将有效载荷送入目标轨道，甚至会引发爆炸等灾难性后果。

针对运载火箭能量受损的故障情况，现有技术的运载火箭一般会设置“小过载关机”的方式，即在目前的飞行过载值显著小于运载火箭正常飞行的过载值时，控制运载火箭的发动机关机。“小过载关机”的方式主要考虑尽量发挥故障运载火箭的残余推力，降低入轨精度损失。然而，若在未达到“小过载关机”条件时运载火箭的动力系统故障恶化，有效载荷也没有机会与运载火箭分离自救，会导致整个发射任务面临失败。

因此，亟需提供一种可以提高整个发射任务入轨率的火箭发动机的关机方法。

发明内容

鉴于现有技术的以上问题，本申请提供一种提高入轨概率的大推力氢氧火箭发动机的关机方法，针对运载火箭动力系统故障时，兼顾有效载荷的应急自救能力，及时合理的判别运载火箭的关机动作，从而为有效载荷创造自救条件，提升整个发射任务中有效载荷的入轨概率。

为达到上述目的，本申请第一方面提供一种提高入轨概率的大推力氢氧火箭发动机的关机方法，包括：当达到关机判断时间时，执行下述步骤：根据运载火箭的过载门限值确定第一约束条件；根据所述运载火箭的地心距救援门限值确定第二约束条件；其中，所述地心距救援门限值用于表征使所述运载火箭送有效载荷进入应急救援轨道的最大地心距值；所述应急救援轨道为当所述运载火箭发生故障时，所述运载火箭的有效载荷进入的能量低于目标轨道的另一轨道；根据所述运载火箭的半长轴救援门限值确定第三约束条件；其中，所述半长轴救援门限值用于表征使所述运载火箭的有效载荷进入应急救援轨道的最大半长轴值；当所述运载火箭满足所述第一约束条件、满足所述第二约束条件且满足所述第三约束条件时，则对所述运载火箭的发动机进行关机控制。

由上，通过综合考虑运载火箭的过载门限值、地心距救援门限值和半长轴救援门限值，使运载火箭的动力系统发生故障时，能够兼顾有效载荷的自救能力，一旦判断相应的飞行参数满足上述约束条件时，则表示满足有效载荷的自救能力，因此此时执行对运载火箭发动机的关机控制，从而使运载火箭的有效载荷先进入应急救援轨道，之后有机会自救到达目标轨道，从而提高了整个发射任务中有效载荷的入轨概率。

作为第一方面一种可能的实现方式，还包括：按下式确定所述关机判断时间

其中，

为所述运载火箭送有效载荷进入应急救援轨道的最短飞行时间。

由上，由于过载损失后，所述运载火箭达到上述最短飞行时间的时间只会增长不会缩短，因此，在运载火箭有可能达到上述最短飞行时间之前进行判断，可以避免延误判断、拖延关机。

作为第一方面一种可能的实现方式，还包括：在所述运载火箭无故障的情况下，对所述运载火箭的飞行轨道偏差进行飞行仿真试验，获得所述运载火箭送有效载荷进入应急救援轨道的飞行时间的散布范围；从所述飞行时间的散布范围中选取最小值作为所述运载火箭送有效载荷进入应急救援轨道的最短飞行时间

。

作为第一方面一种可能的实现方式，所述第一约束条件包括：按下式确定所述第一约束条件：

其中，

为所述运载火箭飞行时的实际过载值，

为所述运载火箭的过载门限值。

作为第一方面一种可能的实现方式，所述第二约束条件包括：按下式确定所述第二约束条件：

其中，

为所述运载火箭飞行时的实际地心距值，

为所述运载火箭的地心距救援门限值。

作为第一方面一种可能的实现方式，所述第三约束条件包括：按下式确定所述第三约束条件：

其中，

为所述运载火箭飞行时的实际半长轴值，

为所述运载火箭的半长轴救援门限值。

作为第一方面一种可能的实现方式，还包括：当所述运载火箭发生故障导致其飞行过载值低于正常过载值时，将保持所述运载火箭的箭体姿态稳定所需要的最小过载值作为所述过载门限值。

由上，以一度故障下姿态控制系统仍然能够保持箭体稳定的发动机推力的条件下对应的最小过载值作为所述过载门限值。

作为第一方面一种可能的实现方式，还包括：在所述运载火箭无故障的情况下，对所述运载火箭的飞行轨道偏差进行飞行仿真试验，获得所述运载火箭的地心距偏差的散布范围；根据所述运载火箭的地心距偏差的散布范围和所述有效载荷的应急救援轨道对应的标准地心距值确定所述运载火箭地心距的散布范围；从所述运载火箭地心距的散布范围中选取最大值作为所述地心距救援门限值。

作为第一方面一种可能的实现方式，还包括：在所述运载火箭无故障的情况下，对所述运载火箭的飞行轨道偏差进行飞行仿真试验，获得所述运载火箭的半长轴的偏差散布范围；根据所述运载火箭的半长轴的偏差散布范围和所述有效载荷应的急救援轨道对应的标准半长轴值确定所述运载火箭半长轴的散布范围；从所述运载火箭半长轴的散布范围中选取最大值作为所述半长轴救援门限值。

作为第一方面一种可能的实现方式，所述飞行仿真试验包括：用于模拟运载火箭飞行状态散布水平的单项偏差试验；或者用于模拟运载火箭飞行状态散布水平的打靶仿真试验。

由上，进行飞行仿真试验时应考虑无故障的运载火箭带有产品偏差的情况，从而使试验获得的各散布值更具有代表性。

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为本申请实施例提供的应急救援轨道和目标轨道的示意图；

图2为本申请实施例提供的一种提高入轨概率的大推力氢氧火箭发动机的关机方法的流程图；

图3为本申请实施例提供的地心距、半长轴与飞行时间对应的关系图；

图4为本申请实施例提供的地心距、半长轴与飞行时间对应的关系局部放大图；

图5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6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。

对本申请具体实施方式进行进一步详细说明之前，对本申请实施例中涉及的名词和属于，以及其在本申请中相应的用途\作用\功能等进行说明，本申请实施例中涉及的名词和术语适用于如下的解释：

1）火箭的有效载荷：火箭运送的用于直接执行特定任务的设备和系统。例如，火箭的有效载荷可以为人造卫星、载人或载货飞船、空间探测器或其它航天器等。

2）过载：火箭所受到的除重力以外的合外力相对于火箭自身重力的比值。

3）姿态控制系统：主要功能是稳定火箭的姿态，保证火箭飞行姿态角偏差在允许范围内，按指定的指令控制火箭的姿态角，调整火箭的飞行方向，修正飞行路线。

本申请实施例提供的一种提高入轨概率的大推力氢氧火箭发动机的关机方法可以应用于大推力的氢氧火箭发动机中。一般的，该大推力指额定真空推力为几百kN的级别。例如，该大推力可以为额定真空推力为超过680kN。

下面参见各图，对本申请实施例提供的一种提高入轨概率的大推力氢氧火箭发动机的关机方法进行详细说明。应理解，在本实施例中，当达到关机判断时间时，才会执行该关机方法所对应的关机判断步骤。

因此，下面首先介绍关机判断时间的确定过程。

首先，图1示出了应急救援轨道和目标轨道的示意图。当运载火箭正常工作时，其运行轨迹为从地球出发，通过轨迹A到达目标轨道。但是，当运载火箭的动力系统出现故障时，会导致推力不足，从而使运载火箭无法按照轨迹A进入目标轨道；但是，作为一种运载火箭的有效载荷的自救方案，可以通过对运载火箭的发动机关机、运载火箭与有效载荷分离，使有效载荷通过轨迹B进入应急救援轨道，从而使有效载荷沿着应急救援轨道飞行的过程中，到达Q点，以进入目标轨道。

作为一种可选的实现方式，可以在运载火箭无故障的状态下，考虑运载火箭正常的产品偏差量的情况下，通过单项偏差试验或者打靶仿真试验的方法来获得运载火箭的有效载荷进入应急救援轨道的飞行时间的散布值，进而从飞行时间的散布值中选取出最小值来作为有效载荷进入应急救援轨道的最短飞行时间

。

在本实施例中，由于过载损失后，运载火箭飞行速度只会变慢，进而达到某一设定位置的飞行时间只会增长，不会缩短。另外，关机判断时间的基本原则是在运载火箭有可能满足约束条件之前进行判断，以避免造成延误判断。

因此，关机判断时间

可以由下式进行确定：

其中，

为所述有效载荷进入应急救援轨道的最短飞行时间。

下面介绍本申请实施例提供的一种提高入轨概率的大推力氢氧发动机的关机方法，如图2所示，该方法的实现过程主要包括步骤S110-S140，下面对各个步骤依次进行介绍。

S110：根据运载火箭的过载门限值确定第一约束条件。

作为一种可选的实现方式，以一度故障（即运载火箭只发生一个独立的故障）下姿态控制系统仍然能够保持运载火箭箭体稳定时所对应的最小过载值作为过载门限值

。在本实施例中，第一约束条件可以按照下式确定：

其中，

为所述运载火箭的实际过载值，

为所述运载火箭的过载门限值。

S120：根据所述运载火箭的地心距救援门限值确定第二约束条件。其中，地心距救援门限值

为使运载火箭送有效载荷进入应急救援轨道的最大地心距值；应急救援轨道为当所述运载火箭发生故障时，运载火箭的有效载荷进入的能量低于目标轨道的另一轨道，通过该应急救援轨道，有效载荷存在进入目标轨道的机会。（可参见图1中虚线示出的应急救援轨道）。

在本实施例中，使有效载荷能够进入应急救援轨道通常需要考虑运载火箭的飞行高度（即通过地心距来表征）。

首先需要获取有效载荷的应急救援轨道对应的标准地心距值

；然后可以在运载火箭无故障的状态下，考虑运载火箭正常的产品偏差量的情况下，通过单项偏差试验或者打靶仿真试验的方法来获得运载火箭的地心距偏差的散布范围；作为一种可选的实现方式，该散布范围满足

。进而根据标准地心距值

和地心距偏差的散布范围

，来确定所述运载火箭的地心距散步范围。应理解，

再通过过载损失类故障仿真，在该

范围中，选择能够令有效载荷进入其应急救援轨道的地心距最大值作为应急救援判别门限。

在本实施例中，第二约束条件可以按照下式确定：

其中，

为所述运载火箭的实际地心距值，

为所述运载火箭的地心距救援门限值。

S130：根据所述运载火箭的半长轴救援门限值确定第三约束条件。其中，所述半长轴救援门限值

为使所述运载火箭的有效载荷进入应急救援轨道的最大半长轴值。

在本实施例中，使有效载荷能够进入应急救援轨道通常还需要考虑运载火箭的轨道能量，然而在运载火箭制导领域，轨道能量一般可以用半长轴来表示。

首先需要获取有效载荷应的急救援轨道对应的标准半长轴值

；然后可以在运载火箭无故障的状态下，考虑运载火箭正常的产品偏差量的情况下，通过单项偏差试验或者打靶仿真试验的方法来获得运载火箭的半长轴偏差的散布范围；作为一种可选的实现方式，该散布范围满足

。进而根据标准半长轴值

和半长轴的散布范围

值来确定所述运载火箭半长轴的散步范围。应理解，

。再通过过载损失类故障仿真，在该

范围中，选择能够令有效载荷进入其应急救援轨道的半长轴最大值作为应急救援判别门限。

在本实施例中，第三约束条件可以按照下式确定：

其中，

为所述运载火箭的实际半长轴值，

为所述运载火箭的半长轴救援门限值。

如图3所示为地心距、半长轴与飞行时间对应的关系，图4为图3的局部放大图。其中，r表示实际地心距（单位为m），图3与图4示出了实时地心距随飞行时间变化的曲线，

为地心距救援门限值，由图3与图4可以看出，该值为一固定值，可以通过步骤S120提供的方法获得。a表示实际半长轴值（单位为m），图3与图4示出了实时半长轴随飞行时间变化的曲线，

为半长轴救援门限值，由图3与图4可以看出，该值为以固定值，可以通过步骤S130提供的方法获得。

为火箭飞行到达半长轴救援门限的时间。

S140：当所述运载火箭满足所述第一约束条件、满足所述第二约束条件且满足所述第三约束条件时，则对所述运载火箭的发动机进行关机控制。

在本实施例中，在运载火箭的发动机关机后，可以保证有效载荷进入应急救援轨道，从而通过应急救援轨道进入目标轨道，提升整个发射任务的入轨率。

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5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5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6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5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提高入轨概率的大推力氢氧火箭发动机的关机方法，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 (10)

1.一种提高入轨概率的大推力氢氧火箭发动机的关机方法，其特征在于，包括：当达到关机判断时间时，执行下述步骤：

根据运载火箭的过载门限值确定第一约束条件；

根据所述运载火箭的地心距救援门限值确定第二约束条件；其中，所述地心距救援门限值用于表征使所述运载火箭送有效载荷进入应急救援轨道的最大地心距值；所述应急救援轨道为当所述运载火箭发生故障时，所述运载火箭的有效载荷进入的能量低于目标轨道的另一轨道；

根据所述运载火箭的半长轴救援门限值确定第三约束条件；其中，所述半长轴救援门限值用于表征使所述运载火箭送有效载荷进入应急救援轨道的最大半长轴值；

当所述运载火箭满足所述第一约束条件、满足所述第二约束条件且满足所述第三约束条件时，则对所述运载火箭的发动机进行关机控制。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，还包括：

按下式确定所述关机判断时间

：

其中，

为所述运载火箭送有效载荷进入应急救援轨道的最短飞行时间。

3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，还包括：

在所述运载火箭无故障的情况下，对所述运载火箭的飞行轨道偏差进行飞行仿真试验，获得所述运载火箭送有效载荷进入应急救援轨道的飞行时间的散布范围；

从所述飞行时间的散布范围中选取最小值作为所述运载火箭送有效载荷进入应急救援轨道的最短飞行时间

。

4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述第一约束条件包括：

按下式确定所述第一约束条件：

其中，

为所述运载火箭飞行时的实际过载值，

为所述运载火箭的过载门限值。

5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述第二约束条件包括：

按下式确定所述第二约束条件：

其中，

为所述运载火箭飞行时的实际地心距值，

为所述运载火箭的地心距救援门限值。

6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述第三约束条件包括：

按下式确定所述第三约束条件：

其中，

为所述运载火箭飞行时的实际半长轴值，

为所述运载火箭的半长轴救援门限值。

7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，还包括：

当所述运载火箭发生故障导致其飞行过载值低于正常过载值时，将保持所述运载火箭的箭体姿态稳定所需要的最小过载值作为所述过载门限值。

8.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，还包括：

在所述运载火箭无故障的情况下，对所述运载火箭的飞行轨道偏差进行飞行仿真试验，获得所述运载火箭的地心距偏差的散布范围；

根据所述运载火箭的地心距偏差的散布范围和所述有效载荷的应急救援轨道对应的标准地心距值确定所述运载火箭地心距的散布范围；

从所述运载火箭地心距的散布范围中选取最大值作为所述地心距救援门限值。

9.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，还包括：

在所述运载火箭无故障的情况下，对所述运载火箭的飞行轨道偏差进行飞行仿真试验，获得所述运载火箭的半长轴的偏差散布范围；

根据所述运载火箭的半长轴的偏差散布范围和所述有效载荷应的急救援轨道对应的标准半长轴值确定所述运载火箭半长轴的散布范围；

从所述运载火箭半长轴的散布范围中选取最大值作为所述半长轴救援门限值。

10.根据权利要求3、8或者9中任一项所述的方法，其特征在于，所述飞行仿真试验包括：

用于模拟运载火箭飞行状态散布水平的单项偏差试验；或者

用于模拟运载火箭飞行状态散布水平的打靶仿真试验。

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