CN114858011A - 运载火箭 - Google Patents

Abstract

本申请实施例提供了一种运载火箭。该运载火箭包括：至少一个推进子级、次末级、末子级和箭载控制器；次末级包括与最靠近末子级的推进子级本体可分离连接的次末级本体，以及分别与次末级本体连接的第二推进系统和第一姿控系统；末子级包括与次末级本体可分离连接的末子级本体，以及分别与末子级本体连接的第三推进系统和第二姿控系统；箭载控制器与末子级本体连接，且分别与第一姿控系统和第二姿控系统信号连接。本申请实施例利用次末级的第一姿控系统和末子级的第二姿控系统中的至少一种姿控系统，实现运载火箭全飞行段的飞行姿态控制，可以大幅简化运载火箭的驱动系统、有效降低成本，还能有效减少呆重，提升运载能力。

Description

运载火箭

技术领域

本申请涉及航天技术领域，具体而言，本申请涉及一种运载火箭。

背景技术

运载火箭（Rocket Launcher）指的是用于把人造地球卫星、载人飞船、航天站或行星际探测器等推向太空、送入预定轨道的载具。运载火箭可以采用分级结构，每一级都装有发动机与燃料，有利于提高火箭的连续飞行能力与最终速度。从尾部最初一级开始，每级火箭燃料用完后自动脱落，同时下一级火箭发动机开始工作，使飞行器继续加速前进。

但是现有的分级式运载火箭或存在动力系统复杂、成本较高的局限，或存在末子级运载能力不足的缺陷。

发明内容

本申请针对现有方式的缺点，提出一种运载火箭，用以解决现有技术存在分级式运载火箭的动力系统复杂、成本较高、或末子级运载能力不足的缺陷的技术问题。

第一个方面，本申请实施例提供了一种运载火箭，包括：

至少一个推进子级，推进子级包括推进子级本体，以及与推进子级本体连接的第一推进系统；各推进子级的推进子级本体依次可分离连接；

次末级，包括与最靠近末子级的推进子级本体可分离连接的次末级本体，以及分别与次末级本体连接的第二推进系统和第一姿控系统；

末子级，包括与次末级本体可分离连接的末子级本体，以及分别与末子级本体连接的第三推进系统和第二姿控系统；

箭载控制器，与末子级本体连接，且分别与第一姿控系统和第二姿控系统信号连接。

可选地，第二姿控系统的驱动力小于第一姿控系统的驱动力。

可选地，运载火箭还包括：与末子级本体连接的第一姿控燃料组件；

第二姿控系统与第一姿控燃料组件连接；

第一姿控系统通过第一可分离连接器与第一姿控燃料组件连接。

可选地，运载火箭还包括：与末子级本体连接的第二姿控燃料组件，以及与次末级本体连接的第三姿控燃料组件；

第一姿控系统与第三姿控燃料组件连接；

第二姿控系统与第二姿控燃料组件连接。

可选地，第二姿控燃料组件通过第二可分离连接器与第三姿控燃料组件连接。

可选地，箭载控制器还与第一推进系统、第二推进系统和第三推进系统中的至少一种推进系统信号连接。

可选地，第一推进系统包括：

第一发动机，与推进子级本体远离次末级本体的一端连接；

第一喷管，可转动连接于第一发动机的输出端；

第一驱动机构，连接于第一喷管以及第一发动机和推进子级本体中的至少一种之间，用于驱动第一喷管摆动；

其中，第一发动机和第一驱动机构分别与箭载控制器信号连接。

可选地，第二推进系统包括：

第二发动机，与次末级本体远离末子级本体的一端连接，且与箭载控制器信号连接；

第二喷管，与第二发动机的输出端连接。

可选地，第三推进系统包括：

第三发动机，与末子级本体靠近次末级本体的一端连接，且与箭载控制器信号连接；

第三喷管，与第三发动机的输出端连接。

可选地，运载火箭还包括整流罩；

整流罩与末子级本体远离次末级本体的一端可分离连接。

本申请实施例提供的技术方案带来的有益技术效果包括：利用次末级的第一姿控系统和末子级的第二姿控系统中的至少一种姿控系统，实现运载火箭全飞行段的飞行姿态控制，可以大幅简化运载火箭的驱动系统、有效降低成本，还能有效减少呆重，提升运载能力。

具体地，相比于分级驱动方案而言，除末子级和次末级以外的其他推进子级只需配置推进系统，这样有效减少了运载火箭的驱动设备，简化了驱动系统，不仅能有效降低运载火箭的制造和使用成本，还能有效减小运载火箭的整体呆重，有利于提高运载火箭的运载能力。

相比于集成控制方案而言，次末级的第一姿控系统可以分担一部分飞行段的飞行姿态控制任务，末子级的设备体量可以获得有效减少，从而释放末子级的运载空间、以及降低末子级的自重从而提高末子级的可运载负重，即提高末子级的运载能力。并且，由于有次末级的第一姿控系统的分担，末子级的第二姿控系统无需完全匹配运载火箭全飞行段的飞行姿态控制需求，这有利于减小第二姿控系统的尺寸、自重等规格，进一步提高末子级的运载能力。

本申请附加的方面和优点将在下面的描述中部分给出，这些将从下面的描述中变得明显，或通过本申请的实践了解到。

附图说明

本申请上述的和/或附加的方面和优点从下面结合附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：

图1为本申请实施例提供的一种运载火箭的实施方式一的结构示意图；

图2为本申请实施例提供的一种运载火箭中末子级与次末级的连接实施方式一的结构示意图；

图3为本申请实施例提供的一种运载火箭中末子级与次末级的连接实施方式二的结构示意图；

图4为本申请实施例提供的一种运载火箭中末子级与次末级的连接实施方式三的结构示意图；

图5为本申请实施例提供的一种运载火箭的实施方式二的结构示意图；

图6为本申请实施例提供的一种运载火箭的控制方法的展开方法的流程示意图；

图7为本申请实施例提供的一种运载火箭的控制方法的展开方法中，控制次末级的第一姿控系统和末子级的第二姿控系统中的至少一种姿控系统工作，以调节运载火箭的当前级飞行段的飞行姿态的流程示意图；

图8为本申请实施例提供的一种运载火箭的控制方法的展开方法中，控制次末级的第一姿控系统和末子级的第二姿控系统中的至少一种姿控系统工作，以调节运载火箭的次末级飞行段的飞行姿态的流程示意图；

图9为本申请实施例提供的一种运载火箭的控制装置的实施方式一的结构框架示意图；

图10为本申请实施例提供的一种运载火箭的控制装置的实施方式二的结构框架示意图；

图11为本申请实施例提供的一种运载火箭的控制设备结构框架示意图。

图中：

100-运载火箭；

110-推进子级；111-推进子级本体；112-第一推进系统；

120-次末级；121-次末级本体；122-第二推进系统；123-第一姿控系统；

130-末子级；131-末子级本体；132-第三推进系统；133-第二姿控系统；

140-箭载控制器；150-整流罩；

161-第一姿控燃料组件；162-第二姿控燃料组件；163-第三姿控燃料组件；171-第一可分离连接器；172-第二可分离连接器；

200-运载火箭的控制设备；210-处理器；220-存储器；230-总线；240-通信单元；250-输入单元；260-输出单元；

300-运载火箭的控制装置；310-当前级飞行段控制模块；320-次末级飞行段控制模块；330-末子级飞行段控制模块。

具体实施方式

下面结合本申请中的附图描述本申请的实施例。应理解，下面结合附图所阐述的实施方式，是用于解释本申请实施例的技术方案的示例性描述，对本申请实施例的技术方案不构成限制。

本技术领域技术人员可以理解，除非特意声明，这里使用的单数形式“一”、“一个”、“所述”和“该”也可包括复数形式。应该进一步理解的是，本申请的说明书中使用的措辞“包括”是指存在所述特征、整数、步骤、操作、元件和/或组件，但不排除实现为本技术领域所支持其他特征、信息、数据、步骤、操作、元件、组件和/或它们的组合等。应该理解，当我们称一个元件被“连接”或“耦接”到另一元件时，该一个元件可以直接连接或耦接到另一元件，也可以指该一个元件和另一元件通过中间元件建立连接关系。此外，这里使用的“连接”或“耦接”可以包括无线连接或无线耦接。这里使用的术语“和/或”指该术语所限定的项目中的至少一个，例如“A和/或B”可以实现为“A”，或者实现为“B”，或者实现为“A和B”。

为使本申请的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本申请实施方式作进一步地详细描述。

首先对本申请涉及的几个名词进行介绍和解释：

推进子级：在本文中定义为运载火箭中除去末子级和次末级以外的每一子级。

推进系统：包括火箭发动机、喷管等，为运载火箭提供前进的推进动力。

姿控系统：通常包括气瓶、贮箱、各类阀门、推力室及导管等组件，主要为运载火箭的姿态控制和修正提供动力，用以确保火箭精准飞行。

呆重：在航天领域内，技术人员把例如火箭的外壳、电缆、仪器等重量称为呆重。火箭的呆重越小，可运载能力越强。

本申请的研发思路包括：运载火箭在飞行过程中需要的动力驱动包括推进驱动和姿态控制驱动。其中，推进驱动主要是指为运载火箭提供向前飞行的推进力，以使运载火箭逐步达到预定的飞行速度；姿态控制驱动主要是指为运载火箭提供在飞行过程中可以调整飞行姿态的驱动力，以使运载火箭精准飞行。

在一些相关方案中，运载火箭采用分级驱动方案，即运载火箭在每一子级分别具备相对独立的推进系统的基础上，还分别具备相对独立的姿控系统，用以驱动运载火箭实现俯仰、滚转、偏航等姿态调整或修正动作。可见，分级驱动方案中涉及的驱动设备相对较多，方案复杂，成本较高，控制设备总重量较大，对降低运载火箭的运载能力。

在另一些相关方案中，运载火箭采用集成控制方案，即运载火箭的每一子级均具备相对独立的推进系统，但是共用同一套姿控系统。可见，集成控制方案中涉及的驱动设备相对较少，但共用的同一套姿控系统需应对各级飞行段的不同驱动需求，该姿控系统不得不具备多档不同量级的推力室适应各级飞行段的驱动，因此该姿控系统的结构会相对更为复杂，体积更大、自重更大等。值得注意的是，为保证运载火箭飞行全程都能具备姿态调整能力，该姿控系统需要布局在末子级（例如：四级运载火箭中的第四子级）上，这样会对严重降低末子级的运载能力，例如：压缩末子级的运载空间，增大末子级的自重从而降低末子级的可运载负重等。

本申请提供的运载火箭，旨在解决现有技术的如上技术问题。

下面以具体地实施例对本申请的技术方案以及本申请的技术方案如何解决上述技术问题进行详细说明。需要指出的是，下述实施方式之间可以相互参考、借鉴或结合，对于不同实施方式中相同的术语、相似的特征以及相似的实施步骤等，不再重复描述。

本申请实施例提供了一种运载火箭100，该运载火箭100的结构示意图如图1所示，包括：至少一个推进子级110、次末级120、末子级130和箭载控制器140。

推进子级110包括推进子级本体111，以及与推进子级本体111连接的第一推进系统112；各推进子级110的推进子级本体111依次可分离连接。

次末级120包括与最靠近末子级的推进子级本体111可分离连接的次末级本体121，以及分别与次末级本体121连接的第二推进系统122和第一姿控系统123。

末子级130包括与次末级本体121可分离连接的末子级本体131，以及分别与末子级本体131连接的第三推进系统132和第二姿控系统133。

箭载控制器140与末子级本体131连接，且分别与第一姿控系统123和第二姿控系统133信号连接。

本实施例提供的一种运载火箭100，利用次末级120的第一姿控系统123和末子级130的第二姿控系统133中的至少一种姿控系统，实现运载火箭100全飞行段的飞行姿态控制，可以大幅简化运载火箭100的驱动系统、有效降低成本，还能有效减少呆重，提升运载能力。

具体地，相比于分级驱动方案而言，除末子级130和次末级120以外的其他推进子级110只需配置推进系统，这样有效减少了运载火箭100的驱动设备，简化了驱动系统，不仅能有效降低运载火箭100的制造和使用成本，还能有效减小运载火箭100的整体呆重，有利于提高运载火箭100的运载能力。

相比于集成控制方案而言，次末级120的第一姿控系统123可以分担一部分飞行段的飞行姿态控制任务，末子级130的设备体量可以获得有效减少，从而释放末子级130的运载空间、以及降低末子级130的自重从而提高末子级130的可运载负重，即提高末子级130的运载能力。并且，由于有次末级120的第一姿控系统123的分担，末子级130的第二姿控系统133无需完全匹配运载火箭100全飞行段的飞行姿态控制需求，这有利于减小第二姿控系统133的尺寸、自重等规格，进一步提高末子级130的运载能力。另外，末子级130的结构简化后，还有利于解放与末子级130连接的整流罩150的设计约束，例如：整流罩150的尺寸可以设计得更小，或是更利于流线型设计，等等。

在一些可能的实施方式中，箭载控制器140可配置用于执行下文记载的任一种运载火箭100的控制方法。

在一些可能的实施方式中，第二姿控系统133的驱动力小于第一姿控系统123的驱动力。

在本实施例中，有利于实现第一姿控系统123和第二姿控系统133规格的差异化，一方面易于利用差异化的驱动力通过自由组合实现运载火箭100各级飞行段的飞行姿态调节，可以减少单个姿控系统的规格种类，降低单个姿控系统的设计成本；另一方面，通常驱动力越大的设备体积、重量越大，位于次末级120的第一姿控系统123的驱动力更大，即可以将体积更大、重量更大的姿控系统从末子级130移出，末子级130内的姿控系统更小、更轻，这样能有效提高末子级130的运载能力。

需要说明的是，本实施例中的“驱动力”还可以用其他参数类别代替，例如：功率等。

在一个示例中，次末级120的第一姿控系统123的驱动力可以为700N（牛），末子级130的第二姿控系统133的驱动力可以为25N。

在一些可能的实施方式中，如图2所示，运载火箭100还包括：与末子级本体131连接的第一姿控燃料组件161。其中，第二姿控系统133与第一姿控燃料组件161连接，第一姿控系统123通过第一可分离连接器171与第一姿控燃料组件161连接。

第一姿控燃料组件161用于存放支持相关姿控系统工作的驱动物质，例如：燃料、压缩气体等。

在本实施例中，末子级130的第二姿控系统133与次末级120的第一姿控系统123都从设置于末子级130的第一姿控燃料组件161获取驱动物质，即第二姿控系统133与第一姿控系统123共享第一姿控燃料组件161。并且，第一姿控系统123与第一姿控燃料组件161之间的第一可分离连接器171，可以在末子级130与次末级120分离之前保持第一姿控系统123与第一姿控燃料组件161之间的供能管路连通，以实现为次末级120的第一姿控系统123提供驱动物质，在末子级130与次末级120分离时使得第一姿控系统123与第一姿控燃料组件161之间的供能管路断开，以保证末子级130与次末级120之间的成功分离。

在一个示例中，第一可分离连接器171可以包括：气路分离连接器和/或液路分离连接器。

在另一些可能的实施方式中，如图3所示，运载火箭100还包括：与末子级本体131连接的第二姿控燃料组件162，以及与次末级本体121连接的第三姿控燃料组件163。其中，第一姿控系统123与第三姿控燃料组件163连接，第二姿控系统133与第二姿控燃料组件162连接。

第二姿控燃料组件162用于存放支持第二姿控系统133工作的驱动物质，第三姿控燃料组件163用于存放支持第一姿控系统123工作的驱动物质，前述驱动物质均可以包括燃料、压缩气体等。

在本实施例中，末子级130的第二姿控系统133从设置于末子级130的第二姿控燃料组件162获取驱动物质，次末级120的第一姿控系统123都从设置于次末级120的第三姿控燃料组件163获取驱动物质，即第二姿控系统133与第一姿控系统123分别配置独立的姿控燃料组件。这样有利于减轻末子级130的呆重，提升末子级130的运载能力。

基于上述运载火箭100的末子级130和次末级120分别配置第二姿控燃料组件162和第三姿控燃料组件163的方案，在一些可能的实施方式中，如图4所示，第二姿控燃料组件162通过第二可分离连接器172与第三姿控燃料组件163连接。

在本实施例中，第二姿控燃料组件162和第三姿控燃料组件163之间可以实现驱动物质的共享，视情况相互补充。例如：次末级120完成飞行任务后，次末级120即将与末子级130分离，若第三姿控燃料组件163中的驱动物质还未用完，则可以移入第二姿控燃料组件162，减少浪费；次末级120还在飞行任务中，若第三姿控燃料组件163中的驱动物质不够，则可以从第二姿控燃料组件162借出驱动物质。

并且，第二姿控燃料组件162和第三姿控燃料组件163之间的第二可分离连接器172，可以在末子级130与次末级120分离之前保持第二姿控燃料组件162和第三姿控燃料组件163之间的供能管路连通，以实现驱动物质的共享，在末子级130与次末级120分离时使得第二姿控燃料组件162和第三姿控燃料组件163之间的供能管路断开，以保证末子级130与次末级120之间的成功分离。

在一个示例中，第二可分离连接器172也可以包括：气路分离连接器和/或液路分离连接器。

在一些可能的实施方式中，箭载控制器140还与第一推进系统112、第二推进系统122和第三推进系统132中的至少一种推进系统信号连接。

在本实施例中，箭载控制器140除了可以控制次末级120的第一姿控系统123和末子级130的第二姿控系统133以外，还能对运载火箭100的至少部分分级的推进系统实现控制，有利于提高控制的协调性，也有利于减少控制设备的数量或种类，降低成本。

在一个示例中，如图5所示，箭载控制器140还与第一推进系统112、第二推进系统122和第三推进系统132均信号连接。这样可以实现箭载控制器140对运载火箭100的推进任务、飞行姿态调节任务的集中控制，有利于提高控制的协调性，也有利于减少控制设备的数量或种类，降低成本。

在一些可能的实施方式中，第一推进系统112包括：第一发动机、第一喷管和第一驱动机构。

第一发动机与推进子级本体111远离次末级本体121的一端连接。

第一喷管可转动连接于第一发动机的输出端。

第一驱动机构连接于第一喷管以及第一发动机和推进子级本体111中的至少一种之间，用于驱动第一喷管摆动。

其中，第一发动机和第一驱动机构分别与箭载控制器140信号连接。

在本实施例提供的第一推进系统112中，第一驱动机构可以在箭载控制器140的控制下动作，实现驱动第一喷管相对第一发动机的输出端进行摆动，这样可以使得推进子级110不仅能实现运载火箭100的当前级飞行段的飞行姿态中的推进控制，还能实现包括俯仰控制和偏航控制的针对运载火箭100的飞行姿态控制。

即，在推进子级110驱动运载火箭100进行当前级飞行段的飞行过程中，充分利用推进子级110自身的第一推进系统112，分担运载火箭100在当前级飞行段的飞行姿态调节任务，有利于减少次末级120的第一姿控系统123和/或末子级130的第二姿控系统133的能源消耗，从而延长第一姿控系统123和/或第二姿控系统133的续航能力，或有利于减轻次末级120和/或末子级130的自重，进而提高运载火箭100的运载能力。

在一个示例中，第一喷管可以与第一发动机的输出端采用铰接、销连接、铆接等方式实现可转动连接。

需要说明的是，运载火箭100中的各推进子级110可以全部采用上述实施例的结构，也可以是部分推进子级110采用上述实施例的结构，在此不作限定。

在一些可能的实施方式中，第二推进系统122包括：第二发动机和第二喷管。

第二发动机与次末级本体121远离末子级本体131的一端连接，且与箭载控制器140信号连接。

第二喷管与第二发动机的输出端连接。

运载火箭100进入次末级飞行段后，次末级120以前的各推进子级110全部完成了分离，次末级120的第一姿控系统123和末子级130的第二姿控系统133中的至少一种姿控系统足够实现运载火箭100的次末级飞行段的飞行姿态调节。因此，本实施例提供的第二推进系统122采用固定喷管结构，可以省去驱动第二喷管摆动的相关驱动机构，即次末级120中的第二推进系统122可以不用参与分担次末级飞行段的飞行姿态调节任务，这有利于降低次末级120的呆重，进而利于增加次末级120中第一姿控系统123的燃料携带量、以提高第一姿控系统123的续航能力，或有利于减小运载火箭100的整体呆重、以提高运载火箭100的运载能力。

在一些可能的实施方式中，第三推进系统132包括：第三发动机和第三喷管。

第三发动机与末子级本体131靠近次末级本体121的一端连接，且与箭载控制器140信号连接；

第三喷管与第三发动机的输出端连接。

运载火箭100进入末子级130飞行段后，末子级130以前的各推进子级110、以及次末级120均完成了分离，末子级130的第二姿控系统133足够实现运载火箭100的末子级130飞行段的飞行姿态调节。因此，本实施例提供的第三推进系统132采用固定喷管结构，可以省去驱动第三喷管摆动的相关驱动机构，即末子级130中的第三推进系统132可以不用参与分担末子级130飞行段的飞行姿态调节任务，这有利于降低末子级130的呆重、释放可运载空间，进而利于提高末子级130的运载能力，或有利于减小运载火箭100的整体呆重、以提高运载火箭100的运载能力。

在一些可能的实施方式中，如图1和图5所示，运载火箭100还包括整流罩150，整流罩150与末子级本体131远离次末级本体121的一端可分离连接。

在本实施例中，整流罩150与末子级本体131之间可以围合形成用于容纳运载标的（例如：卫星）的运载空间。

基于前述各实施例提供运载火箭100中结构简化的末子级130，与末子级130连接的整流罩150的设计约束有利于得到解放，例如：整流罩150的尺寸可以设计得更小，或是更利于流线型设计，等等。

基于同一发明构思，本申请实施例提供了一种运载火箭的控制方法，应用于包括依次可分离连接的至少一个推进子级、次末级和末子级的运载火箭，该控制方法包括步骤：

在任一推进子级的第一推进系统处于工作状态下，控制次末级的第一姿控系统和末子级的第二姿控系统中的至少一种姿控系统工作，以调节运载火箭的当前级飞行段的飞行姿态。

在本实施例中，利用次末级的第一姿控系统和末子级的第二姿控系统中的至少一种姿控系统，至少实现运载火箭当前级飞行段的飞行姿态控制，可以大幅简化运载火箭的驱动系统、有效降低成本，还能有效减少呆重，提升运载能力。

具体地，相比于分级驱动方案而言，除末子级和次末级以外的其他推进子级只需配置推进系统，这样有效减少了运载火箭的驱动设备，简化了驱动系统，不仅能有效降低运载火箭的制造和使用成本，还能有效减小运载火箭的整体呆重，有利于提高运载火箭的运载能力。

相比于集成控制方案而言，次末级的第一姿控系统可以分担一部分飞行段的飞行姿态控制任务，末子级的设备体量可以获得有效减少，从而释放末子级的运载空间、以及降低末子级的自重从而提高末子级的可运载负重，即提高末子级的运载能力。并且，由于有次末级的第一姿控系统的分担，末子级的第二姿控系统无需完全匹配运载火箭全飞行段的飞行姿态控制需求，这有利于减小第二姿控系统的尺寸、自重等规格，进一步提高末子级的运载能力。另外，末子级的结构简化后，还有利于解放与末子级连接的整流罩的设计约束，例如：整流罩的尺寸可以设计得更小，或是更利于流线型设计，等等。

在一个示例中，次末级的第一姿控系统的驱动力可以为700N（牛），末子级的第二姿控系统的驱动力可以为25N。

需要说明的是，运载火箭中的推进子级可以根据设计需要具有多个，以四级运载火箭为例，推进子级有两个。

基于同一发明构思，本申请实施例提供了一种运载火箭的控制方法的展开方法，该控制方法的流程示意图如图6所示，包括以下步骤S101-S103：

S101：在任一推进子级的第一推进系统处于工作状态下，控制次末级的第一姿控系统和末子级的第二姿控系统中的至少一种姿控系统工作，以调节运载火箭的当前级飞行段的飞行姿态。

本步骤S101可以在除末子级和次末级以外的其他任一推进子级驱动运载火箭进行当前级飞行段的飞行过程中，利用次末级的第一姿控系统和末子级的第二姿控系统中的至少一种姿控系统实现当前级飞行段的飞行姿态控制。

其中，当前级飞行段指的是：运载火箭在正执行推进驱动任务的推进子级的作用下进行的飞行阶段。

在一个示例中，运载火箭的第一子级的第一推进系统处于工作状态下，运载火箭的当前级飞行段为一级飞行段。在第一飞行段的飞行过程中，可以利用次末级的第一姿控系统和末子级的第二姿控系统中的至少一种姿控系统实现第一飞行段的飞行姿态控制。第一子级的第一推进系统完成推进任务（例如燃料耗尽或即将耗尽）后，第一子级与下一子级（例如第二子级）分离，并且下一子级点火工作。

在另一个示例中，运载火箭的第二子级的第一推进系统处于工作状态下，运载火箭的当前级飞行段为二级飞行段。在第二飞行段的飞行过程中，可以利用次末级的第一姿控系统和末子级的第二姿控系统中的至少一种姿控系统实现第二飞行段的飞行姿态控制。第二子级的第一推进系统完成推进任务（例如燃料耗尽或即将耗尽）后，第二子级与下一子级（例如第三子级或次末级）分离，并且下一子级点火工作。

S102：在次末级的第二推进系统处于工作状态下，控制次末级的第一姿控系统和末子级的第二姿控系统中的至少一种姿控系统工作，以调节运载火箭的次末级飞行段的飞行姿态。

本步骤S102可以在次末级驱动运载火箭进行次末级飞行段的飞行过程中，利用次末级的第一姿控系统和末子级的第二姿控系统中的至少一种姿控系统实现次末级飞行段的飞行姿态控制。

其中，次末级飞行段指的是：运载火箭在正执行推进驱动任务的次末级的作用下进行的飞行阶段。可以理解的是，处于次末级飞行段指的运载火箭包括相互可分离连接的次末级和末子级，次末级以前的各推进子级在前已经完成分离。

即，次末级的第一姿控系统和末子级的第二姿控系统可以单独进行飞行姿态控制，也可以协同配合进行飞行姿态控制，具体地控制方式将在下文详细说明，在此不赘述。

S103：在末子级的第三推进系统处于工作状态下，控制末子级的第二姿控系统工作，以调节运载火箭的末子级飞行段的飞行姿态。

本步骤S103可以在末子级驱动运载火箭进行末子级飞行段的飞行过程中，利用末子级的第二姿控系统实现次末级飞行段的飞行姿态控制，完成运载火箭的最后一段飞行驱动任务。

其中，末子级飞行段指的是：运载火箭在正执行推进驱动任务的末子级的作用下进行的飞行阶段。

本实施例提供的一种运载火箭的控制方法的展开方法，利用次末级的第一姿控系统和末子级的第二姿控系统中的至少一种姿控系统，至少实现运载火箭全飞行段的飞行姿态控制，可以大幅简化运载火箭的驱动系统、有效降低成本，还能有效减少呆重，提升运载能力。

在一些可能的实施方式中，上述步骤S101中的控制次末级的第一姿控系统和末子级的第二姿控系统中的至少一种姿控系统工作，以调节运载火箭的当前级飞行段的飞行姿态，如图7所示，包括以下步骤S201-S204：

S201：确认针对当前级飞行段的飞行姿态的当前级目标调节值与当前级参考阈值区间的关系。之后执行步骤S202、S203、S204中的任一步骤。

其中，当前级目标调节值指的是：运载火箭在当前级飞行段的任意时刻需要作出的飞行姿态所对应的调整参数值，例如，调整运载火箭在当前级飞行段的俯仰姿态所需的驱动值，调整运载火箭在当前级飞行段的偏航姿态所需的驱动值，调整运载火箭在当前级飞行段的滚动姿态所需的驱动值，等等。

当前级参考阈值区间指的是：用于判定为实现当前级目标调节值所需要启动或介入的驱动设备（包括次末级的第一姿控系统和末子级的第二姿控系统）的种类和数量的参考区间值。该参考区间值可以根据设计需要而确定，在此不作限定。

S202：若当前级目标调节值小于当前级参考阈值区间，则控制末子级的第二姿控系统工作。

在一个示例中，若当前级目标调节值小于当前级参考阈值区间，则控制驱动力为25N的末子级的第二姿控系统工作，实现调节运载火箭的当前级飞行段的飞行姿态。

S203：若当前级目标调节值属于当前级参考阈值区间，则控制次末级的第一姿控系统工作。

在一个示例中，若当前级目标调节值属于当前级参考阈值区间，则控制驱动力为700N的次末级的第一姿控系统工作，实现调节运载火箭的当前级飞行段的飞行姿态。

S204：若当前级目标调节值大于当前级参考阈值区间，则控制次末级的第一姿控系统与末子级的第二姿控系统一起工作。

在一个示例中，若当前级目标调节值大于当前级参考阈值区间，则控制次末级的第一姿控系统与末子级的第二姿控系统一起工作，输出700N+25N=725N的驱动力，实现调节运载火箭的当前级飞行段的飞行姿态。

经过上述步骤S201-S204，可以在运载火箭进行当前级飞行段的过程中，次末级的第一姿控系统单独进行飞行姿态控制，或是末子级的第二姿控系统单独进行飞行姿态控制，或是第一姿控系统和第二姿控系统协同配合进行飞行姿态控制，有利于充分利用第一姿控系统和第二姿控系统的不同规格，易于实现驱动力的自由组合，减少单个姿控系统的规格种类，降低单个姿控系统的设计成本。

在一些可能的实施方式中，上述步骤S101还包括：在任一所述推进子级的第一推进系统处于工作状态下，控制运载火箭中当前级推进子级的第一推进系统工作，以实现调节运载火箭的当前级飞行段的飞行姿态中的推进控制、俯仰控制和偏航控制。

对应地，控制次末级的第一姿控系统和末子级的第二姿控系统中的至少一种姿控系统工作，包括：控制次末级的第一姿控系统和末子级的第二姿控系统中的至少一种姿控系统工作，以实现调节运载火箭的当前级飞行段的飞行姿态中的滚动控制。

本实施例提供的控制方法，可以实现在除末子级和次末级以外的其他任一推进子级驱动运载火箭进行当前级飞行段的飞行过程中，充分利用各推进子级自身的第一推进系统通常具备的摆动喷管等结构，分担运载火箭在当前级飞行段的飞行姿态调节任务，有利于减少次末级的第一姿控系统和/或末子级的第二姿控系统的能源消耗，从而延长第一姿控系统和/或第二姿控系统的续航能力，或有利于减轻次末级和/或末子级的自重，进而提高运载火箭的运载能力。

在一些可能的实施方式中，上述步骤S102中的控制次末级的第一姿控系统和末子级的第二姿控系统中的至少一种姿控系统工作，以调节运载火箭的次末级飞行段的飞行姿态，包括：控制次末级的第一姿控系统工作，以实现调节运载火箭的次末级飞行段的飞行姿态中的俯仰控制、偏航控制和滚动控制中的至少一种控制。

在本实施例中，可以实现在次末级驱动运载火箭进行次末级飞行段的飞行过程中，飞行姿态中的俯仰控制、偏航控制和滚动控制中的至少一种具体的调节任务仅由次末级的第一姿控系统实现。

在一些可能的实施方式中，上述步骤S102中的控制次末级的第一姿控系统和末子级的第二姿控系统中的至少一种姿控系统工作，以调节运载火箭的次末级飞行段的飞行姿态，包括：控制末子级的第二姿控系统工作，以实现调节运载火箭的次末级飞行段的飞行姿态中的俯仰控制、偏航控制和滚动控制中的至少一种控制。

在本实施例中，可以实现在次末级驱动运载火箭进行次末级飞行段的飞行过程中，飞行姿态中的俯仰控制、偏航控制和滚动控制中的至少一种具体的调节任务仅由末子级的第二姿控系统实现。

在一些可能的实施方式中，上述步骤S102中的控制次末级的第一姿控系统和末子级的第二姿控系统中的至少一种姿控系统工作，以调节运载火箭的次末级飞行段的飞行姿态，包括以下步骤：

控制次末级的第一姿控系统工作，以实现调节运载火箭的次末级飞行段的飞行姿态中的俯仰控制、偏航控制和滚动控制中的至少一种且最多两种控制。

控制末子级的第二姿控系统工作，以实现调节运载火箭的次末级飞行段的飞行姿态中的俯仰控制、偏航控制和滚动控制中的其余控制。

在本实施例中，可以实现在次末级驱动运载火箭进行次末级飞行段的飞行过程中，飞行姿态中的俯仰控制、偏航控制和滚动控制中的各具体的调节任务，由次末级的第一姿控系统和末子级的第二姿控系统分别实现。

需要说明的是，上述两个步骤可以根据实际飞行需要，选择同时进行，或是按任意先后顺序依次进行，在此不作限定。

在一个示例中，次末级的第一姿控系统执行次末级飞行段的飞行姿态中的俯仰控制，末子级的第二姿控系统执行次末级飞行段的飞行姿态中的偏航控制和滚动控制。

在另一个示例中，次末级的第一姿控系统执行次末级飞行段的飞行姿态中的俯仰控制和偏航控制，末子级的第二姿控系统执行次末级飞行段的飞行姿态中的滚动控制。

在一些可能的实施方式中，在上述步骤S102中的控制次末级的第一姿控系统和末子级的第二姿控系统中的至少一种姿控系统工作，以调节运载火箭的次末级飞行段的飞行姿态，如图8所示，包括以下步骤S301-S304：

S301：确认针对次末级飞行段的飞行姿态的次末级目标调节值与次末级参考阈值区间的关系。

其中，次末级目标调节值指的是：运载火箭在次末级飞行段的任意时刻需要作出的飞行姿态所对应的调整参数值，例如，调整运载火箭在次末级飞行段的俯仰姿态所需的驱动值，调整运载火箭在次末级飞行段的偏航姿态所需的驱动值，调整运载火箭在次末级飞行段的滚动姿态所需的驱动值，等等。

次末级参考阈值区间指的是：用于判定为实现次末级目标调节值所需要启动或介入的驱动设备（包括次末级的第一姿控系统和末子级的第二姿控系统）的种类和数量的参考区间值。该参考区间值可以根据设计需要而确定，在此不作限定。

S302：若次末级目标调节值小于次末级参考阈值区间，则控制末子级的第二姿控系统工作。

在一个示例中，若次末级目标调节值小于次末级参考阈值区间，则控制驱动力为25N的末子级的第二姿控系统工作，实现调节运载火箭的次末级飞行段的飞行姿态。

S303：若次末级目标调节值属于次末级参考阈值区间，则控制次末级的第一姿控系统工作。

在一个示例中，若次末级目标调节值属于次末级参考阈值区间，则控制驱动力为700N的次末级的第一姿控系统工作，实现调节运载火箭的次末级飞行段的飞行姿态。

S304：若次末级目标调节值大于次末级参考阈值区间，则控制次末级的第一姿控系统与末子级的第二姿控系统一起工作。

在一个示例中，若次末级目标调节值大于次末级参考阈值区间，则控制次末级的第一姿控系统与末子级的第二姿控系统一起工作，输出700N+25N=725N的驱动力，实现调节运载火箭的次末级飞行段的飞行姿态。

经过上述步骤S301-S304，可以在运载火箭进行次末级飞行段的过程中，次末级的第一姿控系统单独进行飞行姿态控制，或是末子级的第二姿控系统单独进行飞行姿态控制，或是第一姿控系统和第二姿控系统协同配合进行飞行姿态控制，有利于充分利用第一姿控系统和第二姿控系统的不同规格，易于实现驱动力的自由组合，减少单个姿控系统的规格种类，降低单个姿控系统的设计成本。

基于同一发明构思，本申请实施例提供的第一种运载火箭的控制装置300，应用于包括依次可分离连接的至少一个推进子级110、次末级120和末子级130的运载火箭，该控制装置的结构框架示意图如图9所示，包括：当前级飞行段控制模块310。

当前级飞行段控制模块310用于在任一推进子级的第一推进系统处于工作状态下，控制次末级的第一姿控系统和末子级的第二姿控系统中的至少一种姿控系统工作，以调节运载火箭的当前级飞行段的飞行姿态。

本实施例提供的运载火箭的控制装置300中，当前级飞行段控制模块310可以利用次末级的第一姿控系统和末子级的第二姿控系统中的至少一种姿控系统，实现运载火箭在各当前级飞行段的飞行姿态控制，可以大幅简化运载火箭的驱动系统、有效降低成本，还能有效减少呆重，提升运载能力。

本实施例提供的运载火箭的控制装置可执行本申请实施例提供的任一种运载火箭的控制方法，其实现原理相类似，此处不再赘述。

基于同一发明构思，本申请实施例提供的第二种运载火箭的控制装置300，该控制装置的结构框架示意图如图10所示，包括：当前级飞行段控制模块310，次末级飞行段控制模块320和末子级飞行段控制模块330。

当前级飞行段控制模块310用于在任一推进子级的第一推进系统处于工作状态下，控制次末级的第一姿控系统和末子级的第二姿控系统中的至少一种姿控系统工作，以调节运载火箭的当前级飞行段的飞行姿态。

次末级飞行段控制模块320用于在次末级的第二推进系统处于工作状态下，控制次末级的第一姿控系统和末子级的第二姿控系统中的至少一种姿控系统工作，以调节运载火箭的次末级飞行段的飞行姿态。

末子级飞行段控制模块330用于在末子级的第三推进系统处于工作状态下，控制末子级的第二姿控系统工作，以调节运载火箭的末子级飞行段的飞行姿态。

本实施例提供的运载火箭的控制装置300，可以利用次末级的第一姿控系统和末子级的第二姿控系统中的至少一种姿控系统，实现运载火箭全飞行段的飞行姿态控制，可以大幅简化运载火箭的驱动系统、有效降低成本，还能有效减少呆重，提升运载能力。

本实施例提供的运载火箭的控制装置300可执行本申请实施例提供的任一种运载火箭的控制方法，其实现原理相类似，此处不再赘述。

在一些可能的实施方式中，当前级飞行段控制模块310用于述控制次末级的第一姿控系统和末子级的第二姿控系统中的至少一种姿控系统工作，以调节运载火箭的当前级飞行段的飞行姿态的过程中，具体用于：确认针对当前级飞行段的飞行姿态的当前级目标调节值与当前级参考阈值区间的关系；若当前级目标调节值小于当前级参考阈值区间，则控制末子级的第二姿控系统工作；若当前级目标调节值属于当前级参考阈值区间，则控制次末级的第一姿控系统工作；若当前级目标调节值大于当前级参考阈值区间，则控制次末级的第一姿控系统与末子级的第二姿控系统一起工作。

在一些可能的实施方式中，当前级飞行段控制模块310还用于在任一推进子级的第一推进系统处于工作状态下，控制运载火箭中当前级推进子级的第一推进系统工作，以实现调节运载火箭的当前级飞行段的飞行姿态中的推进控制、俯仰控制和偏航控制；对应地，当前级飞行段控制模块310用于控制次末级的第一姿控系统和末子级的第二姿控系统中的至少一种姿控系统工作的过程中，具体用于：控制次末级的第一姿控系统和末子级的第二姿控系统中的至少一种姿控系统工作，以实现调节运载火箭的当前级飞行段的飞行姿态中的滚动控制。

在一些可能的实施方式中，次末级飞行段控制模块320用于控制次末级的第一姿控系统和末子级的第二姿控系统中的至少一种姿控系统工作，以调节运载火箭的次末级飞行段的飞行姿态的过程中，具体用于：控制次末级的第一姿控系统工作，以实现调节运载火箭的次末级飞行段的飞行姿态中的俯仰控制、偏航控制和滚动控制中的至少一种控制；或，控制末子级的第二姿控系统工作，以实现调节运载火箭的次末级飞行段的飞行姿态中的俯仰控制、偏航控制和滚动控制中的至少一种控制。

在一些可能的实施方式中，次末级飞行段控制模块320用于控制次末级的第一姿控系统和末子级的第二姿控系统中的至少一种姿控系统工作，以调节运载火箭的次末级飞行段的飞行姿态的过程中，具体用于：控制次末级的第一姿控系统工作，以实现调节运载火箭的次末级飞行段的飞行姿态中的俯仰控制、偏航控制和滚动控制中的至少一种且最多两种控制；控制末子级的第二姿控系统工作，以实现调节运载火箭的次末级飞行段的飞行姿态中的俯仰控制、偏航控制和滚动控制中的其余控制。

在一些可能的实施方式中，次末级飞行段控制模块320用于控制次末级的第一姿控系统和末子级的第二姿控系统中的至少一种姿控系统工作，以调节运载火箭的次末级飞行段的飞行姿态的过程中，具体用于：确认针对次末级飞行段的飞行姿态的次末级目标调节值与次末级参考阈值区间的关系；若次末级目标调节值小于次末级参考阈值区间，则控制末子级的第二姿控系统工作；若次末级目标调节值属于次末级参考阈值区间，则控制次末级的第一姿控系统工作；若次末级目标调节值大于次末级参考阈值区间，则控制次末级的第一姿控系统与末子级的第二姿控系统一起工作。

基于同一发明构思，本申请实施例提供了一种运载火箭的控制设备200，该控制设备包括：包括存储器220、处理器210及存储在存储器上的计算机程序。

存储器220与处理器210通信连接。

处理器210执行计算机程序以实现如前述实施例提供的任一种运载火箭的控制方法。

本技术领域技术人员可以理解，本申请实施例提供的控制设备可以为所需的目的而专门设计和制造，或者也可以包括通用计算机中的已知设备。这些设备具有存储在其内的计算机程序，这些计算机程序选择性地激活或重构。这样的计算机程序可以被存储在设备（例如，计算机）可读介质中或者存储在适于存储电子指令并分别耦联到总线的任何类型的介质中。

本申请在一个可选实施例中提供了一种运载火箭的控制设备200，如图11所示，图11所示的运载火箭的控制设备200包括：处理器210和存储器220。其中，处理器210和存储器220相通信连接，如通过总线230相连。

处理器210可以是CPU（Central Processing Unit，中央处理器），通用处理器，DSP（Digital Signal Processor，数据信号处理器），ASIC（Application SpecificIntegrated Circuit，专用集成电路），FPGA（Field－Programmable Gate Array，现场可编程门阵列）或者其他可编程逻辑器件、晶体管逻辑器件、硬件部件或者其任意组合。其可以实现或执行结合本申请公开内容所描述的各种示例性的逻辑方框，模块和电路。处理器210也可以是实现计算功能的组合，例如包含一个或多个微处理器组合，DSP和微处理器的组合等。

总线230可包括一通路，在上述组件之间传送信息。总线230可以是PCI（Peripheral Component Interconnect，外设部件互连标准）总线或EISA（ExtendedIndustry Standard Architecture，扩展工业标准结构）总线等。总线230可以分为地址总线、数据总线、控制总线等。为便于表示，图11中仅用一条粗线表示，但并不表示仅有一根总线或一种类型的总线。

存储器220可以是ROM（Read-Only Memory，只读存储器）或可存储静态信息和指令的其他类型的静态存储设备，RAM（random access memory，随机存取存储器）或者可存储信息和指令的其他类型的动态存储设备，也可以是EEPROM（Electrically ErasableProgrammable Read Only Memory，电可擦可编程只读存储器）、CD-ROM（Compact DiscRead-Only Memory，只读光盘）或其他光盘存储、光碟存储（包括压缩光碟、激光碟、光碟、数字通用光碟、蓝光光碟等）、磁盘存储介质或者其他磁存储设备、或者能够用于携带或存储具有指令或数据结构形式的期望的程序代码并能够由计算机存取的任何其他介质，但不限于此。

可选地，运载火箭的控制设备200还可以包括通信单元240。通信单元240可用于信号的接收和发送。通信单元240可以允许运载火箭的控制设备200与其他设备进行无线或有线通信以交换数据。需要说明的是，实际应用中通信单元240不限于一个。

可选地，运载火箭的控制设备200还可以包括输入单元250。输入单元250可用于接收输入的数字、字符、图像和/或声音信息，或者产生与运载火箭的控制设备200的用户设置以及功能控制有关的键信号输入。输入单元250可以包括但不限于触摸屏、物理键盘、功能键（比如音量控制按键、开关按键等）、轨迹球、鼠标、操作杆、拍摄装置、拾音器等中的一种或多种。

可选地，运载火箭的控制设备200还可以包括输出单元260。输出单元260可用于输出或展示经过处理器210处理的信息。输出单元260可以包括但不限于显示装置、扬声器、振动装置等中的一种或多种。

虽然图11示出了具有各种装置的运载火箭的控制设备200，但是应理解的是，并不要求实施或具备所有示出的装置。可以替代地实施或具备更多或更少的装置。

可选的，存储器220用于存储执行本申请方案的应用程序代码，并由处理器210来控制执行。处理器210用于执行存储器220中存储的应用程序代码，以实现本申请实施例提供的任一种运载火箭的控制方法。

可选地，运载火箭的控制设备200包括但不限于：前文实施例提供的箭载控制器140。

应当注意，图11仅仅示意性地示出了可以用于实现本申请中各个实施方式的运载火箭的控制设备200的示意图。本领域技术人员可以理解，该运载火箭的控制设备200还可通过引入附加计算设备来实现。

基于同一的发明构思，本申请实施例提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，计算机程序被电子设备执行时实现如前述实施例提供的任一种运载火箭的控制方法。

可选地，该电子设备可以是上述实施例提供的任一种运载火箭的控制设备200。

本申请实施例提供的一种计算机可读存储介质适用于上述任一实施例提供的运载火箭的控制方法，其实现原理和有益效果相类似，在此不再赘述。

本申请实施例提供的计算机可读存储介质可以是ROM（Read-Only Memory，只读存储器）或可存储静态信息和指令的其他类型的静态存储设备，RAM（random access memory，随机存取存储器）或者可存储信息和指令的其他类型的动态存储设备，也可以是EEPROM（Electrically Erasable Programmable Read Only Memory，电可擦可编程只读存储器）、CD-ROM（Compact Disc Read-Only Memory，只读光盘）或其他光盘存储、光碟存储（包括压缩光碟、激光碟、光碟、数字通用光碟、蓝光光碟等）、磁盘存储介质或者其他磁存储设备、或者能够用于携带或存储具有指令或数据结构形式的期望的程序代码并能够由计算机存取的任何其他介质，但不限于此。

应用本申请实施例，至少能够实现如下有益效果：

1、利用次末级的第一姿控系统和末子级的第二姿控系统中的至少一种姿控系统，实现运载火箭全飞行段的飞行姿态控制，可以大幅简化运载火箭的驱动系统、有效降低成本，还能有效减少呆重，提升运载能力。

具体地，相比于分级驱动方案而言，除末子级和次末级以外的其他推进子级只需配置推进系统，这样有效减少了运载火箭的驱动设备，简化了驱动系统，不仅能有效降低运载火箭的制造和使用成本，还能有效减小运载火箭的整体呆重，有利于提高运载火箭的运载能力。

相比于集成控制方案而言，次末级的第一姿控系统可以分担一部分飞行段的飞行姿态控制任务，末子级的设备体量可以获得有效减少，从而释放末子级的运载空间、以及降低末子级的自重从而提高末子级的可运载负重，即提高末子级的运载能力。并且，由于有次末级的第一姿控系统的分担，末子级的第二姿控系统无需完全匹配运载火箭全飞行段的飞行姿态控制需求，这有利于减小第二姿控系统的尺寸、自重等规格，进一步提高末子级的运载能力。

2、第二姿控系统133的驱动力小于第一姿控系统123的驱动力，有利于实现第一姿控系统123和第二姿控系统133规格的差异化，一方面易于利用差异化的驱动力通过自由组合实现运载火箭100各级飞行段的飞行姿态调节，可以减少单个姿控系统的规格种类，降低单个姿控系统的设计成本；另一方面，通常驱动力越大的设备体积、重量越大，位于次末级120的第一姿控系统123的驱动力更大，即可以将体积更大、重量更大的姿控系统从末子级130移出，末子级130内的姿控系统更小、更轻，这样能有效提高末子级130的运载能力。

3、箭载控制器140除了可以控制次末级120的第一姿控系统123和末子级130的第二姿控系统133以外，还能对运载火箭100的至少部分分级的推进系统实现控制，有利于提高控制的协调性，也有利于减少控制设备的数量或种类，降低成本。

4、在推进子级110驱动运载火箭100进行当前级飞行段的飞行过程中，充分利用推进子级110自身的第一推进系统112，分担运载火箭100在当前级飞行段的飞行姿态调节任务，有利于减少次末级120的第一姿控系统123和/或末子级130的第二姿控系统133的能源消耗，从而延长第一姿控系统123和/或第二姿控系统133的续航能力，或有利于减轻次末级120和/或末子级130的自重，进而提高运载火箭100的运载能力。

5、可以在运载火箭进行当前级飞行段的过程中，次末级的第一姿控系统单独进行飞行姿态控制，或是末子级的第二姿控系统单独进行飞行姿态控制，或是第一姿控系统和第二姿控系统协同配合进行飞行姿态控制，有利于充分利用第一姿控系统和第二姿控系统的不同规格，易于实现驱动力的自由组合，减少单个姿控系统的规格种类，降低单个姿控系统的设计成本。

6、可以实现在除末子级和次末级以外的其他任一推进子级驱动运载火箭进行当前级飞行段的飞行过程中，充分利用各推进子级自身的第一推进系统通常具备的摆动喷管等结构，分担运载火箭在当前级飞行段的飞行姿态调节任务，有利于减少次末级的第一姿控系统和/或末子级的第二姿控系统的能源消耗，从而延长第一姿控系统和/或第二姿控系统的续航能力，或有利于减轻次末级和/或末子级的自重，进而提高运载火箭的运载能力。

7、可以在运载火箭进行次末级飞行段的过程中，次末级的第一姿控系统单独进行飞行姿态控制，或是末子级的第二姿控系统单独进行飞行姿态控制，或是第一姿控系统和第二姿控系统协同配合进行飞行姿态控制，有利于充分利用第一姿控系统和第二姿控系统的不同规格，易于实现驱动力的自由组合，减少单个姿控系统的规格种类，降低单个姿控系统的设计成本。

本技术领域技术人员可以理解，本申请中已经讨论过的各种操作、方法、流程中的步骤、措施、方案可以被交替、更改、组合或删除。进一步地，具有本申请中已经讨论过的各种操作、方法、流程中的其他步骤、措施、方案也可以被交替、更改、重排、分解、组合或删除。进一步地，现有技术中的具有与本申请中公开的各种操作、方法、流程中的步骤、措施、方案也可以被交替、更改、重排、分解、组合或删除。

在本申请的描述中，词语“中心”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方向或位置关系，为基于附图所示的示例性的方向或位置关系，是为了便于描述或简化描述本申请的实施例，而不是指示或暗示所指的装置或部件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。

术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本申请的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。

在本申请的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。

在本说明书的描述中，具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。

应该理解的是，虽然附图的流程图中的各个步骤按照箭头的指示依次显示，但是这些步骤的实施顺序并不受限于箭头所指示的顺序。除非本文中有明确的说明，否则在本申请实施例的一些实施场景中，各流程中的步骤可以按照需求以其他的顺序执行。而且，各流程图中的部分或全部步骤基于实际的实施场景，可以包括多个子步骤或者多个阶段。这些子步骤或者阶段中的部分或全部可以在同一时刻被执行，也可以在不同的时刻被执行在执行时刻不同的场景下，这些子步骤或者阶段的执行顺序可以根据需求灵活配置，本申请实施例对此不限制。

以上所述仅是本申请的部分实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本申请的方案技术构思的前提下，采用基于本申请技术思想的其他类似实施手段，同样属于本申请实施例的保护范畴。

Claims (10)

1.一种运载火箭，其特征在于，包括：

至少一个推进子级，所述推进子级包括推进子级本体，以及与所述推进子级本体连接的第一推进系统；各所述推进子级的所述推进子级本体依次可分离连接；

次末级，包括与最靠近末子级的所述推进子级本体可分离连接的次末级本体，以及分别与所述次末级本体连接的第二推进系统和第一姿控系统；

末子级，包括与所述次末级本体可分离连接的末子级本体，以及分别与所述末子级本体连接的第三推进系统和第二姿控系统；

箭载控制器，与所述末子级本体连接，且分别与第一姿控系统和第二姿控系统信号连接。

2.根据权利要求1所述的运载火箭，其特征在于，所述第二姿控系统的驱动力小于所述第一姿控系统的驱动力。

3.根据权利要求1所述的运载火箭，其特征在于，所述运载火箭还包括：与所述末子级本体连接的第一姿控燃料组件；

所述第二姿控系统与所述第一姿控燃料组件连接；

所述第一姿控系统通过第一可分离连接器与所述第一姿控燃料组件连接。

4.根据权利要求1所述的运载火箭，其特征在于，所述运载火箭还包括：与所述末子级本体连接的第二姿控燃料组件，以及与所述次末级本体连接的第三姿控燃料组件；

所述第一姿控系统与所述第三姿控燃料组件连接；

所述第二姿控系统与所述第二姿控燃料组件连接。

5.根据权利要求4所述的运载火箭，其特征在于，所述第二姿控燃料组件通过第二可分离连接器与所述第三姿控燃料组件连接。

6.根据权利要求1所述的运载火箭，其特征在于，所述箭载控制器还与所述第一推进系统、第二推进系统和第三推进系统中的至少一种推进系统信号连接。

7.根据权利要求1所述的运载火箭，其特征在于，所述第一推进系统包括：

第一发动机，与所述推进子级本体远离所述次末级本体的一端连接；

第一喷管，可转动连接于所述第一发动机的输出端；

第一驱动机构，连接于所述第一喷管以及所述第一发动机和所述推进子级本体中的至少一种之间，用于驱动所述第一喷管摆动；

其中，所述第一发动机和所述第一驱动机构分别与所述箭载控制器信号连接。

8.根据权利要求1所述的运载火箭，其特征在于，所述第二推进系统包括：

第二发动机，与所述次末级本体远离所述末子级本体的一端连接，且与所述箭载控制器信号连接；

第二喷管，与所述第二发动机的输出端连接。

9.根据权利要求1所述的运载火箭，其特征在于，所述第三推进系统包括：

第三发动机，与所述末子级本体靠近所述次末级本体的一端连接，且与所述箭载控制器信号连接；

第三喷管，与所述第三发动机的输出端连接。

10.根据权利要求1所述的运载火箭，其特征在于，所述运载火箭还包括整流罩；

所述整流罩与所述末子级本体远离所述次末级本体的一端可分离连接。

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