CN115508092B - 液体火箭发动机的高空飞行试车方法、装置、设备及产品 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种液体火箭发动机的高空飞行试车方法、装置、设备及产品，液体火箭包括：第一发动机和第二发动机，第一发动机为动力发动机，第二发动机为待试发动机；方法包括：响应于发射信号，第一发动机启动，并推送液体火箭升空；获取液体火箭的第一位置，并进行判断，其中，第一位置指向液体火箭的目标位置坐标；确定液体火箭到达目标轨道，则第一发动机关闭，第二发动机启动，并对第二发动机进行真空试车。本发明通过将待试发动机发送至太空中，实现了待试发动机在真空环境下的点火与试车，节约了成本的同时，提升了待试发动机试车过程的准确性。
Description
技术领域
本发明涉及液体火箭发动机技术领域，尤其涉及一种液体火箭发动机的高空飞行试车方法、装置、设备及产品。
背景技术
目前，现有运载火箭二级以上使用的发动机需要真空环境下点火起动，处于严酷的低压、低温和微重力环境。在这样的恶劣环境下，发动机推进剂的充填、雾化、燃烧等过程以及发动机的工作特性都会发生改变，无法通过地面试验和仿真分析检验发动机性能。
因此，上世纪60年代以来，逐步开展了高空模拟试验台的研究与建设，即在地面通过大型实验设施模拟发动机整个飞行包线范围内的飞行环境，对发动机真空点火、起动、关机以及真空性能进行试验，以确保正式飞行试验时火箭系统的安全性和可靠性。但是，由于地面的高空模拟试车台十分复杂，造价极其昂贵。尤其是对于大推力的发动机，满足其需要的高空模拟试车台需耗费上百亿经费，而且不能模拟微重力环境。目前缺乏大推力火箭发动机的高模试车台，这为大推力火箭发动机的高空模拟试车带来了困难。
发明内容
本发明提供一种液体火箭发动机的高空飞行试车方法、装置、设备及产品，用以解决现有地面的高空模拟试车台存在结构复杂、造价极其昂贵，且不能模拟微重力环境等缺陷。
根据本发明第一方面提供的一种液体火箭发动机的高空飞行试车方法，所述液体火箭包括：第一发动机和第二发动机，所述第一发动机为动力发动机，所述第二发动机为待试发动机；
所述方法包括：
响应于发射信号，所述第一发动机启动，并推送所述液体火箭升空；
获取所述液体火箭的第一位置，并进行判断，其中，所述第一位置指向所述液体火箭的目标位置坐标；
确定所述液体火箭到达目标轨道，则所述第一发动机关闭，所述第二发动机启动，并对所述第二发动机进行真空试车。
可选地，所述确定所述液体火箭到达目标轨道，则所述第一发动机熄火，并对所述第二发动机进行试车的步骤之后，具体包括：
获取所述液体火箭的第二位置和第三位置，其中，所述第二位置指向所述液体火箭的即时位置坐标，所述第三位置指向所述液体火箭的回收位置坐标；
根据所述第二位置和所述第三位置对所述液体火箭进行回收。
可选地，所述根据所述第二位置和所述第三位置对所述液体火箭进行回收的步骤中，具体包括：
将试车完毕的所述第二发动机关闭，并将所述第一发动机启动；
通过所述第一发动机将所述液体火箭从所述第二位置推送至所述第三位置，以实现所述液体火箭的回收。
可选地，所述确定所述液体火箭到达目标轨道，则所述第一发动机关闭，所述第二发动机启动，并对所述第二发动机进行试车的步骤中，具体包括：
获取所述第二发动机的运行参数，并进行判断；
确定所述运行参数满足预设试车参数，则判定所述第二发动机试车合格；
确定所述运行参数不满足预设试车参数，则判定所述第二发动机试车不合格。
可选地，所述确定所述运行参数满足预设试车参数，则判定所述第二发动机试车合格的步骤之后，具体包括：
所述第二发动机保持启动，并通过所述第二发动机将所述液体火箭从所述第二位置推送至所述第三位置，以实现所述液体火箭的回收。
可选地，所述确定所述运行参数不满足预设试车参数，则判定所述第二发动机试车不合格的步骤之后，具体包括：
所述第二发动机保持启动，并通过所述第二发动机将所述液体火箭推送至第四位置，其中，所述第四位置为所述液体火箭回收轨迹上的中间位置；
所述第一发动机启动，所述第二发动机关闭，通过所述第一发动机将所述液体火箭从所述第四位置推送至所述第三位置，以实现所述液体火箭的回收。
可选地，所述确定所述液体火箭到达目标轨道的步骤中，所述目标轨道为亚轨道。
根据本发明第二方面提供的一种液体火箭发动机的高空飞行试车装置，包括：响应模块、判断模块和执行模块；
所述响应模块用于响应于发射信号，第一发动机启动，并推送所述液体火箭升空；
所述判断模块用于获取所述液体火箭的第一位置，并进行判断，其中，所述第一位置指向所述液体火箭的目标位置坐标；
所述执行模块用于确定所述液体火箭到达目标轨道，则所述第一发动机关闭，第二发动机启动，并对所述第二发动机进行真空试车。
根据本发明第三方面提供的一种电子设备，包括：存储器和处理器；
所述存储器和所述处理器通过总线完成相互间的通信；
所述存储器存储有，能够在所述处理器上运行的计算机指令；
所述处理器调用所述计算机指令时，能够执行上述的液体火箭发动机的高空飞行试车方法。
根据本发明第四方面提供的一种计算机程序产品，其包括存储有计算机程序的非暂态机器可读介质，所述计算机程序被处理器执行时，实现上述的液体火箭发动机的高空飞行试车方法的步骤。
本发明中的上述一个或多个技术方案，至少具有如下技术效果之一：本发明提供的一种液体火箭发动机的高空飞行试车方法、装置、设备及产品，通过将待试发动机发送至太空中，实现了待试发动机在真空环境下的点火与试车，节约了成本的同时，提升了待试发动机试车过程的准确性。
附图说明
为了更清楚地说明本发明或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作以简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1是本发明提供的液体火箭发动机的高空飞行试车方法的流程示意图；
图2是本发明提供的液体火箭发动机的高空飞行试车装置的结构示意图；
图3是本发明提供的液体火箭发动机的高空飞行试车方法中，液体火箭的装配关系示意图之一；
图4是本发明提供的液体火箭发动机的高空飞行试车方法中，液体火箭的装配关系示意图之二；
图5是本发明提供的液体火箭发动机的高空飞行试车方法中，第一发动机、第二发动机、动力组件、地面第一控制模块和地面第二控制模块的布置关系示意图之一；
图6是本发明提供的液体火箭发动机的高空飞行试车方法中，第一发动机、第二发动机、动力组件、地面第一控制模块和地面第二控制模块的布置关系示意图之二；
图7是本发明提供的电子设备的结构示意图。
附图标记：
10、火箭本体；
20、第一发动机；
30、第二发动机；
40、动力组件；41、燃料供应模块；42、氧化剂供应模块；43、推进剂供应模块；44、配气模块；45、管路；
50、试车台架；
60、地面第一控制模块；
70、地面第二控制模块；
80、响应模块；90、判断模块；100、执行模块；
810、处理器；820、通信接口；830、存储器；840、通信总线。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
下面结合说明书附图对本发明进行具体说明，方法实施例中的具体操作方法也可以应用于装置实施例或系统实施例中。在本发明的描述中，除非另有说明，“至少一个”包括一个或多个。“多个”是指两个或两个以上。例如，A、B和C中的至少一个，包括：单独存在A、单独存在B、同时存在A和B、同时存在A和C、同时存在B和C，以及同时存在A、B和C。在本发明中，“/”表示或的意思，例如，A/B可以表示A或B；本文中的“和/或”仅仅是一种描述关联对象的关联关系，表示可以存在三种关系，例如，A和/或B，可以表示：单独存在A，同时存在A和B，单独存在B这三种情况。
下面结合图1至图7本发明进行具体说明。
图1是本发明提供的液体火箭火箭发动机的高空飞行试车方法的流程示意图。展示饿了高空飞行试车方法的流程，本发明通过液体火箭将待试发动机发送至太空中，在真空环境下对待试发动机进行试车，一方面避免了在地面搭建高空模拟试车台的复杂工程，另一方面使得待试发动机能够在真实的真空环境中进行试车，便于对待试发动机在真空实际作业中的相关参数进行获取，为后期对发动机的优化提供真实的数据支持。
图2是本发明提供的液体火箭发动机的高空飞行试车装置的结构示意图。展示了液体火箭发动机的高空飞行试车装置的具体结构，包括了响应模块80、判断模块90和执行模块100。
图3和图4是本发明提供的液体发动机的高空飞行试车方法中，液体火箭的装配关系示意图，从图3和图4中可以看出，火箭本体10的端部设置有第一发动机20和第二发动机30，第一发动机20为动力发动机，第二发动机30为待试发动机。
可能地，如图4所示，第二发动机30与试车台架50连接，以实现在第一位置和第二位置之间的切换，火箭本体10内还设置有动力组件40，以实现为第一发动机20和/或第二发动机30提供动力。
可能地，如图3和图4所示，图3为试车台架50的第一位置，第二发动机30在第一位置进行真空试车，图4为试车台架50的第二位置，第二发动机30在第二位置为火箭本体10提供动力。
可能地，如图5和图6所示，是本发明提供的液体火箭发动机的高空飞行试车方法中，第一发动机20、第二发动机30、动力组件40、地面第一控制模块60和地面第二控制模块70的布置关系示意图，展示了动力组件40与第一发动机20、第二发动机30之间的连接关系，以及地面控制中心的地面第一控制模块60和地面第二控制模块70的设置关系。
可能地，在图5中，动力组件40分别独立的与第一发动机20和第二发动机30连接。
可能地，在图6中，动力组件40可选的与第一发动机20和第二发动机30连接。
可能地，如图5和图6所示，地面第一控制模块60至少与第一发动机20连接，用于控制液体火箭推进；地面第二控制模块70至少与第二发动机30连接，用于控制第二发动机30在真空状态下进行试车
图7是本发明提供的电子设备的结构示意图。展示了本发明提供的电子设备的具体结构。
下面结合具体实施方式对本发明进行具体说明。
在本发明的一些具体实施方案中，如图1所示，本方案提供一种液体火箭发动机的高空飞行试车方法，液体火箭包括：第一发动机20和第二发动机30，第一发动机20为动力发动机，第二发动机30为待试发动机；
方法包括：
响应于发射信号，第一发动机20启动，并推送液体火箭升空；
获取液体火箭的第一位置，并进行判断，其中，第一位置指向液体火箭的目标位置坐标；
确定液体火箭到达目标轨道，则第一发动机20关闭，第二发动机30启动，并对第二发动机30进行真空试车。
需要说明的是，本发明通过液体火箭将待试发动机发送至太空中，在真空环境下对待试发动机进行试车，一方面避免了在地面搭建高空模拟试车台的复杂工程，另一方面使得待试发动机能够在真实的真空环境中进行试车，便于对待试发动机在真空实际作业中的相关参数进行获取，为后期对发动机的优化提供真实的数据支持。
在本发明一些可能的实施例中，确定液体火箭到达目标轨道，则第一发动机20熄火，并对第二发动机30进行试车的步骤之后，具体包括：
获取液体火箭的第二位置和第三位置，其中，第二位置指向液体火箭的即时位置坐标，第三位置指向液体火箭的回收位置坐标；
根据第二位置和第三位置对液体火箭进行回收。
具体来说，本实施例提供了一种对第二发动机30进行试车之后的实施方式，对第二发动机30试车完毕后，通过对液体火箭的第二位置和第三位置进行获取，并根据第二位置和第三位置实现对液体火箭的回收，实现了利用可重复使用的液体火箭对待试发动机在真空环境下的试车。
在本发明一些可能的实施例中，根据第二位置和第三位置对液体火箭进行回收的步骤中，具体包括：
将试车完毕的第二发动机30关闭，并将第一发动机20启动；
通过第一发动机20将液体火箭从第二位置推送至第三位置，以实现液体火箭的回收。
具体来说，本实施例提供了一种根据第二位置和第三位置对液体火箭进行回收的实施方式，利用第一发动机20的重新启动，实现对液体火箭的回收，在回收过程中，试车完毕的第二发动机30关闭，利用第一发动机20将液体火箭推送至第三位置进行回收。
在可能的实施方式中，对于液体火箭的回收，通过第一发动机20持续为液体火箭提供动力，实现液体火箭的垂直升降，进而实现液体火箭的回收。
在可能的实施方式中，第一发动机20将液体火箭推送至第三位置后，液体火箭通过伞包等做自由落体运动，实现回收。
在本发明一些可能的实施例中，确定液体火箭到达目标轨道，则第一发动机20关闭，第二发动机30启动，并对第二发动机30进行试车的步骤中，具体包括：
获取第二发动机30的运行参数，并进行判断；
确定运行参数满足预设试车参数，则判定第二发动机30试车合格；
确定运行参数不满足预设试车参数，则判定第二发动机30试车不合格。
具体来说，本实施例提供了一种对第二发动机30进行试车的实施方式，通过对第二发动机30的运行参数进行获取，并与预设试车参数进行比对，便于对第二发动机30是否复合做出判断，为待试发动机的试车评估和后续液体火箭回收作业提供支持。
在可能的实施方式中，对于第二发动机30的运行参数的判断，通过地面控制中心进行，地面控制中心根据运行参数与预设试车参数进行比对，并对第二发动机30的试车结果做出判断。
在可能的实施方式中，对于第二发动机30的运行参数的判断，通过液体火箭自身的控制终端进行，控制终端预存有预设试车参数，对第二发动机30的运行参数获取后，一方面将运行参数打包发送给地面控制中心，另一方面在液体火箭的控制终端，通过预设试车参数与运行参数之间做出数据比对，并对第二发动机30的试车结果做出判断。
在本发明一些可能的实施例中，确定运行参数满足预设试车参数，则判定第二发动机30试车合格的步骤之后，具体包括：
第二发动机30保持启动，并通过第二发动机30将液体火箭从第二位置推送至第三位置，以实现液体火箭的回收。
具体来说，本实施例提供了一种判定第二发动机30试车合格之后的实施方式，第二发动机30试车合格的情况下，可通过第二发动机30将液体火箭从第二位置推送至第三位置，以便于对液体火箭进行回收，同时避免第一发动机20和第二发动机30反复启停带来的相关问题。
在可能的实施方式中，第二发动机30试车合格后，通过第二发动机30将液体火箭从第二位置推送至第三位置，液体火箭通过伞包等实现回收。
在可能的实施方式中，第二发动机30试车合格后，通过第二发动机30将液体火箭从第二位置推送至第三位置，此时第一发动机20启动，第二发动机30熄火，通过第一发动机20实现液体火箭的垂直升降，进而对液体火箭实现回收，保证垂直回收过程中的安全性。
在本发明一些可能的实施例中，确定运行参数不满足预设试车参数，则判定第二发动机30试车不合格的步骤之后，具体包括：
第二发动机30保持启动，并通过第二发动机30将液体火箭推送至第四位置，其中，第四位置为液体火箭回收轨迹上的中间位置；
第一发动机20启动，第二发动机30关闭，通过第一发动机20将液体火箭从第四位置推送至第三位置，以实现液体火箭的回收。
具体来说，本实施例提供了一种判定第二发动机30试车不合格之后的实施方式，第二发动机30试车不合格的情况下，可通过第二发动机30将液体火箭从第二位置推送至第四位置，第四位置为液体火箭回收过程中的中间位置，当液体火箭到达第四位置后，再将第一发动机20启动，第二发动机30熄火，通过第一发动机20将液体火箭从第四位置推送至第三位置，进而实现液体火箭的安全回收，此种设置一方面避免了第一发动机20和第二发动机30的反复启停，另一方面利用了试车不合格的第二发动机30将液体火箭推送一段距离，减少第一发动机20的损耗，也提升了液体火箭在空中的回收效率。
在本发明一些可能的实施例中，确定液体火箭到达目标轨道的步骤中，目标轨道为亚轨道。
具体来说，本实施例提供了一种目标轨道的实施方式，通过将液体火箭发送至亚轨道内，便于对待试发动机的试车，以及对液体火箭的回收。
需要说明的是，亚轨道为100km以上的高空，在亚轨道内，液体火箭处于真空环境内，便于对待试发动机在实际工作环境下的试车提供保证，同时利用燃料供应模块41、氧化剂供应模块42、推进剂供应模块43和配气模块44等，为待试发动机提供燃料，实现待试发动机在真空环境中的点火与试车。
在本发明一些可能的实施例中，液体火箭为可回收的液体火箭。
具体来说，本实施例提供了一种液体火箭的实施方式，通过将液体火箭设置为可回收的液体火箭，便于液体火箭的反复使用，提升设备的利用率，降低使用成本，同时将待试发动机设置于液体火箭上，也提升了待试发动机在实际作业环境中的模拟效果。
需要说明的是，火箭分为固体火箭和液体火箭，液体火箭便于回收和再利用，同时液体火箭与待试发动机之间可共用同一套动力组件40，使得试车平台的成本得到进一步降低。
在可能的实施方式中，液体火箭为可垂直回收的液态火箭，以实现待试发动机试车平台的反复使用。
在可能的实施方式中，液体火箭为可垂直回收的亚轨道火箭，以实现待试发动机试车平台的反复使用。
在本发明的一些具体实施方案中，如图2所示，本方案提供一种液体火箭发动机的高空飞行试车装置，包括：响应模块80、判断模块90和执行模块100；
响应模块80用于响应于发射信号，第一发动机20启动，并推送液体火箭升空；
判断模块90用于获取液体火箭的第一位置，并进行判断，其中，第一位置指向液体火箭的目标位置坐标；
执行模块100用于确定液体火箭到达目标轨道，则第一发动机20关闭，第二发动机30启动，并对第二发动机30进行真空试车。
可选地，确定液体火箭到达目标轨道，则第一发动机20熄火，并对第二发动机30进行试车的步骤之后，具体包括：
获取液体火箭的第二位置和第三位置，其中，第二位置指向液体火箭的即时位置坐标，第三位置指向液体火箭的回收位置坐标；
根据第二位置和第三位置对液体火箭进行回收。
可选地，根据第二位置和第三位置对液体火箭进行回收的步骤中，具体包括：
将试车完毕的第二发动机30关闭，并将第一发动机20启动；
通过第一发动机20将液体火箭从第二位置推送至第三位置，以实现液体火箭的回收。
可选地，确定液体火箭到达目标轨道，则第一发动机20关闭，第二发动机30启动，并对第二发动机30进行试车的步骤中，具体包括：
获取第二发动机30的运行参数，并进行判断；
确定运行参数满足预设试车参数，则判定第二发动机30试车合格；
确定运行参数不满足预设试车参数，则判定第二发动机30试车不合格。
可选地，确定运行参数满足预设试车参数，则判定第二发动机30试车合格的步骤之后，具体包括：
第二发动机30保持启动，并通过第二发动机30将液体火箭从第二位置推送至第三位置，以实现液体火箭的回收。
可选地，确定运行参数不满足预设试车参数，则判定第二发动机30试车不合格的步骤之后，具体包括：
第二发动机30保持启动，并通过第二发动机30将液体火箭推送至第四位置，其中，第四位置为液体火箭回收轨迹上的中间位置；
第一发动机20启动，第二发动机30关闭，通过第一发动机20将液体火箭从第四位置推送至第三位置，以实现液体火箭的回收。
可选地，确定液体火箭到达目标轨道的步骤中，目标轨道为亚轨道。
在本发明的一些具体实施方案中，如图3至图6所示，还包括：火箭本体10、第一发动机20和第二发动机30；第一发动机20和第二发动机30分别设置于火箭本体10；第一发动机20为动力发动机，用于为液体火箭提供动力；第二发动机30为待试发动机，且与液体火箭可拆卸连接；其中，第一发动机20将液体火箭推送至目标轨道后，至少在目标轨道对第二发动机30进行真空试车。
在本发明一些可能的实施例中，还包括：动力组件40，动力组件40设置于火箭本体10；其中，动力组件40分别与第一发动机20和第二发动机30连接，用于分别为第一发动机20和第二发动机30提供燃料；或者，动力组件40与第二发动机30连接，用于为第二发动机30在真空状态下试车提供燃料。
具体来说，本实施例提供了一种动力组件40的实施方式，动力组件40的设置，实现了第一发动机20和/或第二发动机30提供启动所需的动力，满足液体火箭飞行过程中的动力需求，以及待试发动机在试车中的动力需求。
在可能的实施方式中，动力组件40为第一发动机20提供动力，第一发动机20作为液体火箭的动力发动机，为液体火箭的飞行提供动力，动力组件40为第一发动机20的燃料、氧化剂、推进剂和配气的相应部件，满足第一发动机20启动过程中所需相应动力的供应。
在可能的实施方式中，动力组件40为第二发动机30提供动力，第二发动机30作为待试发动机，在液体火箭进入目标轨道后，根据动力组件40提供的相应动力进行相应项目的试车，动力组件40为第二发动机30的燃料、氧化剂、推进剂和配气的相应部件，满足第二发动机30在试车过程中所需相应动力的供应。
在可能的实施方式中，动力组件40分别为第一发动机20和第二发动机30提供动力，在实际的应用中，动力组件40输送的动力能源根据相应的指令，在分别与第一发动机20和第二发动机30连接的管路45之间进行切换，以满足第一发动机20对液体火箭的推动，以及第二发动机30在目标轨道内的试车。
在可能的实施方式中，动力组件40分别为第一发动机20和第二发动机30提供动力，在实际的应用中，动力组件40输送的动力能源根据相应的指令，在分别与第一发动机20和第二发动机30连接的管路45之间进行切换，以满足第一发动机20对液体火箭的推动，以及第二发动机30在目标轨道内的试车、第二发动机30对液体火箭的推动。
在本发明一些可能的实施例中，动力组件40包括：燃料供应模块41、氧化剂供应模块42、推进剂供应模块43、配气模块44和管路45；燃料供应模块41、氧化剂供应模块42、推进剂供应模块43和配气模块44分别通过管路45分别与第一发动机20和第二发动机30连接；或者，燃料供应模块41、氧化剂供应模块42、推进剂供应模块43和配气模块44分别通过管路45与第二发动机30连接。
具体来说，本实施例提供了一种燃料供应模块41、氧化剂供应模块42、推进剂供应模块43、配气模块44和管路45的实施方式，燃料供应模块41、氧化剂供应模块42、推进剂供应模块43和配气模块44通过管路45实现了为第一发动机20和/或第二发动机30提供相应的燃料、氧化剂、推进剂和气体介质，满足液体火箭的飞行需求，以及待试发动机的试车需求。
在可能的实施方式中，动力组件40可为待试发动机提供推进剂，并能实现推进剂沉底，同时也可为待试发动机提供氦气、氮气等高压、低压气体。
在本发明一些可能的实施例中，还包括：试车台架50，试车台架50与液体火箭连接，第二发动机30与试车台架50可拆卸连接。
试车台架50包括：第一位置和第二位置；在第一位置下，第二发动机30在真空状态下进行试车；在第二位置下，第二发动机30用于为液体火箭的推进提供动力。
具体来说，本实施例提供了一种试车台架50的实施方式，通过设置试车台架50，实现了对第二发动机30在第一位置和第二位置间的切换，使得第二发动机30能够在进行试车的同时，还能够为液体火箭提供动力的支持。
在可能的实施方式中，试车台架50包括了与第二发动机30连接的架体，以及驱动架体动力的动力单元，试车台架50通过在第一位置和第二位置进行切换，改变了第二发动机30在试车和动力提供之间的切换。
在可能的实施方式中，试车台架50还包括相应的移动轨道和传感部件，以便于将第二发动机30在试车位置和动力提供位置之间进行切换，保证设备的安全运行。
在可能的实施方式中，试车台架50设置于液体火箭的内部，在第一位置下，第二发动机30部分处于火箭本体10的内部或者全部处于火箭本体10的内部或者全部处于火箭本体10的外部，在第二位置下，试车台架50将第二发动机30推送至相应的位置，以保证为液体火箭提供动力，相应的位置可以是火箭本体10的端部，也可以是火箭本体10的周向侧部。
在本发明一些可能的实施例中，还包括：回收模式，在回收模式下，且试车台架50处于第二位置，则第二发动机30为液体火箭的回收提供动力。
具体来说，本实施例提供了一种回收模式的实施方式，通过回收模式的设置，使得第二发动机30能够为液体火箭的回收提供动力，在切换至回收模式时，需将试车台架50从第一位置切换至第二位置，以保证第二发动机30能够为液体火箭的回收提供动力。
进一步地，在回收模式下，试车台架50处于第一位置时，则第一发动机20为液体火箭的回收提供动力。
图7示例了一种电子设备的实体结构示意图，如图7所示，该电子设备可以包括：处理器(processor)810、通信接口(Communications Interface)820、存储器(memory)830和通信总线840，其中，处理器810，通信接口820，存储器830通过通信总线840完成相互间的通信。处理器810可以调用存储器830中的逻辑指令，以执行液体火箭发动机的高空飞行试车方法。
需要说明的是，本实施例中的电子设备在具体实现时可以为服务器，也可以为PC机，还可以为其他设备，只要其结构中包括如图7所示的处理器810、通信接口820、存储器830和通信总线840，其中处理器810，通信接口820，存储器830通过通信总线840完成相互间的通信，且处理器810可以调用存储器830中的逻辑指令以执行上述方法即可。本实施例不对电子设备的具体实现形式进行限定。
其中，服务器可以是单个服务器，也可以是一个服务器组。服务器组可以是集中式的，也可以是分布式的(例如，服务器可以是分布式系统)。在一些实施例中，服务器相对于终端，可以是本地的、也可以是远程的。例如，服务器可以经由网络访问存储在用户终端、数据库或其任意组合中的信息。作为另一示例，服务器可以直接连接到用户终端和数据库中的至少一个，以访问其中存储的信息和/或数据。在一些实施例中，服务器可以在云平台上实现；仅作为示例，云平台可以包括私有云、公有云、混合云、社区云(community cloud)、分布式云、跨云(inter-cloud)、多云(multi-cloud)等，或者它们的任意组合。在一些实施例中，服务器和用户终端可以在具有本发明实施例中的一个或多个组件的电子设备上实现。
进一步地，网络可以用于信息和/或数据的交换。在一些实施例中，交互场景中的一个或多个组件(例如，服务器，用户终端和数据库)可以向其他组件发送信息和/或数据。在一些实施例中，网络可以是任何类型的有线或者无线网络，或者是他们的结合。仅作为示例，网络可以包括有线网络、无线网络、光纤网络、远程通信网络、内联网、因特网、局域网(Local AreaNetwork，LAN)、广域网(Wide Area Network，WAN)、无线局域网(WirelessLocal AreaNetworks，WLAN)、城域网(Metropolitan AreaNetwork，MAN)、广域网(WideAreaNetwork，WAN)、公共电话交换网(Public Switched Telephone Network，PSTN)、蓝牙网络、ZigBee网络、或近场通信(Near Field Communication，NFC)网络等，或其任意组合。在一些实施例中，网络可以包括一个或多个网络接入点。例如，网络可以包括有线或无线网络接入点，例如基站和/或网络交换节点，交互场景的一个或多个组件可以通过该接入点连接到网络以交换数据和/或信息。
此外，上述的存储器830中的逻辑指令可以通过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，本发明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)执行本发明各个实施例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(ROM，Read-Only Memory)、随机存取存储器(RAM，Random Access Memory)、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
在可能的实施方式中，本发明实施例又提供一种非暂态计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该计算机程序被处理器执行时实现以执行上述各实施例提供的液体火箭发动机的高空飞行试车方法。
在可能的实施方式中，本发明实施例还提供一种计算机程序产品，计算机程序产品包括存储在非暂态计算机可读存储介质上的计算机程序，计算机程序包括程序指令，当程序指令被计算机执行时，计算机能够执行上述各方法实施例所提供的方法。
以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，其中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模块来实现本实施例方案的目的。本领域普通技术人员在不付出创造性的劳动的情况下，即可以理解并实施。
通过以上的实施方式的描述，本领域的技术人员可以清楚地了解到各实施方式可借助软件加必需的通用硬件平台的方式来实现，当然也可以通过硬件。基于这样的理解，上述技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品可以存储在计算机可读存储介质中，如ROM/RAM、磁碟、光盘等，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)执行各个实施例或者实施例的某些部分的方法。
最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。
Claims (9)
1.一种液体火箭发动机的高空飞行试车方法，其特征在于，所述液体火箭包括：第一发动机(20)和第二发动机(30)，所述第一发动机(20)为动力发动机，所述第二发动机(30)为待试发动机；
所述方法包括：
响应于发射信号，所述第一发动机(20)启动，并推送所述液体火箭升空；
获取所述液体火箭的第一位置，并进行判断，其中，所述第一位置指向所述液体火箭的目标位置坐标；
确定所述液体火箭到达目标轨道，则所述第一发动机(20)关闭，所述第二发动机(30)启动，并对所述第二发动机(30)进行真空试车；
所述确定所述液体火箭到达目标轨道，则所述第一发动机(20)熄火，并对所述第二发动机(30)进行试车的步骤之后，具体包括：
获取所述液体火箭的第二位置和第三位置，其中，所述第二位置指向所述液体火箭的即时位置坐标，所述第三位置指向所述液体火箭的回收位置坐标；
根据所述第二位置和所述第三位置对所述液体火箭进行回收。
2.根据权利要求1所述的液体火箭发动机的高空飞行试车方法，其特征在于，所述根据所述第二位置和所述第三位置对所述液体火箭进行回收的步骤中，具体包括：
将试车完毕的所述第二发动机(30)关闭，并将所述第一发动机(20)启动；
通过所述第一发动机(20)将所述液体火箭从所述第二位置推送至所述第三位置，以实现所述液体火箭的回收。
3.根据权利要求1所述的液体火箭发动机的高空飞行试车方法，其特征在于，所述确定所述液体火箭到达目标轨道，则所述第一发动机(20)关闭，所述第二发动机(30)启动，并对所述第二发动机(30)进行试车的步骤中，具体包括：
获取所述第二发动机(30)的运行参数，并进行判断；
确定所述运行参数满足预设试车参数，则判定所述第二发动机(30)试车合格；
确定所述运行参数不满足预设试车参数，则判定所述第二发动机(30)试车不合格。
4.根据权利要求3所述的液体火箭发动机的高空飞行试车方法，其特征在于，所述确定所述运行参数满足预设试车参数，则判定所述第二发动机(30)试车合格的步骤之后，具体包括：
所述第二发动机(30)保持启动，并通过所述第二发动机(30)将所述液体火箭从所述第二位置推送至所述第三位置，以实现所述液体火箭的回收。
5.根据权利要求3所述的液体火箭发动机的高空飞行试车方法，其特征在于，所述确定所述运行参数不满足预设试车参数，则判定所述第二发动机(30)试车不合格的步骤之后，具体包括：
所述第二发动机(30)保持启动，并通过所述第二发动机(30)将所述液体火箭推送至第四位置，其中，所述第四位置为所述液体火箭回收轨迹上的中间位置；
所述第一发动机(20)启动，所述第二发动机(30)关闭，通过所述第一发动机(20)将所述液体火箭从所述第四位置推送至所述第三位置，以实现所述液体火箭的回收。
6.根据权利要求1至5任一所述的液体火箭发动机的高空飞行试车方法，其特征在于，所述确定所述液体火箭到达目标轨道的步骤中，所述目标轨道为亚轨道。
7.一种液体火箭发动机的高空飞行试车装置，其特征在于，包括：响应模块(80)、判断模块(90)和执行模块(100)；
所述响应模块(80)用于响应于发射信号，第一发动机(20)启动，并推送所述液体火箭升空；
所述判断模块(90)用于获取所述液体火箭的第一位置，并进行判断，其中，所述第一位置指向所述液体火箭的目标位置坐标；
所述执行模块(100)用于确定所述液体火箭到达目标轨道，则所述第一发动机(20)关闭，第二发动机(30)启动，并对所述第二发动机(30)进行真空试车；
所述确定所述液体火箭到达目标轨道，则所述第一发动机(20)熄火，并对所述第二发动机(30)进行试车的步骤之后，具体包括：
获取所述液体火箭的第二位置和第三位置，其中，所述第二位置指向所述液体火箭的即时位置坐标，所述第三位置指向所述液体火箭的回收位置坐标；
根据所述第二位置和所述第三位置对所述液体火箭进行回收。
8.一种电子设备，其特征在于，包括：存储器(830)和处理器(810)；
所述存储器(830)和所述处理器(810)通过总线完成相互间的通信；
所述存储器(830)存储有，能够在所述处理器(810)上运行的计算机指令；
所述处理器(810)调用所述计算机指令时，能够执行上述权利要求1至6任一所述的液体火箭发动机的高空飞行试车方法。
9.一种计算机程序产品，其包括存储有计算机程序的非暂态机器可读介质，其特征在于，所述计算机程序被处理器(810)执行时，实现上述权利要求1至6任一所述的液体火箭发动机的高空飞行试车方法的步骤。
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