CN115823962A - 液体运载火箭大过载入轨制导方法、装置及电子设备 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种液体运载火箭大过载入轨制导方法、装置及电子设备。首先获取液体运载火箭目标发动机点火时的飞行信息；然后根据飞行信息以及目标发动机关机后的后效冲量，确定得到等效工作时间；之后根据等效工作时间及飞行信息，利用迭代制导的方法，确定得到目标发动机的关机时间；最后根据目标发动机的关机时间、后效冲量及液体运载火箭的实时轨道半长轴，确定得到液体运载火箭的辅助动力系统的点火时间以及关机时间，以使液体运载火箭进入预设目标轨道。如此，通过在控制液体火箭飞行时，充分考虑关机后的后效冲量的等效作用，利用后效冲量推进液体火箭飞行，从而克服后效冲量对入轨带来的偏差，提高液体火箭入轨的精确度。

Description

液体运载火箭大过载入轨制导方法、装置及电子设备

技术领域

本发明涉及制导控制技术领域，尤其涉及一种液体运载火箭大过载入轨制导方法、装置及电子设备。

背景技术

多级液体火箭(例如二级液体火箭)采用大推力液体火箭发动机时，在大推力大过载直接入轨条件下，即使姿态控制系统保持原有的指令跟踪精度，其入轨时速度偏差也会显著增加，影响入轨精度。目前采取降低入轨前推力的方式来提高入轨精度：若二级采用四台发动机，可以采用两两关机降低入轨前推力；若二级采用一台发动机，可以采用变推力，将入轨前推力降低到低推力模式。

但是采用上述方式后，大推力液体火箭发动机产生的轴向过载仍然较大，关机后存在较大的后效冲量，并且后效冲量偏差也较大，最终导致较大的入轨偏差。

因此，如何提高液体火箭的入轨精度，是我们目前需要解决的问题。

发明内容

鉴于上述问题，提出了本发明以便提供一种克服上述问题或者至少部分地解决上述问题的一种液体运载火箭大过载入轨制导方法、装置及电子设备，能够克服后效冲量对火箭入轨带来的偏差，提高液体火箭的入轨精度。

依据本发明的第一个方面，提供了一种液体运载火箭大过载入轨制导方法，包括：

获取液体运载火箭目标发动机点火时的飞行信息；

根据飞行信息以及目标发动机关机后的后效冲量，确定得到等效工作时间，等效工作时间与目标发动机推力的乘积等于目标发动机关机后的后效冲量；

根据等效工作时间及飞行信息，利用迭代制导的方法，确定得到目标发动机的关机时间；

根据目标发动机的关机时间、后效冲量及液体运载火箭的实时轨道半长轴，确定得到液体运载火箭的辅助动力系统的点火时间以及关机时间，以使液体运载火箭进入预设目标轨道。

可选的，根据等效工作时间及飞行信息，利用迭代制导的方法，确定得到目标发动机的关机时间，包括：

根据等效工作时间及飞行信息，利用迭代制导的方法，按照预设迭代计算周期，确定得到程序俯仰角、程序偏航角、轨道根数及剩余关机时间；

当剩余关机时间小于预设时间时，停止迭代计算，并根据最后一次迭代计算得到的程序俯仰角、程序偏航角及等效工作时间，确定得到目标发动机的关机时间。

可选的，目标发动机在关机时间关机时，液体运载火箭的实时轨道半长轴大于a-b，其中a为预设目标轨道半长轴标准值，b为后效冲量偏差对预设目标轨道半长轴的影响量。

可选的，预设迭代计算周期的范围是100-300毫秒。

可选的，预设时间的范围为0.5-2秒。

可选的，根据目标发动机的关机时间、后效冲量及液体运载火箭的实时轨道半长轴，确定得到液体运载火箭的辅助动力系统的点火时间以及关机时间，包括：

根据目标发动机的关机时间以及后效冲量，确定得到液体运载火箭的辅助动力系统的点火时间；

当液体运载火箭的实时轨道半长轴大于a时，确定得到液体运载火箭的辅助动力系统的关机时间，其中a为预设目标轨道半长轴标准值。

可选的，目标发动机为二级发动机。

可选的，飞行信息包括液体运载火箭的速度、位置、推力、质量以及目标发动机的点火时间。

依据本发明的第二个方面，提供一种液体运载火箭大过载入轨制导装置，包括：

信息获取模块，用于获取液体运载火箭目标发动机点火时的飞行信息；

第一处理模块，用于根据飞行信息以及目标发动机关机后的后效冲量，确定得到等效工作时间，等效工作时间与目标发动机推力的乘积等于目标发动机关机后的后效冲量；

第二处理模块，用于根据等效工作时间及飞行信息，利用迭代制导的方法，确定得到目标发动机的关机时间；

第三处理模块，用于根据目标发动机的关机时间、后效冲量及液体运载火箭的实时轨道半长轴，确定得到液体运载火箭的辅助动力系统的点火时间以及关机时间，以使液体运载火箭进入预设目标轨道。

依据本发明的第三个方面，提供了一种电子设备，包括：存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，处理器执行计算机程序时实现前述的液体运载火箭大过载入轨制导方法。

依据本发明的第四个方面，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实现前述的液体运载火箭大过载入轨制导方法。

本说明书实施例中的上述一个或多个技术方案，至少具有如下技术效果：

本说明书实施例提供的一种液体运载火箭大过载入轨制导方法、装置及电子设备。首先获取液体运载火箭目标发动机点火时的飞行信息；然后根据飞行信息以及目标发动机关机后的后效冲量，确定得到等效工作时间，等效工作时间与目标发动机推力的乘积等于目标发动机关机后的后效冲量；之后根据等效工作时间及飞行信息，利用迭代制导的方法，确定得到目标发动机的关机时间；最后根据目标发动机的关机时间、等效工作时间及液体运载火箭的实时轨道半长轴，确定得到液体运载火箭的辅助动力系统的点火时间以及关机时间，以使液体运载火箭进入预设目标轨道。如此，通过在控制液体火箭飞行时，充分考虑关机后的后效冲量的等效作用，利用后效冲量推进液体火箭飞行，从而克服后效冲量对火箭入轨带来的偏差，提高液体火箭的入轨精度。

上述说明仅是本发明技术方案的概述，为了能够更清楚了解本发明的技术手段，而可依照说明书的内容予以实施，并且为了让本发明的上述和其它目的、特征和优点能够更明显易懂，以下特举本发明的具体实施方式。

附图说明

通过阅读下文优选实施方式的详细描述，各种其他的优点和益处对于本领域普通技术人员将变得清楚明了。附图仅用于示出优选实施方式的目的，而并不认为是对本发明的限制。而且在整个附图中，用相同的参考图形表示相同的部件。

在附图中：

图1示出了本发明实施例中的一种电子设备的示意图。

图2示出了本发明实施例中的一种液体运载火箭大过载入轨制导方法的流程图。

图3示出了本发明实施例放入中的另一种液体运载火箭大过载入轨制导方法的流程图。

图4示出了本发明实施例中的一种液体运载火箭大过载入轨制导装置的方框示意图。

图标：

100-电子设备；10-液体运载火箭大过载入轨制导装置；11-信息获取模块；12-第一处理模块；13-第二处理模块；14-第三处理模块；20-存储器；30-处理器；40-通信单元。

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一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。

因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。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。

应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。

在本发明的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“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；可以是机械连接，也可以是电连接；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发明中的具体含义。

多级液体火箭(例如二级液体火箭)采用大推力液体火箭发动机时，在大推力大过载直接入轨条件下，即使姿态控制系统保持原有的指令跟踪精度，其入轨时速度偏差也会显著增加，影响入轨精度。目前采取降低入轨前推力的方式来提高入轨精度：若二级采用四台发动机，可以采用两两关机降低入轨前推力；若二级采用一台发动机，可以采用变推力，将入轨前推力降低到低推力模式。

但是采用上述方式后，大推力液体火箭发动机产生的轴向过载仍然较大，关机后存在较大的后效冲量，并且后效冲量偏差也较大，最终导致较大的入轨偏差。

基于上述研究内容，本实施例提供一种液体运载火箭大过载入轨制导方法，通过在控制液体火箭飞行时，充分考虑关机后的后效冲量的等效作用，利用后效冲量推进液体火箭飞行，从而克服后效冲量对入轨带来的偏差，提高液体火箭的入轨精度。

请参阅图1，图1为本实施例提供的一种电子设备100的结构框图。如图1所示，电子设备可以包括液体运载火箭大过载入轨制导装置10、存储器20、处理器30及通信单元40，存储器20存储有处理器30可执行的机器可读指令，当电子设备100运行时，处理器30及存储器20之间通过总线通信，处理器30执行机器可读指令，并执行液体运载火箭大过载入轨制导方法。

存储器20、处理器30以及通信单元40各元件相互之间直接或间接地电性连接，以实现信号的传输或交互。例如，这些元件相互之间可通过一条或多条通讯总线或信号线实现电性连接。液体运载火箭大过载入轨制导装置10包括至少一个可以软件或固件(firmware)的形式存储于存储器20中的软件功能模块。处理器30用于执行存储器20中存储的可执行模块(例如液体运载火箭大过载入轨制导装置10所包括的软件功能模块或计算机程序)。

其中，存储器20可以是，但不限于，随机读取存储器(Random Access Memory，RAM)，只读存储器(Read Only Memory，ROM)，可编程只读存储器(Programmable Read-OnlyMemory，PROM)，可擦除只读存储器(Erasable Programmable Read-Only Memory，EPROM)，电可擦除只读存储器(Electric Erasable Programmable Read-Only Memory，EEPROM)等。

在一些实施例中，处理器30用以执行本实施例中描述的一个或多个功能。在一些实施例中，处理器30可以包括一个或多个处理核(例如，单核处理器(S)或多核处理器(S))。仅作为举例，处理器30可以包括中央处理单元(Central Processing Unit，CPU)、专用集成电路(Application Specific Integrated Circuit，ASIC)、专用指令集处理器(Application Specific Instruction-setProcessor，ASIP)、图形处理单元(GraphicsProcessing Unit，GPU)、物理处理单元(Physics Processing Unit，PPU)、数字信号处理器(Digital Signal Processor，DSP)、现场可编程门阵列(Field Programmable GateArray，FPGA)、可编程逻辑器件(Programmable Logic Device，PLD)、控制器、微控制器单元、简化指令集计算机(Reduced Instruction Set Computing，RISC)或微处理器等，或其任意组合。

为了便于说明，在电子设备100中仅描述了一个处理器。然而，应当注意，本实施例中的电子设备100还可以包括多个处理器，因此本实施例中描述的一个处理器执行的步骤也可以由多个处理器联合执行或单独执行。例如，若服务器的处理器执行步骤A和步骤B，则应该理解，步骤A和步骤B也可以由两个不同的处理器共同执行或者在一个处理器中单独执行。例如，处理器执行步骤A，第二处理器执行步骤B，或者处理器和第二处理器共同执行步骤A和B。

本实施例中，存储器20用于存储程序，处理器30用于在接收到执行指令后，执行程序。本实施例任一实施方式所揭示的流程定义的方法可以应用于处理器30中，或者由处理器30实现。

通信单元40用于通过网络建立电子设备100与其他设备之间的通信连接，并用于通过网络收发数据。

在一些实施方式中，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 Area Network，LAN)、广域网(Wide Area Network，WAN)、无线局域网(Wireless Local Area Networks，WLAN)、城域网(Metropolitan Area Network，MAN)、广域网(Wide Area Network，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。

在本实施例中，电子设备100可以是但不限于笔记本电脑、超级移动个人计算机(ultra-mobile personal computer，UMPC)、上网本、个人数字助理(Personal DigitalAssistant，PDA)等电子设备上，本实施例对电子设备的具体类型不作任何限制。

可以理解地，图1所示的结构仅为示意。电子设备100还可以具有比图1所示更多或者更少的组件，或者具有与图1所示不同的配置。图1所示的各组件可以采用硬件、软件或其组合实现。

基于图1的实现架构，本实施例提供一种液体运载火箭大过载入轨制导方法，由图1所示的电子设备100执行，下面基于图1示出的电子设备100的结构图对本实施例提供的一种液体运载火箭大过载入轨制导方法的步骤进行详细阐述，结合图2所示，该液体运载火箭大过载入轨制导方法包括步骤101至步骤104：

步骤101：获取液体运载火箭的目标发动机点火时的飞行信息。

其中，本实施例的液体运载火箭可以是二级液体运载火箭，也可以是三级液体运载火箭。若本实施例的液体运载火箭为二级液体运载火箭，则目标发动机为二级发动机，若本实施例的液体运载火箭为三级液体运载火箭，则目标发动机为三级发动机。

在目标发动机点火时，获取此刻的飞行信息，需要解释的是，飞行信息包括液体运载火箭的速度、位置、推力、质量以及目标发动机的点火时间。

步骤102：根据飞行信息以及目标发动机关机后的后效冲量，确定得到等效工作时间，等效工作时间与目标发动机推力的乘积等于目标发动机关机后的后效冲量相同。

需要说明的是，目标发动机的后效冲量可以计算得到，常见的，通过目标发动机试车试验即可测量得到，同时还可以计算得到在目标发动机关机后后效冲量作用完毕所需要的时间，而本实施例目标发动机关机后后效冲量作用完毕的时间大约是2秒。考虑到目标发动机关机后，其产生的后效冲量可以与目标发动机工作时的推力作用时间进行等效，从而可以计算得到其等效工作时间。也就是说，等效工作时间与目标发动机推力的乘积等于目标发动机关机后的后效冲量。

步骤103：根据等效工作时间及飞行信息，利用迭代制导的方法，确定得到目标发动机的关机时间。

在得到等效工作时间以及飞行信息后，在迭代计制导计算目标发动机的关机时间时，能够充分考虑到后效冲量以及等效工作时间带来的影响，从而降低由于目标发动机关机后，后效冲量导致的偏差。

步骤104：根据目标发动机的关机时间、后效冲量及液体运载火箭的实时轨道半长轴，确定得到液体运载火箭的辅助动力系统的点火时间以及关机时间，以使液体运载火箭进入预设目标轨道。

需要说明的是，目标发动机关机后，液体运载火箭的辅助动力系统不会立即点火，而是等到后效冲量作用完之后，辅助动力系统再进行点火，如此，将目标发动机关机后的后效冲量用于液体运载火箭的控制飞行，而后，辅助动力系统点火并对液体运载火箭的飞行进行修正，使之进入预设目标轨道。容易理解的是，预设目标轨道是预先设计好的，其轨道半长轴为已知量。

结合图3所示，步骤103中关于“根据等效工作时间及飞行信息，利用迭代制导的方法，确定得到目标发动机的关机时间”，可以包括以下步骤：

步骤201：根据等效工作时间及飞行信息，利用迭代制导的方法，按照预设迭代计算周期，确定得到程序俯仰角、程序偏航角、轨道根数及剩余关机时间；

步骤202：当剩余关机时间小于预设时间时，停止迭代计算，并根据最后一次迭代计算得到的程序俯仰角、程序偏航角及等效工作时间，确定得到目标发动机的关机时间。

详细的说，在获得等效工作时间及飞行信息后，可以根据等效工作时间及飞行信息，利用迭代制导的方法，按照预设迭代计算周期进行计算。其中，预设迭代计算周期的范围可以是100-300毫秒，优选的，在本实施例中，预设迭代计算周期为100毫秒。

需要说明的是，所谓迭代制导，准确地说就是火箭在飞行过程中会根据自身当前的位置，根据火箭当前的速度、位置以及预估的入轨点，在预估入轨点时应考虑后效冲量的影响，不断调整自己的飞行轨迹，计算需要的入轨点，然后根据当前位置和入轨点之间的空间相对关系，规划出一条新的轨迹，从而保证入轨精度和入轨的姿态。在本实施例中，每隔100毫秒，重新进行迭代计算，得到新的程序俯仰角、程序偏航角、轨道根数及剩余关机时间，直至当剩余关机时间小于预设时间时，停止迭代计算。可选的，预设时间的范围为0.5-2秒。优选的，在本实施例中，预设时间为1秒。在停止迭代计算后，将最后一次迭代制导得到的程序俯仰角、程序偏航角及剩余关机时间提供给姿态控制系统，以控制火箭飞行，并经过剩余关机时间后，到达目标发动机的关机时间。

另外，需要注意的是，目标发动机在关机时间关机时，液体运载火箭的实时轨道半长轴大于a-b，其中a为预设目标轨道半长轴标准值，b为后效冲量偏差对预设目标轨道半长轴的影响量，a、b均可计算得到。

在目标发动机的关机后，液体运载火箭继续飞行，待目标发动机的后效冲量作用完之后，然后才会开启辅助动力系统进行飞行修正。

在一种可选的实施方式中，根据目标发动机的关机时间、后效冲量及液体运载火箭的实时轨道半长轴，确定得到液体运载火箭的辅助动力系统的点火时间以及关机时间，包括以下步骤：

根据目标发动机的关机时间以及后效冲量，确定得到液体运载火箭的辅助动力系统的点火时间；

当液体运载火箭的实时轨道半长轴大于a时，确定得到液体运载火箭的辅助动力系统的关机时间，其中a为预设目标轨道半长轴标准值。

容易理解的是，本实施例将后效冲量用以继续推进液体运载火箭正常飞行，将后效冲量的作用时间作为液体运载火箭飞行时间计算的一部分。从而在目标发动机关机后，再经过后效冲量的作用时间，辅助动力系统才点火，以对后效冲量偏差造成的速度偏差进行修正。在本实施例中，可以通过测量轴向过载以判断后效冲量是否作用完毕，即当轴向过载小于预设装订值时，后效冲量作用完毕，辅助动力系统点火。也可以根据试车测量的后效冲量作用时间，来判断辅助动力系统的点火时间，如前所述，在本实施例中，后效冲量作用完毕时间约为2秒，也就是说，可以根据目标发动机的关机时间以及后效冲量的作用时间，确定得到辅助动力系统的点火时间。例如，目标发动机在12点10分10秒关闭，辅助动力系统在12点10分12秒点火，或辅助动力系统在12点10分13秒点火。

当液体运载火箭的实时轨道半长轴大于a时，确定得到液体运载火箭的辅助动力系统的关机时间，以使液体运载火箭进入预设目标轨道。其中a为预设目标轨道半长轴标准值。

本说明书实施例提供的一种液体运载火箭大过载入轨制导方法。首先获取液体运载火箭目标发动机点火时的飞行信息；然后根据飞行信息以及目标发动机关机后的后效冲量，确定得到等效工作时间，等效工作时间与目标发动机推力的乘积等于目标发动机关机后的后效冲量；之后根据等效工作时间及飞行信息，利用迭代制导的方法，确定得到目标发动机的关机时间；最后根据目标发动机的关机时间、后效冲量及液体运载火箭的实时轨道半长轴，确定得到液体运载火箭的辅助动力系统的点火时间以及关机时间，以使液体运载火箭进入预设目标轨道。如此，通过在控制液体火箭飞行时，充分考虑关机后的后效冲量的等效作用，利用后效冲量推进液体火箭飞行，从而克服后效冲量对入轨带来的偏差，提高液体火箭的入轨精度。

基于同一发明构思，结合图4所示，本说明书实施例还提供一种液体运载火箭大过载入轨制导装置10，包括：信息获取模块11、第一处理模块12、第二处理模块13及第三处理模块14。

信息获取模块11用于获取液体运载火箭目标发动机点火时的飞行信息；

第一处理模块12用于根据飞行信息以及目标发动机关机后的后效冲量，确定得到等效工作时间，等效工作时间与目标发动机推力的乘积等于目标发动机关机后的后效冲量；

第二处理模块13用于根据等效工作时间及飞行信息，利用迭代制导的方法，确定得到目标发动机的关机时间；

第三处理模块14用于根据目标发动机的关机时间、后效冲量及液体运载火箭的实时轨道半长轴，确定得到液体运载火箭的辅助动力系统的点火时间以及关机时间，以使液体运载火箭进入预设目标轨道。

在一种可选的实施方式中，第二处理模块13还用于：

根据等效工作时间及飞行信息，利用迭代制导的方法，按照预设迭代计算周期，确定得到程序俯仰角、程序偏航角、轨道根数及剩余关机时间；

当剩余关机时间小于预设时间时，停止迭代计算，并根据最后一次迭代计算得到的程序俯仰角、程序偏航角及等效工作时间，确定得到目标发动机的关机时间。

在一种可选的实施方式中，第二处理模块13还用于：

目标发动机在关机时间关机时，液体运载火箭的实时轨道半长轴大于a-b，其中a为预设目标轨道半长轴标准值，b为后效冲量偏差对预设目标轨道半长轴的影响量。

在一种可选的实施方式中，第三处理模块14还用于：

根据目标发动机的关机时间以及后效冲量，确定得到液体运载火箭的辅助动力系统的点火时间；

当液体运载火箭的实时轨道半长轴大于a时，确定得到液体运载火箭的辅助动力系统的关机时间，其中a为预设目标轨道半长轴标准值。

综上，本说明书实施例提供的一种液体运载火箭大过载入轨制导装置，首先获取液体运载火箭目标发动机点火时的飞行信息；然后根据飞行信息以及目标发动机关机后的后效冲量，确定得到等效工作时间，等效工作时间与目标发动机推力的乘积等于目标发动机关机后的后效冲量；之后根据等效工作时间及飞行信息，利用迭代制导的方法，确定得到目标发动机的关机时间；最后根据目标发动机的关机时间、后效冲量及液体运载火箭的实时轨道半长轴，确定得到液体运载火箭的辅助动力系统的点火时间以及关机时间，以使液体运载火箭进入预设目标轨道。如此，通过在控制液体火箭飞行时，充分考虑关机后的后效冲量的等效作用，利用后效冲量推进液体火箭飞行，从而克服后效冲量对入轨带来的偏差，提高液体火箭的入轨精度。

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，上述描述的液体运载火箭大过载入轨制导装置的具体工作过程，可以参考前述方法中的对应过程，在此不再过多赘述。

在上述基础上，本实施例提供一种可读存储介质，可读存储介质上存储有计算机程序，计算机程序被处理器执行时实现前述任一实施方式的液体运载火箭大过载入轨制导方法。

所属领域的技术人员可以清楚地了解到，由于为描述的方便和简洁，上述描述的可读存储介质的具体工作过程，可以参考前述方法中的对应过程，在此不再过多赘述。

以上，仅为本发明的各种实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.一种液体运载火箭大过载入轨制导方法，其特征在于，包括：

获取液体运载火箭目标发动机点火时的飞行信息；

根据所述飞行信息以及所述目标发动机关机后的后效冲量，确定得到等效工作时间，所述等效工作时间与所述目标发动机推力的乘积等于所述目标发动机关机后的后效冲量；

根据所述等效工作时间及所述飞行信息，利用迭代制导的方法，确定得到目标发动机的关机时间；

根据所述目标发动机的关机时间、后效冲量及所述液体运载火箭的实时轨道半长轴，确定得到液体运载火箭的辅助动力系统的点火时间以及关机时间，以使所述液体运载火箭进入预设目标轨道。

2.根据权利要求1所述的液体运载火箭大过载入轨制导方法，其特征在于，所述根据所述等效工作时间及所述飞行信息，利用迭代制导的方法，确定得到目标发动机的关机时间，包括：

根据所述等效工作时间及所述飞行信息，利用迭代制导的方法，按照预设迭代计算周期，确定得到程序俯仰角、程序偏航角、轨道根数及剩余关机时间；

当剩余关机时间小于预设时间时，停止迭代计算，并根据最后一次迭代计算得到的程序俯仰角、程序偏航角及等效工作时间，确定得到所述目标发动机的关机时间。

3.根据权利要求2所述的液体运载火箭大过载入轨制导方法，其特征在于，所述目标发动机在关机时间关机时，所述液体运载火箭的实时轨道半长轴大于a-b，其中a为预设目标轨道半长轴标准值，b为后效冲量偏差对预设目标轨道半长轴的影响量。

4.根据权利要求2所述的液体运载火箭大过载入轨制导方法，其特征在于，所述预设时间的范围为0.5-2秒。

5.根据权利要求1所述的液体运载火箭大过载入轨制导方法，其特征在于，所述根据所述目标发动机的关机时间、后效冲量及所述液体运载火箭的实时轨道半长轴，确定得到液体运载火箭的辅助动力系统的点火时间以及关机时间，包括：

根据所述目标发动机的关机时间以及后效冲量，确定得到液体运载火箭的辅助动力系统的点火时间；

当所述液体运载火箭的实时轨道半长轴大于a时，确定得到所述液体运载火箭的辅助动力系统的关机时间，其中a为预设目标轨道半长轴标准值。

6.根据权利要求1所述的液体运载火箭大过载入轨制导方法，其特征在于，所述飞行信息包括液体运载火箭的速度、位置、推力、质量以及目标发动机的点火时间。

7.根据权利要求1所述的液体运载火箭大过载入轨制导方法，其特征在于，所述目标发动机为二级发动机。

8.一种液体运载火箭大过载入轨制导装置，其特征在于，包括：

信息获取模块，用于获取液体运载火箭目标发动机点火时的飞行信息；

第一处理模块，用于根据所述飞行信息以及所述目标发动机关机后的后效冲量，确定得到等效工作时间，所述等效工作时间与所述目标发动机推力的乘积等于所述目标发动机关机后的后效冲量；

第二处理模块，用于根据所述等效工作时间及所述飞行信息，利用迭代制导的方法，确定得到目标发动机的关机时间；

第三处理模块，用于根据所述目标发动机的关机时间、后效冲量及所述液体运载火箭的实时轨道半长轴，确定得到液体运载火箭的辅助动力系统的点火时间以及关机时间，以使所述液体运载火箭进入预设目标轨道。

9.一种电子设备，其特征在于，所述电子设备包括：存储器、处理器及存储在所述存储器上并可在所述处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现权利要求1-7中任一所述的液体运载火箭大过载入轨制导方法。

10.一种计算机可读存储介质，其特征在于，其上存储有计算机程序，该程序被处理器执行时实现如权利要求1-7中任一项所述的液体运载火箭大过载入轨制导方法。

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