CN116499321B - 一种固体捆绑运载火箭助推器的分离控制方法、装置及设备 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种固体捆绑运载火箭助推器的分离控制方法、装置及设备，应用于箭上飞控计算机，所述方法包括：在检测到火箭飞行过程中的实时箭上加速度小于预设加速度阈值时，产生芯级发动机点火指令；在所述芯级发动机点火指令发出后，按照预设分离时序，产生至少一个控制指令；根据所述至少一个控制指令，控制所述火箭与固体助推器分离解锁。本发明提供的方案可以提高固体助推器与火箭分离解锁的安全性与稳定性。
Description
技术领域
本发明涉及固体捆绑运载火箭的级间分离领域，特别是指一种固体捆绑运载火箭助推器的分离控制方法、装置及设备。
背景技术
当前国内所有捆绑火箭大部分均为液体助推器，与液体助推器相比，固体助推器具有起飞推力大、工作可靠性高、结构简单、成本低廉等优势，运载火箭捆绑固体助推器已成为提高运载能力的一种重要手段。
对于固体捆绑火箭，目前对于固体捆绑助推器的分离时序设计尚无公开的解决方案，且固体捆绑助推器的分离时序设计也是本领域目前急需解决的问题。
发明内容
本发明要解决的技术问题是提供一种固体捆绑运载火箭助推器的分离控制方法、装置及设备，以提高国体助推器与火箭分离过程中的安全性。
为解决上述技术问题，本发明的实施例提供一种固体捆绑运载火箭助推器的分离控制方法，应用于箭上飞控计算机，所述方法包括：
在检测到火箭飞行过程中的实时箭上加速度小于预设加速度阈值时，产生芯级发动机点火指令；
在所述芯级发动机点火指令发出后，按照预设分离时序，产生至少一个控制指令；
根据所述至少一个控制指令，控制所述火箭与固体助推器分离解锁。
可选的，所述预设加速度阈值根据固体助推器内弹道特性预示值、火箭姿控稳定性分析值、火箭质量质心转动惯量变化特性理论计算值确定。
可选的，所述预设加速度阈值a0＝F0/m0；
其中，F0为进入预设分离时序的助推器剩余推力、m0为火箭的全箭质量；所述助推器剩余推力F0以及所述火箭的全箭质量m0根据固体助推器内弹道特性预示值、火箭姿控稳定性分析值、火箭质量质心转动惯量变化特性理论计算值确定。
可选的，在所述芯级发动机点火指令发出后，按照预设分离时序，产生至少一个控制信号，包括：
在所述芯级发动机点火指令发出时的第一时刻之后，间隔第一预设时间段，产生芯级发动机启控指令；
在所述芯级发动机启控指令发出时的第二时刻之后，间隔第二预设时间段，产生固体助推器喷管摆角归零指令；
在所述固体助推器喷管摆角归零指令发出时的第三时刻之后，间隔第三预设时间段，产生固体助推器分离解锁指令。
可选的，所述第一预设时间段根据芯级发动机点火起动特性决定。
可选的，所述第二预设时间段根据进入助推器分离时序的助推器剩余推力F0和固体助推器内弹道特性决定。
可选的，所述第三预设时间段根据固体助推器喷管摆角归零时间决定。
本发明的实施例还提供一种固体捆绑运载火箭助推器的分离控制装置，包括：
第一控制模块，用于在检测到火箭飞行过程中的实时箭上加速度小于预设加速度阈值时，产生芯级发动机点火指令；
第二控制模块，用于在所述芯级发动机点火指令发出后，按照预设分离时序，产生至少一个控制信号；
第三控制模块，用于根据所述至少一个控制信号，控制所述火箭与固体助推器分离解锁。
本发明的实施例还提供一种计算设备，包括：处理器、存储有计算机程序的存储器，所述计算机程序被处理器运行时，执行如上述所述的方法。
本发明的实施例还提供一种计算机存储介质，包括指令，当所述指令在计算机上运行时，使得计算机执行如上述所述的方法
本发明的上述方案至少包括以下有益效果：
本发明的上述方案，在检测到火箭飞行过程中的实时箭上加速度小于预设加速度阈值时，产生芯级发动机点火指令；在所述芯级发动机点火指令发出后，按照预设分离时序，产生至少一个控制指令；根据所述至少一个控制指令，控制所述火箭与固体助推器分离解锁，可有效消除固体助推器与火箭分离过程中火箭控制能力不足的风险，保证箭体姿态的稳定性，同时降低固体助推器分离过程中的姿态干扰力矩，提高分离过程的安全性。
附图说明
图1是本发明实施例提供的固体捆绑运载火箭助推器的分离控制方法流程图；
图2是本发明实施例提供的固体捆绑运载火箭助推器的分离控制装置模块框示意图。
具体实施方式
下面将参照附图更详细地描述本公开的示例性实施例。虽然附图中显示了本公开的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本公开，并且能够将本公开的范围完整的传达给本领域的技术人员。
如图1所示，本发明的实施例提出一种固体捆绑运载火箭助推器的分离控制方法，应用于箭上飞控计算机，所述方法包括：
步骤11，在检测到火箭飞行过程中的实时箭上加速度小于预设加速度阈值时，产生芯级发动机点火指令；
步骤12，在所述芯级发动机点火指令发出后，按照预设分离时序，产生至少一个控制指令；
步骤13，根据所述至少一个控制指令，控制所述火箭与固体助推器分离解锁。
该实施例中，火箭飞行过程中的实时箭上加速度可以通过箭上飞控计算机实时监测获得；所述预设加速度阈值为判定固体助推器耗尽、推力下降至即将不满足火箭控制能力需求时的箭上加速度，所述加速度阈值可以作为储元装订值，装订于所述箭上飞控计算机中；
将所述加速度阈值与所述实时箭上加速度进行比较，当所述实时箭上加速度小于所述预设加速度阈值时，说明固体助推器已耗尽、火箭控制能力即将不足，需要将固体助推器与火箭分离，则箭上飞控计算机随即发出芯级发动机点火指令，并将发出芯级发动机点火指令的时刻定义为第一时刻T1；箭上飞控计算机根据芯级发动机点火指令控制芯级发动机点火，为后续固体助推器与火箭分离解锁提供基础；这里所述芯级发动机可以是液体火箭发动机，也可以是固体火箭发动机；
进一步的，在所述芯级发动机点火指令发出后，按照预设分离时序，所述箭上飞控计算机会产生至少一个控制指令，进而根据至少一个所述控制指令，控制所述火箭与固体助推器分离解锁；这里所述预设分离时序可以依据火箭自身特性以及飞行过程中的实际情况进行设定，包含多个不同的时间间隔；
通过箭上飞控计算机判断固体助推器耗尽关机后发出芯级发动机点火指令，并根据预设分离时序产生至少一个控制指令，控制火箭与固体助推器分离，在所述预设分离时序下，按照相应指令控制固体助推器与火箭分离，可有效消除固体助推器与火箭分离过程中火箭控制能力不足的风险，保证箭体姿态的稳定性，同时降低固体助推器与火箭分离过程中的姿态干扰力矩，提高分离过程的安全性。
本发明的一可选实施例中，所述预设加速度阈值根据固体助推器内弹道特性预示值、火箭姿控稳定性分析值、火箭质量质心转动惯量变化特性理论计算值确定。
该实施例中，所述固体助推器内弹道特性预示值、所述火箭姿控稳定性分析值、所述火箭质量质心转动惯量变化特性理论计算值均可以根据火箭飞行过程中实时监控到的数据进行计算分析得到；
进一步的，根据获取到的所述固体助推器内弹道特性预示值、火箭姿控稳定性分析值、火箭质量质心转动惯量变化特性理论计算值，计算得到所述预设加速度阈值，以便于后续与实时箭上加速度进行比较，产生至少一个控制指令，保证固体助推器与火箭的安全、稳定分离解锁。
本发明的一可选实施例中，所述预设加速度阈值可以通过以下公式计算得到：
a0＝F0/m0；其中，F0为进入预设分离时序的助推器剩余推力、m0为火箭的全箭质量；所述助推器剩余推力F0以及所述火箭的全箭质量m0根据固体助推器内弹道特性预示值、火箭姿控稳定性分析值、火箭质量质心转动惯量变化特性理论计算值确定。
该实施例中：所述固体助推器内弹道特性预示值中可以包括发动机推力、质量流量等随所述固体助推器工作时间的变化值，根据所述发动机推力、质量流量等的变化值，可实时计算得到火箭在助推飞行过程中每时刻对应的推力值，以及根据每时刻对应的质量质心、火箭质量质心转动惯量变化特性理论计算值计算得到火箭质量；
由于火箭在实际飞行过程中存在一些干扰因素，导致火箭在飞行过程中姿态发生变化而偏离预先设定的理论弹道；这里火箭姿态可以依据设置的惯性测量装置实时测量，根据实时测量的火箭姿态表示的实际弹道与所述预先设定的理论弹道，可以计算得到火箭在实际飞行过程中的弹道偏差；根据计算得到的弹道偏差，可以计算得到火箭在助推飞行过程中每时刻所需的姿态控制力矩(火箭姿控稳定性分析值用于控制火箭飞行姿态按所述预先设定的理论弹道飞行)，进而可以根据所述姿态控制力矩计算得到每时刻所述固体助推器的喷管需要的第一摆动角度δ；
进一步的，将所述第一摆动角度δ与所述固体助推器的喷管允许的最大摆动角度δmax进行比较，并将δ≥k×δmax时刻对应的所述固体助推器所需的推力值以及火箭质量，分别确定为所述助推器剩余推力F0，以及所述火箭的全箭质量m0；这里，k表示摆动角度安全系数，这里将所述第一摆动角度δ与k×δmax进行比较，以保留所述固体助推器的喷管摆动角度的安全余量，保证火箭在飞行过程中的安全性；优选的，所述安全系数k的取值可以为0.7～0.9。
本发明的一可选实施例中，上述步骤12，可以包括：
步骤121，在所述芯级发动机点火指令发出时的第一时刻之后，间隔第一预设时间段，产生芯级发动机启控指令；
步骤122，在所述芯级发动机启控指令发出时的第二时刻之后，间隔第二预设时间段，产生固体助推器喷管摆角归零指令；
步骤123，在所述固体助推器喷管摆角归零指令发出时的第三时刻之后，间隔第三预设时间段，产生固体助推器分离解锁指令。
该实施例中，所述预设分离时序包括：第一预设时间段t1、第二预设时间段t2以及第三预设时间段t3，所述第一预设时间段t1、所述第二预设时间段t2以及所述第三预设时间段t3可以依据火箭的具体特性以及当前飞行时的具体情况计算得到；
当所述实时箭上加速度小于所述预设加速度阈值时，在第一时刻T1产生所述芯级发动机点火指令，控制所述芯级发动机点火，并在第一时刻T1间隔所述第一预设时间段t1之后，产生芯级发动机启控指令，同时将产生所述芯级发动机启控指令的时刻定义为第二时刻T2；
进一步的，在所述芯级发动机启控指令发出时的第二时刻T2并间隔所述第二预设时间段t2之后，产生固体助推器喷管摆角归零指令；
进一步的，在所述固体助推器喷管摆角归零指令发出时的第三时刻T3并间隔所述第三预设时间段t3之后，产生固体助推器分离解锁指令；
通过预设分离时序的间隔时间段的设置，在上一控制指令完成之后再执行下一控制指令，分步控制固体助推器与火箭解锁分离，可以保证固体助推器与火箭解锁分离时箭体姿态的稳定性，同时降低助固体推器分离过程中的姿态干扰力矩，保证分离过程的安全性。
本发明的一可选实施例中，所述第一预设时间段根据芯级发动机点火起动特性决定。
该实施例中，所述第一预设时间段的设置，可以保证火箭上的芯级发动机在点火运行稳定后，再产生芯级发动机启控指令并控制芯级发动机启控，保证在所述第一预设时间段内火箭飞行的稳定性；
在所述芯级发动机点火指令并控制芯级发动机点火后，根据火箭的芯级发动机点火起动特性，确定所述第一预设时间段t1的大小，优选的，所述第一预设时间段t1可以通过公式：t1＝k1×(TF＝Fk-Tdh)计算得到；其中，k1＞1表示常参数，TF＝Fk表示所述芯级发动机点火后推力值增加至满足控制能力要求的推力值时对应的第二时刻，Tdh即为所述芯级发动机收到点火指令时对应的第一时刻；
应当知道的是，所述第二时刻大于所述第一时刻，故所述第一预设时间段t1的值应当大于所述芯级发动机从收到点火指令对应的第一时刻，与至所述芯级发动机的推力值增加至满足控制能力要求的推力值时对应的第二时刻之间的时间差值；对于不同火箭、不同芯级发动机，所述芯级发动机从收到点火指令对应的第一时刻，与至所述芯级发动机的推力值增加至满足控制能力要求的推力值时对应的第二时刻的也应当是不同的，故所述第一预设时间段t1的取值不同，本实施例中可以取0.4～0.6s。
本发明的一可选实施例中，所述第二预设时间段根据进入助推器分离时序的助推器剩余推力F0和固体助推器内弹道特性决定。
该实施例中，所述第二预设时间段的设置，可以保证火箭上的芯级发动机在启控运行稳定后，再产生固体助推器喷管摆角归零指令并控制固体助推器喷管摆角归零，以保证在所述第二预设时间段内火箭飞行的稳定性，同时可以有效消除助推器分离过程中火箭控制能力不足的风险，保证箭体姿态的稳定性；
根据所述固体助推器在进入分离时的助推器剩余推力F0以及所述固体助推器内弹道，确定所述第二预设时间段t2，优选的，所述第二预设时间段t2可以通过公式：t2＝k2×(TF＝0-TF＝F0)计算得到；其中，k2＞1表示常参数，TF＝F0表示所述助推器剩余推力F0在所述固体助推器内弹道特性预示值中的对应的第三时刻，TF＝0表示所述固体助推器内弹道特性预示值中推力耗尽(推力值为0)时对应的第四时刻；
应当知道的是，所述第四时刻大于所述第三时刻，故所述第二预设时间段t2的值应当大于所述固体助推器内弹道特性预示值中推力耗尽(推力值为0)时对应的第四时刻，与所述助推器剩余推力F0在所述固体助推器内弹道特性预示值中的对应的第三时刻之间的时间差值，所述第二预设时间段t2的取值，可以避免火箭在飞行过程中不必要的重量负载，进而减少火箭不必要的负载能力损耗；这里对于不同固体助推器，助推器剩余推力F0至推力耗尽(推力值为0)时的时间也不同，故所述第二预设时间段t2的取值不同，本实施例中可以取9.5～10.5s。
本发明的一可选实施例中，所述第三预设时间段根据固体助推器喷管摆角归零时间决定。
该实施例中，所述第三预设时间段的设置，可以保证在所述固体助推器喷管摆角归零指令下火箭飞行的稳定性，进而可以有效降低固体助推器与火箭分离过程中的姿态干扰力矩，保证固体助推器与火箭分离过程的安全性；进而再产生固体助推器分离解锁指令；
在所述固体助推器喷管摆角归零指令并控制固体助推器喷管摆角归零后，根据所述固体助推器的喷管摆角归零的时间，确定所述第三预设时间段t3，优选的，所述第三预设时间段t3可以通过公式：t3＝k3×(Tδ＝0-Tδ＝δF0)计算得到；其中，k3＞1表示常参数，Tδ＝0表示所述固体助推器的喷管摆动角度摆至零摆动角度位置对应的第六时刻，Tδ＝δF0表示在所述助推器的剩余推力为F0时对应所述固体助推器的喷管摆动角度位置对应的第五时刻；
应当知道的是，所述第六时刻大于所述第五时刻，故所述第三预设时间段t3大于所述固体助推器的喷管从所述助推器剩余推力F0时刻的对应的摆动角度位置对应的第五时刻，与摆动至零摆动角度位置对应的第六时刻之间的时间差值；所述第三预设时间段t3的取值设置避免在固体助推器与火箭分离时，因所述固体助推器的喷管未摆动至零角度，造成固体助推器与火箭在分离过程中发生碰撞，进而可以提高固体助推器与火箭分离过程中的安全性；对于不同固体助推器，喷管摆动的负载力矩、速度均不同，故所述第三预设时间段t3的取值不同，本实施例可以取0.7～1.3s。
本发明的一可选实施例中，上述步骤13，可以包括：
步骤131，根据所述芯级发动机启控指令，控制所述火箭的芯级发动机启控；
步骤132，在所述火箭的芯级发动机启控并间隔所述第二预设时间段之后，根据所述固体助推器喷管摆角归零指令，控制所述火箭的固体助推器的喷管摆角归零；
步骤133，在所述火箭的固体助推器的喷管摆角归零并间隔所述第三预设时间段后，根据所述固体助推器分离解锁指令，控制所述火箭的固体助推器与所述火箭分离解锁。
该实施例中，箭上飞控计算机判断固体助推器耗尽关机后发出芯级发动机点火指令，间隔所述第一预设时间段后，箭上飞控计算机发出芯级发动机启控指令，并在固体助推器与火箭分离之前根据该指令控制芯级发动机启控，可以有效消除助推器分离过程中火箭控制能力不足的风险，保证箭体姿态的稳定性；进一步，在控制芯级发动机启控后并间隔所述第二预设时间段后，箭上飞控计算机发出固体助推器喷管摆角归零指令，并在固体助推器与火箭分离之前根据该指令控制固体助推器喷管摆角归零，可有效降低助推器分离过程中的姿态干扰力矩，保证分离过程的安全性；在所述固体助推器喷管摆角归零之后再间隔所述第三预设时间段后，箭上飞控计算机发出固体助推器分离解锁指令，并控制固体助推器与火箭分离解锁，完成固体助推器与火箭分离；
本发明的上述实施例，通过将火箭飞行过程中监测到的实时箭上加速度与预设加速度阈值进行比较，当所述实时箭上加速度小于所述预设加速度阈值时，产生芯级发动机点火指令；在所述芯级发动机点火指令发出后，按照预设分离时序，产生至少一个控制指令；根据所述至少一个控制指令，控制所述火箭与固体助推器分离解锁，可以消除固体助推器分离过程中火箭控制能力不足的风险，保证火箭箭体在飞行过程中姿态的稳定性，同时降低固体助推器与火箭分离过程中的姿态干扰力矩，保证分离过程的安全性。
本发明的实施例还提供一种固体捆绑运载火箭助推器的分离控制装置20，包括：
第一控制模块21，用于在检测到火箭飞行过程中的实时箭上加速度小于预设加速度阈值时，产生芯级发动机点火指令；
第二控制模块22，用于在所述芯级发动机点火指令发出后，按照预设分离时序，产生至少一个控制信号；
第三控制模块23，用于根据所述至少一个控制信号，控制所述火箭与固体助推器分离解锁。
可选的，所述预设加速度阈值根据固体助推器内弹道特性预示值、火箭姿控稳定性分析值、火箭质量质心转动惯量变化特性理论计算值确定。
可选的，所述预设加速度阈值a0＝F0/m0；
其中，F0为进入预设分离时序的助推器剩余推力、m0为火箭的全箭质量；所述助推器剩余推力F0以及所述火箭的全箭质量m0根据固体助推器内弹道特性预示值、火箭姿控稳定性分析值、火箭质量质心转动惯量变化特性理论计算值确定。
可选的，所述第二控制模块22具体用于：
在所述芯级发动机点火指令发出时的第一时刻之后，间隔第一预设时间段，产生芯级发动机启控指令；
在所述芯级发动机启控指令发出时的第二时刻之后，间隔第二预设时间段，产生固体助推器喷管摆角归零指令；
在所述固体助推器喷管摆角归零指令发出时的第三时刻之后，间隔第三预设时间段，产生固体助推器分离解锁指令。
可选的，所述第一预设时间段根据芯级发动机点火起动特性决定。
可选的，所述第二预设时间段根据进入助推器分离时序的助推器剩余推力F0和固体助推器内弹道特性决定。
可选的，所述第三预设时间段根据固体助推器喷管摆角归零时间决定。
需要说明的是，该装置是与上述固体捆绑运载火箭助推器的分离控制方法相对应的装置，上述方法实施例中的所有实现方式均适用于该装置的实施例中，也能达到相同的技术效果。
本发明的实施例还提供一种计算设备，包括：处理器、存储有计算机程序的存储器，所述计算机程序被处理器运行时，执行如上所述的方法。上述方法实施例中的所有实现方式均适用于该实施例中，也能达到相同的技术效果。
本发明的实施例还提供一种计算机可读存储介质，包括指令，当所述指令在计算机上运行时，使得计算机执行如上所述的方法。上述方法实施例中的所有实现方式均适用于该实施例中，也能达到相同的技术效果。
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发明的范围。
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。
在本发明所提供的实施例中，应该理解到，所揭露的装置和方法，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，在本发明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、ROM、RAM、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
此外，需要指出的是，在本发明的装置和方法中，显然，各部件或各步骤是可以分解和/或重新组合的。这些分解和/或重新组合应视为本发明的等效方案。并且，执行上述系列处理的步骤可以自然地按照说明的顺序按时间顺序执行，但是并不需要一定按照时间顺序执行，某些步骤可以并行或彼此独立地执行。对本领域的普通技术人员而言，能够理解本发明的方法和装置的全部或者任何步骤或者部件，可以在任何计算装置(包括处理器、存储介质等)或者计算装置的网络中，以硬件、固件、软件或者它们的组合加以实现，这是本领域普通技术人员在阅读了本发明的说明的情况下运用他们的基本编程技能就能实现的。
因此，本发明的目的还可以通过在任何计算装置上运行一个程序或者一组程序来实现。所述计算装置可以是公知的通用装置。因此，本发明的目的也可以仅仅通过提供包含实现所述方法或者装置的程序代码的程序产品来实现。也就是说，这样的程序产品也构成本发明，并且存储有这样的程序产品的存储介质也构成本发明。显然，所述存储介质可以是任何公知的存储介质或者将来所开发出来的任何存储介质。还需要指出的是，在本发明的装置和方法中，显然，各部件或各步骤是可以分解和/或重新组合的。这些分解和/或重新组合应视为本发明的等效方案。并且，执行上述系列处理的步骤可以自然地按照说明的顺序按时间顺序执行，但是并不需要一定按照时间顺序执行。某些步骤可以并行或彼此独立地执行。
以上所述是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明所述原理的前提下，还可以作出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。
Claims (8)
1.一种固体捆绑运载火箭助推器的分离控制方法，其特征在于，应用于箭上飞控计算机，所述方法包括：
在检测到火箭飞行过程中的实时箭上加速度小于预设加速度阈值时，产生芯级发动机点火指令；所述预设加速度阈值根据固体助推器内弹道特性预示值、火箭姿控稳定性分析值、火箭质量质心转动惯量变化特性理论计算值确定；
其中，所述固体助推器内弹道特性预示值中包括发动机推力、质量流量的变化值，根据所述发动机推力、质量流量的变化值，实时计算得到火箭在助推飞行过程中每时刻对应的推力值，以及根据每时刻对应的质量质心、火箭质量质心转动惯量变化特性理论计算值计算得到火箭质量；
依据设置的惯性测量装置实时测量火箭姿态，根据实时测量的火箭姿态表示的实际弹道与预先设定的理论弹道，计算得到火箭在实际飞行过程中的弹道偏差；根据计算得到的弹道偏差，计算得到火箭在助推飞行过程中每时刻所需的姿态控制力矩，所述火箭姿控稳定性分析值用于控制火箭飞行姿态按所述预先设定的理论弹道飞行；
根据所述姿态控制力矩计算得到每时刻所述固体助推器的喷管需要的第一摆动角度δ；将所述第一摆动角度δ与所述固体助推器的喷管允许的最大摆动角度δmax进行比较，并将δ≥k×δmax时刻对应的所述固体助推器所需的推力值以及火箭质量，分别确定为助推器剩余推力以及所述火箭的全箭质量；k表示摆动角度安全系数；
在所述芯级发动机点火指令发出后，按照预设分离时序，产生至少一个控制指令；具体包括：
在所述芯级发动机点火指令发出时的第一时刻之后，间隔第一预设时间段，产生芯级发动机启控指令；
在所述芯级发动机启控指令发出时的第二时刻之后，间隔第二预设时间段，产生固体助推器喷管摆角归零指令；
在所述固体助推器喷管摆角归零指令发出时的第三时刻之后，间隔第三预设时间段，产生固体助推器分离解锁指令；
根据所述至少一个控制指令，控制所述火箭与固体助推器分离解锁；具体包括：
根据所述芯级发动机启控指令，控制所述火箭的芯级发动机启控；
在所述火箭的芯级发动机启控并间隔所述第二预设时间段之后，根据所述固体助推器喷管摆角归零指令，控制所述火箭的固体助推器的喷管摆角归零；
在所述火箭的固体助推器的喷管摆角归零并间隔所述第三预设时间段后，根据所述固体助推器分离解锁指令，控制所述火箭的固体助推器与所述火箭分离解锁。
2.根据权利要求1所述的固体捆绑运载火箭助推器的分离控制方法，其特征在于，所述预设加速度阈值a0＝F0/m0；
其中，F0为进入预设分离时序的助推器剩余推力、m0为火箭的全箭质量。
3.根据权利要求1所述的固体捆绑运载火箭助推器的分离控制方法，其特征在于，所述第一预设时间段根据芯级发动机点火起动特性决定。
4.根据权利要求1所述的固体捆绑运载火箭助推器的分离控制方法，其特征在于，所述第二预设时间段根据进入助推器分离时序的助推器剩余推力F0和固体助推器内弹道特性决定。
5.根据权利要求1所述的固体捆绑运载火箭助推器的分离控制方法，其特征在于，所述第三预设时间段根据固体助推器喷管摆角归零时间决定。
6.一种固体捆绑运载火箭助推器的分离控制装置，其特征在于，包括：
第一控制模块，用于在检测到火箭飞行过程中的实时箭上加速度小于预设加速度阈值时，产生芯级发动机点火指令；所述预设加速度阈值根据固体助推器内弹道特性预示值、火箭姿控稳定性分析值、火箭质量质心转动惯量变化特性理论计算值确定；
其中，所述固体助推器内弹道特性预示值中包括发动机推力、质量流量的变化值，根据所述发动机推力、质量流量的变化值，实时计算得到火箭在助推飞行过程中每时刻对应的推力值，以及根据每时刻对应的质量质心、火箭质量质心转动惯量变化特性理论计算值计算得到火箭质量；
依据设置的惯性测量装置实时测量火箭姿态，根据实时测量的火箭姿态表示的实际弹道与预先设定的理论弹道，计算得到火箭在实际飞行过程中的弹道偏差；根据计算得到的弹道偏差，计算得到火箭在助推飞行过程中每时刻所需的姿态控制力矩，所述火箭姿控稳定性分析值用于控制火箭飞行姿态按所述预先设定的理论弹道飞行；
根据所述姿态控制力矩计算得到每时刻所述固体助推器的喷管需要的第一摆动角度δ；将所述第一摆动角度δ与所述固体助推器的喷管允许的最大摆动角度δmax进行比较，并将δ≥k×δmax时刻对应的所述固体助推器所需的推力值以及火箭质量，分别确定为助推器剩余推力以及所述火箭的全箭质量；k表示摆动角度安全系数；
第二控制模块，用于在所述芯级发动机点火指令发出后，按照预设分离时序，产生至少一个控制指令；具体包括：
在所述芯级发动机点火指令发出时的第一时刻之后，间隔第一预设时间段，产生芯级发动机启控指令；
在所述芯级发动机启控指令发出时的第二时刻之后，间隔第二预设时间段，产生固体助推器喷管摆角归零指令；
在所述固体助推器喷管摆角归零指令发出时的第三时刻之后，间隔第三预设时间段，产生固体助推器分离解锁指令；
第三控制模块，用于根据所述至少一个控制指令，控制所述火箭与固体助推器分离解锁；具体包括：
根据所述芯级发动机启控指令，控制所述火箭的芯级发动机启控；
在所述火箭的芯级发动机启控并间隔所述第二预设时间段之后，根据所述固体助推器喷管摆角归零指令，控制所述火箭的固体助推器的喷管摆角归零；
在所述火箭的固体助推器的喷管摆角归零并间隔所述第三预设时间段后，根据所述固体助推器分离解锁指令，控制所述火箭的固体助推器与所述火箭分离解锁。
7.一种计算设备，其特征在于，包括：处理器、存储有计算机程序的存储器，所述计算机程序被处理器运行时，执行如权利要求1至5任一项所述的方法。
8.一种计算机存储介质，其特征在于，包括指令，当所述指令在计算机上运行时，使得计算机执行如权利要求1至5任一项所述的方法。
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