CN116834978B - 一种火箭末级的留轨方法、装置及设备 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种火箭末级的留轨方法、装置及设备，涉及航天领域。解决了传统火箭末级在任务完成后进行处理过程中，存在影响太空环境和太空飞行器以及资源浪费的问题。所述的火箭末级的留轨方法，包括：获取火箭末级的火箭参数以及火箭末级预留轨道的轨道参数；根据所述火箭参数和所述轨道参数，确定火箭末级进入预留轨道所需的目标推力及目标推力方向；根据所述目标推力及目标推力方向，控制火箭末级进入预留轨道；本发明的方案通过将所述火箭末级送入至预留轨道的方式，实现了对火箭末级的二次利用，减少了太空垃圾的产生和火箭的资源消耗，同时提高了对火箭末级资源和功能的利用率。
Description
技术领域
本发明涉及航天领域，特别是指一种火箭末级的留轨方法、装置及设备。
背景技术
传统的火箭末级在完成任务后，一般只能将其燃烧残余或放置在太空墓地，无法使其再次进入预留轨道进行二次使用；这种将其燃烧残余或放置在太空墓地处理方式导致了对火箭末级内部燃料和其他资源的浪费，燃烧残余则会消耗火箭末级中仍可使用的燃料，而放置在太空墓地则将其置于一种不再可用的状态，未能充分利用其潜在价值。同时该处理方式还可能导致空间垃圾的产生。当火箭末级重新进入大气层时，燃烧残余可能会分散成碎片，这些碎片可能成为太空中的危险物体，对其他太空飞行器和卫星构成碰撞风险。放置在太空墓地的火箭末级也可能与其他太空器发生碰撞，增加太空碎片的数量和潜在危险，另外现有火箭末级处理方式还缺乏灵活性和可重复利用性。传统的火箭末级处理方式通常是一次性的，一旦处理完成，火箭末级就无法再被利用，这限制了对火箭末级资源和功能的充分利用，并增加了成本和资源消耗。
发明内容
本发明提供一种火箭末级的留轨方法、装置及设备。解决了传统的火箭末级无法进入预留轨道进行二次利用从而出现资源浪费，以及在处理过程中容易产生太空垃圾，从而影响太空环境和其他太空飞行器的问题。
为解决上述技术问题，本发明的技术方案如下：
本发明的实施例提出一种火箭末级的留轨方法，包括：
获取火箭末级的火箭参数以及火箭末级预留轨道的轨道参数；
根据所述火箭参数和所述轨道参数，确定火箭末级进入预留轨道所需的目标推力及目标推力方向；
根据所述目标推力及目标推力方向，控制火箭末级进入预留轨道。
可选的，所述火箭末级的留轨方法，还包括：
获取火箭末级进入预留轨道后的燃料剩余量；
根据所述燃料剩余量，调整所述火箭末级在预留轨道内的姿态。
可选的，根据所述燃料剩余量，调整所述火箭末级在预留轨道内的姿态，包括：
根据所述燃料剩余量，获取火箭末级的推力调整量；
根据所述推力调整量，获取火箭末级的姿态调整参数；
根据所述姿态调整参数对火箭末级进行姿态调整。
可选的，根据所述火箭参数和所述轨道参数，确定火箭末级进入预留轨道所需的目标推力及目标推力方向，包括：
根据所述火箭参数和所述轨道参数，获取火箭末级在初始位置处所受的初始引力的合力；
根据所述火箭参数，获取火箭末级在初始速度下所受的空气阻力的合力；
根据所述初始引力的合力和空气阻力的合力，获取火箭末级在初始位置处的初始加速度；
基于所述火箭末级的初始位置、初始速度和初始加速度，通过数值积分方法，获取火箭末级在第一预设时间内的第一位置参数；
根据所述第一位置参数和第一速度参数，获取火箭末级与预留轨道的高度差和倾角差；
根据所述高度差和倾角差，确定火箭末级进入预留轨道所需的目标推力及目标推力方向。
可选的，根据所述火箭参数，获取火箭末级在初始位置处所受的初始引力的合力，包括：
获取火箭末级与地球的相对速度矢量；
获取火箭末级与地球的相对位置矢量；
根据所述相对位置矢量，确定火箭末级在初始位置处受到的初始引力；
根据所述相对速度矢量，确定火箭末级在初始位置处受到的初始空气阻力；
根据所述初始引力和所述初始空气阻力，获取火箭末级在初始位置处所受的初始引力的合力。
可选的，根据所述初始引力的合力和空气阻力的合力，获取火箭末级在初始位置处的初始加速度，包括：
根据获取火箭末级在初始位置处的初始加速度；
其中，Ftotal为火箭末级在初始位置处所受的初始引力的合力，为火箭末级在初始速度下所受的空气阻力的合力，m(x0，y0，z0)为所述火箭末级的初始位置坐标导入火箭末级质量分布函数后的输出值，所述火箭末级质量分布函数为m(x，y，z)。
可选的，根据所述第一位置参数，获取火箭末级与预留轨道的高度差和倾角差，包括：
根据ΔH＝h-sqrt(x2(t)+y2(t)+z2(t))，获取火箭末级与预留轨道的高度差ΔH；
其中，H为预留轨道的高度，sqrt为平方根函数，(x(t)，y(t)，z(t))为第一位置参数；
根据Δθ＝θ-atan2(sqrt(x2(t)+y2(t)，z(t)))，获取火箭末级与预留轨道的倾角差Δθ；
其中，θ为预留轨道的倾角，sqrt为平方根函数，atan2是反正切函数，(x(t)，y(t)，z(t))为第一位置参数。
本发明的实施例还提供一种火箭末级的留轨装置，包括：
获取模块，用于获取火箭末级的火箭参数以及火箭末级预留轨道的轨道参数；
处理模块，用于根据所述火箭参数和所述轨道参数，确定火箭末级进入预留轨道所需的目标推力及目标推力方向；根据所述目标推力及目标推力方向，控制火箭末级进入预留轨道。
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，执行上述的火箭末级的留轨方法。
本发明的实施例还提供一种计算机可读存储介质，包括：存储指令，当所述指令在计算机上运行时，使得计算机执行上述的火箭末级的留轨方法。
本发明的上述方案至少包括以下有益效果：
本发明所述的火箭末级的留轨方法，包括：获取火箭末级的火箭参数以及火箭末级预留轨道的轨道参数；根据所述火箭参数和所述轨道参数，确定火箭末级进入预留轨道所需的目标推力及目标推力方向；根据所述目标推力及目标推力方向，控制火箭末级进入预留轨道；该方案通过将所述火箭末级送入至预留轨道的方式，实现了对火箭末级的二次利用，减少了太空垃圾的产生和火箭的资源消耗，同时提高了对火箭末级资源和功能的利用率。
附图说明
图1是本发明的火箭末级的留轨方法的流程示意图；
图2是本发明的火箭末级的留轨装置的模块框示意图。
具体实施方式
下面将参照附图更详细地描述本发明的示例性实施例。虽然附图中显示了本发明的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本发明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发明，并且能够将本发明的范围完整的传达给本领域的技术人员。
如图1所示，本发明的实施例提供一种火箭末级的留轨方法，包括：
步骤11，获取火箭末级的火箭参数以及火箭末级预留轨道的轨道参数；
步骤12，根据所述火箭参数和所述轨道参数，确定火箭末级进入预留轨道所需的目标推力及目标推力方向；
步骤13，根据所述目标推力及目标推力方向，控制火箭末级进入预留轨道。
本实施例中，所述火箭末级的留轨方法，通过火箭参数和所述轨道参数，确定火箭末级进入预留轨道所需的目标推力及目标推力方向，并根据所述目标推力及目标推力方向控制推进器或发动机的工作状态，产生相应的推力矢量，从而实现调整火箭末级的姿态和运动轨迹，使得所述火箭末级进入预留轨道；从而解决了传统火箭末级在任务完成后进行处理过程中，存在影响太空环境和太空飞行器以及资源的浪费的问题；实现了对火箭末级的二次利用，减少了太空垃圾的产生和火箭的资源消耗，同时提高了对火箭末级资源和功能的利用率；
一种优选的实施例中，所述火箭末级的留轨方法，应用于搭载有小型太空实验室的火箭末级，在实际应用中，首先可根据所述火箭末级上的现有资源在所述火箭末级上设置小型太空实验室，然后在所述火箭末级完成载荷分离任务后，通过所述火箭末级的留轨方法，将搭载有小型太空实验室的所述火箭末级送入所述预留轨道中，使得小型太空实验室可在预留轨道上进行预设实验，从而实现对火箭末级的二次利用，提高对火箭末级资源和功能的利用率。
本发明的一个可选的实施例中，所述的火箭末级的留轨方法，其特征在于，还包括：
步骤14，获取火箭末级进入预留轨道后的燃料剩余量；
步骤15，根据所述燃料剩余量，调整所述火箭末级在预留轨道内的姿态。
本实施例中，获取燃料剩余量，并根据所述燃料剩余量，对预留轨道内的火箭末级进行预设姿态的调整设计，可实现对火箭末级燃料的实时更新，同时实现在预留轨道内，对所述火箭末级姿态的精准调整，使得所述火箭末级能够在预留轨道上稳定运行；同时还可应用于太空实验室，可根据小型太空实验室的实验要求，对所述火箭末级姿态进行实时调整，从而满足小型太空实验室的使用需求。
其中，步骤14，可以包括：
步骤141，根据minitial＝mmax-mused初始化燃料量，其中，minitial为火箭末级进入预留轨道后的燃料剩余量，mmax为火箭末级的最大燃料质量，mused为火箭末级已使用的燃料质量；
步骤142，设置燃料耗尽识别标志：Fexhausted，并对minitial进行判断，当minitial≤0时，则Fexhausted＝1，表示燃料已耗尽，终止算法；
当minitial≥0时，则Fexhausted＝0，表示燃料未耗尽，继续执行后续步骤。
步骤15，可以包括：
步骤151，根据所述燃料剩余量，获取火箭末级的推力调整量，具体为：
根据ΔT＝KT·(minitial/mmax)·dM/dt·exp(-d(dM/dt)/dt·t)，获取火箭末级的推力调整量ΔT；
其中，exp()表示指数函数；dM/dt为燃料消耗速率，单位：kg/s；t为时间，单位：s；d(dM/dt)为燃料消耗率变化率，单位：kg/s2；KT为推力调整系数，单位：N/kg；
步骤152，根据所述推力调整量，获取火箭末级的姿态调整参数，具体为：
根据θ＝θinitial+∫(ΔT/minitial)dt，获取火箭末级的姿态调整参数，其中，θinitial表示当前姿态参数；∫()dt表示积分运算；ΔT为火箭末级的推力调整量；θ为姿态调整参数；
步骤153，根据所述姿态调整参数θ对火箭末级进行姿态调整。
一种优选的实施例中，在根据所述姿态调整参数对火箭末级进行姿态调整后，还包括：
步骤154，对所述燃料剩余量进行更新，包括：
根据mnew＝minitial-(dM/dt·Δt)，获取进行姿态调整后的新燃料剩余量mnew；其中，minitial为火箭末级进入预留轨道后的燃料剩余量；Δt为燃料消耗时间间隔；
更新已使用的燃料量：
新已使用的燃料量：musednew＝mmax-mnew，其中，musednew为新的已使用的燃料量；
将火箭末级进入预留轨道后的燃料剩余量更新为新燃料剩余量；
将已使用的燃料量更新为新已使用的燃料量。
本发明的一个可选的实施例中，步骤12，可以包括：
步骤121，根据所述火箭参数和所述轨道参数，获取火箭末级在初始位置处所受的初始引力的合力；
步骤122，根据所述火箭参数，获取火箭末级在初始速度下所受的空气阻力的合力；
步骤123，根据所述初始引力的合力和空气阻力的合力，获取火箭末级在初始位置处的初始加速度；
步骤124，基于所述火箭末级的初始位置、初始速度和初始加速度，通过数值积分方法，获取火箭末级在第一预设时间内的第一位置参数；
步骤125，根据所述第一位置参数和第一速度参数，获取火箭末级与预留轨道的高度差和倾角差；
步骤126，根据所述高度差和倾角差，确定火箭末级进入预留轨道所需的目标推力及目标推力方向。
本发明的一个可选的实施例中，步骤121可以包括：
步骤1211，获取火箭末级与地球的相对速度矢量，包括：
获取地球的速度
获取火箭末级的速度(vx，vy，vz)；
基于地球的速度和所述地球的速度，根据获取火箭末级与地球的相对速度矢量vvector；
步骤1212，获取火箭末级与地球的相对位置矢量，包括：
获取地球的位置坐标信息(xearth，yearth，zearth)；
根据所述地球的位置坐标信息，获取火箭末级的位置信息(x,y,z)；
基于地球的位置坐标信息和所述火箭末级的位置信息，根据rvector＝(x-xearth，y-yearth，z-zearth)获取火箭末级与地球的相对位置矢量rvector；
步骤1213，根据所述相对位置矢量，确定火箭末级在初始位置处受到的初始引力，包括：
根据r＝sqrt((x-xearth)2+(y-yearth)2+(z-zearth)2)获取火箭末级与地球的距离r；
根据火箭末级与地球的距离r，获取火箭末级与地球的相对距离的立方rcube＝r3；
构建引力场模型GM，GM＝G·M，其中，G为引力常数，M地球质量；
根据Fgravity＝-GM·m(x,y,z)·rvector/rcube，获取火箭末级在初始位置处受到的初始引力Fgravity，其中，m(x,y,z)为火箭末级的质量；
步骤1214，根据所述相对速度矢量，确定火箭末级在初始位置处受到的初始空气阻力，包括：
根据fair(vvector)＝0.5·ρ·A·Cd·||vvector||2获取火箭末级在初始位置处受到的初始空气阻力fair(vvector)，其中，ρ表示空气密度，A表示物体参考面积，Cd表示物体阻力系数，vvector表示火箭末级与地球的相对速度矢量；
步骤1215，基于所述初始引力和所述初始空气阻力，获取火箭末级在初始位置处所受的初始引力的合力，包括：
根据fair(vvector)，获取所述初始空气阻力的矢量Fair；
根据Ftotal＝Fgravity+Fair，获取火箭末级在初始位置处所受的初始引力的合力Ftotal。
本发明的一个可选的实施例中，步骤122可以包括：
步骤122，根据所述火箭参数，获取火箭末级在初始速度下所受的空气阻力的合力，包括：
根据阻力力度Fdrag，构建空气阻力模型fair(v)；
其中，Fdrag＝0.5·ρ1·A1·Cd1·v1 2，ρ1为当前空气密度，A1为当前物体的参考面积，Cd1为当前物体的阻力系数，v1为当前物体的速度；
获取火箭末级的初始速度
将所述火箭末级的初始速度导入所述空气阻力模型中，获取火箭末级在初始速度下所受的空气阻力的合力即/>
本发明的一个可选的实施例中，步骤123可以包括：
根据所述初始引力的合力和空气阻力的合力，获取火箭末级在初始位置处的初始加速度，包括：
根据获取火箭末级在初始位置处的初始加速度；
其中，Ftotal为火箭末级在初始位置处所受的初始引力的合力，为火箭末级在初始速度下所受的空气阻力的合力，m(x0，y0，z0)为所述火箭末级的初始位置坐标导入火箭末级质量分布函数后的输出值，所述火箭末级质量分布函数为m(x，y，z)。
本发明的一个可选的实施例中，步骤124可以包括：
基于所述火箭末级的初始位置、初始速度和初始加速度，通过数值积分方法，获取火箭末级在第一预设时间内的第一位置参数(x(t)，y(t)，z(t))，包括：
根据获取第一位置参数中的x坐标参数x(t)；
根据获取第一位置参数中的x坐标参数y(t)；
根据获取第一位置参数中的x坐标参数z(t)。
本发明的一个可选的实施例中，步骤125可以包括：
根据ΔH＝H-sqrt(x2(t)+y2(t)+z2(t))，获取火箭末级与预留轨道的高度差ΔH；
其中，H为预留轨道的高度，sqrt为平方根函数，(x(t)，y(t)，z(t))为第一位置参数；
根据Δθ＝θ-atan2(sqrt(x2(t)+y2(t)，z(t)))，获取火箭末级与预留轨道的倾角差Δθ；
其中，θ为预留轨道的倾角，sqrt为平方根函数，atan2是反正切函数，(x(t)，y(t)，z(t))为第一位置参数。
本发明的一个可选的实施例中，步骤126可以包括：
步骤126，根据所述高度差和倾角差，确定火箭末级进入预留轨道所需的目标推力及目标推力方向，包括：
根据Fthrust＝K·sqrt(ΔH2+Δθ2)，获取火箭末级进入预留轨道所需的目标推力Fthrust；
根据θthrust＝atan2(ΔH，Δθ)，获取火箭末级进入预留轨道所需的目标推力的目标推力方向θthrust；
其中，Δθ为火箭末级与预留轨道的倾角差，ΔH为火箭末级与预留轨道的高度差，atan2是反正切函数，sqrt为平方根函数，K为比例系数，可根据设计要求和调整精度来确定。
本发明所述的火箭末级的留轨方法解决了传统的火箭末级处理方式因在任务完成后被丢弃或烧毁而出现浪费内部燃料和其他可利用资源的问题，本发明可通过在所述火箭末级设置小型太空实验室，通过将火箭末级转变为小型太空实验室，来实现对资源的最大化利用，该设计可充分利用现有的火箭末级的资源，避免了新建实验设施的高昂成本，通过对火箭末级的改装和适应性设计，可以将资金投入更多地用于研究和实验本身，从而节约了开发和建设新设施所需的资金；解决了建造新的太空实验设施需要巨大资金的问题，避免了新建实验设施的高昂成本，通过对火箭末级的改装和适应性设计，可以将资金投入更多地用于研究和实验本身，从而节约了开发和建设新设施所需的资金；
同时，本发明所述的火箭末级的留轨方法通过使火箭末级整体进入预留轨道的方式，有效降低了火箭末级产生碎片和与其他太空器碰撞的风险，通过保持火箭末级在稳定轨道上，减少了碎片的散布，从而维护了太空环境的安全性和可持续性，这有助于减少碰撞风险，保护其他太空器和卫星的完整性。
如图2所示，本发明提供的一种火箭末级的留轨装置20，包括：
获取模块21，用于获取火箭末级的火箭参数以及火箭末级预留轨道的轨道参数；
处理模块22，用于根据所述火箭参数和所述轨道参数，确定火箭末级进入预留轨道所需的目标推力及目标推力方向；根据所述目标推力及目标推力方向，控制火箭末级进入预留轨道。
可选的，所述处理模块22还包括：
获取火箭末级进入预留轨道后的燃料剩余量；
根据所述燃料剩余量，调整所述火箭末级在预留轨道内的姿态。
可选的，根据所述燃料剩余量，调整所述火箭末级在预留轨道内的姿态，包括：
根据所述燃料剩余量，获取火箭末级的推力调整量；
根据所述推力调整量，获取火箭末级的姿态调整参数；
根据所述姿态调整参数对火箭末级进行姿态调整。
可选的，根据所述火箭参数和所述轨道参数，确定火箭末级进入预留轨道所需的目标推力及目标推力方向，包括：
根据所述火箭参数和所述轨道参数，获取火箭末级在初始位置处所受的初始引力的合力；
根据所述火箭参数，获取火箭末级在初始速度下所受的空气阻力的合力；
根据所述初始引力的合力和空气阻力的合力，获取火箭末级在初始位置处的初始加速度；
基于所述火箭末级的初始位置、初始速度和初始加速度，通过数值积分方法，获取火箭末级在第一预设时间内的第一位置参数；
根据所述第一位置参数和第一速度参数，获取火箭末级与预留轨道的高度差和倾角差；
根据所述高度差和倾角差，确定火箭末级进入预留轨道所需的目标推力及目标推力方向。
可选的，根据所述火箭参数，获取火箭末级在初始位置处所受的初始引力的合力，包括：
获取火箭末级与地球的相对速度矢量；
获取火箭末级与地球的相对位置矢量；
根据所述相对位置矢量，确定火箭末级在初始位置处受到的初始引力；
根据所述相对速度矢量，确定火箭末级在初始位置处受到的初始空气阻力；
根据所述初始引力和所述初始空气阻力，获取火箭末级在初始位置处所受的初始引力的合力。
可选的，根据所述初始引力的合力和空气阻力的合力，获取火箭末级在初始位置处的初始加速度，包括：
根据获取火箭末级在初始位置处的初始加速度；
其中，Ftotal为火箭末级在初始位置处所受的初始引力的合力，为火箭末级在初始速度下所受的空气阻力的合力，m(x0，y0，z0)为所述火箭末级的初始位置坐标导入火箭末级质量分布函数后的输出值，所述火箭末级质量分布函数为m(x，y，z)。
可选的，根据所述第一位置参数，获取火箭末级与预留轨道的高度差和倾角差，包括：
根据ΔH＝h-sqrt(x2(t)+y2(t)+z2(t))，获取火箭末级与预留轨道的高度差ΔH；
其中，H为预留轨道的高度，sqrt为平方根函数，(x(t)，y(t)，z(t))为第一位置参数；
根据Δθ＝θ-atan2(sqrt(x2(t)+y2(t)，z(t)))，获取火箭末级与预留轨道的倾角差Δθ；
其中，θ为预留轨道的倾角，sqrt为平方根函数，atan2是反正切函数，(x(t)，y(t)，z(t))为第一位置参数。
需要说明的是，该装置是与上述火箭末级的留轨方法对应的装置，上述方法中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，执行上述的火箭末级的留轨方法。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：存储指令，当所述指令在计算机上运行时，使得计算机执行上述的火箭末级的留轨方法。上述各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)
1.一种火箭末级的留轨方法，其特征在于，包括：
获取火箭末级的火箭参数以及火箭末级预留轨道的轨道参数；
根据所述火箭参数和所述轨道参数，确定火箭末级进入预留轨道所需的目标推力及目标推力方向；
根据所述目标推力及目标推力方向，控制火箭末级进入预留轨道；
其中，根据所述火箭参数和所述轨道参数，确定火箭末级进入预留轨道所需的目标推力及目标推力方向，包括：
根据所述火箭参数和所述轨道参数，获取火箭末级在初始位置处所受的初始引力的合力；
根据所述火箭参数，获取火箭末级在初始速度下所受的空气阻力的合力；
根据所述初始引力的合力和空气阻力的合力，获取火箭末级在初始位置处的初始加速度；
基于所述火箭末级的初始位置、初始速度和初始加速度，通过数值积分方法，获取火箭末级在第一预设时间内的第一位置参数；
根据所述第一位置参数和第一速度参数，获取火箭末级与预留轨道的高度差和倾角差；
根据所述高度差和倾角差，确定火箭末级进入预留轨道所需的目标推力及目标推力方向；
根据所述火箭参数，获取火箭末级在初始位置处所受的初始引力的合力，包括：
获取火箭末级与地球的相对速度矢量；
获取火箭末级与地球的相对位置矢量；
根据所述相对位置矢量，确定火箭末级在初始位置处受到的初始引力；
根据所述相对速度矢量，确定火箭末级在初始位置处受到的初始空气阻力；
根据所述初始引力和所述初始空气阻力，获取火箭末级在初始位置处所受的初始引力的合力；
根据所述相对位置矢量，确定火箭末级在初始位置处受到的初始引力，包括：
根据公式r＝sqrt((x-xearth)2+(y-yearth)2+(z-zearth)2)获取火箭末级与地球的距离r；
根据火箭末级与地球的距离r，获取火箭末级与地球的相对距离的立方rcube＝r3；
构建引力场模型GM，GM＝G·M，其中，G为引力常数，M地球质量；
根据公式Fgravity＝-GM·m(x，y，z)·rvector/rcube，获取火箭末级在初始位置处受到的初始引力Fgravity，其中，m(x，y，z)为火箭末级的质量，rcube为火箭末级与地球的相对距离的立方，GM为引力场模型，rvector为火箭末级与地球的相对位置矢量；
根据所述相对速度矢量，确定火箭末级在初始位置处受到的初始空气阻力，包括：
根据公式fair(vvector)＝0.5·ρ·A·Cd·||vvector||2获取火箭末级在初始位置处受到的初始空气阻力fair(vvector)；
其中，ρ表示空气密度，A表示物体参考面积，Cd表示物体阻力系数，vvector表示火箭末级与地球的相对速度矢量。
2.根据权利要求1所述的火箭末级的留轨方法，其特征在于，还包括：
获取火箭末级进入预留轨道后的燃料剩余量；
根据所述燃料剩余量，调整所述火箭末级在预留轨道内的姿态。
3.根据权利要求2所述的火箭末级的留轨方法，其特征在于，根据所述燃料剩余量，调整所述火箭末级在预留轨道内的姿态，包括：
根据所述燃料剩余量，获取火箭末级的推力调整量；
根据所述推力调整量，获取火箭末级的姿态调整参数；
根据所述姿态调整参数对火箭末级进行姿态调整。
4.根据权利要求1所述的火箭末级的留轨方法，其特征在于，根据所述初始引力的合力和空气阻力的合力，获取火箭末级在初始位置处的初始加速度，包括：
根据获取火箭末级在初始位置处的初始加速度；
其中，Ftotal为火箭末级在初始位置处所受的初始引力的合力，为火箭末级在初始速度下所受的空气阻力的合力，m(x0，y0，z0)为所述火箭末级的初始位置坐标导入火箭末级质量分布函数后的输出值，所述火箭末级质量分布函数为m(x，y，z)。
5.根据权利要求1所述的火箭末级的留轨方法，其特征在于，根据所述第一位置参数，获取火箭末级与预留轨道的高度差和倾角差，包括：
根据ΔH＝H-sqrt(x2(t)+y2(t)+z2(t))，获取火箭末级与预留轨道的高度差ΔH；
其中，H为预留轨道的高度，sqrt为平方根函数，(x(t)，y(t)，z(t))为第一位置参数；
根据Δθ＝θ-atan2(sqrt(x2(t)+y2(t)，z(t)))，获取火箭末级与预留轨道的倾角差Δθ；
其中，θ为预留轨道的倾角，sqrt为平方根函数，atan2是反正切函数，(x(t)，y(t)，z(t))为第一位置参数。
6.一种火箭末级的留轨装置，其特征在于，包括：
获取模块，用于获取火箭末级的火箭参数以及火箭末级预留轨道的轨道参数；
处理模块，用于根据所述火箭参数和所述轨道参数，确定火箭末级进入预留轨道所需的目标推力及目标推力方向；根据所述目标推力及目标推力方向，控制火箭末级进入预留轨道；
其中，根据所述火箭参数和所述轨道参数，确定火箭末级进入预留轨道所需的目标推力及目标推力方向，包括：
根据所述火箭参数和所述轨道参数，获取火箭末级在初始位置处所受的初始引力的合力；
根据所述火箭参数，获取火箭末级在初始速度下所受的空气阻力的合力；
根据所述初始引力的合力和空气阻力的合力，获取火箭末级在初始位置处的初始加速度；
基于所述火箭末级的初始位置、初始速度和初始加速度，通过数值积分方法，获取火箭末级在第一预设时间内的第一位置参数；
根据所述第一位置参数和第一速度参数，获取火箭末级与预留轨道的高度差和倾角差；
根据所述高度差和倾角差，确定火箭末级进入预留轨道所需的目标推力及目标推力方向；
根据所述火箭参数，获取火箭末级在初始位置处所受的初始引力的合力，包括：
获取火箭末级与地球的相对速度矢量；
获取火箭末级与地球的相对位置矢量；
根据所述相对位置矢量，确定火箭末级在初始位置处受到的初始引力；
根据所述相对速度矢量，确定火箭末级在初始位置处受到的初始空气阻力；
根据所述初始引力和所述初始空气阻力，获取火箭末级在初始位置处所受的初始引力的合力；
根据所述相对位置矢量，确定火箭末级在初始位置处受到的初始引力，包括：
根据公式r＝sqrt((x-xearth)2+(y-yearth)2+(z-zearth)2)获取火箭末级与地球的距离r；
根据火箭末级与地球的距离r，获取火箭末级与地球的相对距离的立方rcube＝r3；
构建引力场模型GM，GM＝G·M，其中，G为引力常数，M地球质量；
根据公式Fgravity＝-GM·m(x，y，z)·rvector/rcube，获取火箭末级在初始位置处受到的初始引力Fgravity，其中，m(x，y，z)为火箭末级的质量，rcube为火箭末级与地球的相对距离的立方，GM为引力场模型，rvector为火箭末级与地球的相对位置矢量；
根据所述相对速度矢量，确定火箭末级在初始位置处受到的初始空气阻力，包括：
根据公式fair(vvector)＝0.5·ρ·A·Cd·||vvector||2获取火箭末级在初始位置处受到的初始空气阻力fair(vvector)；
其中，ρ表示空气密度，A表示物体参考面积，Cd表示物体阻力系数，vvector表示火箭末级与地球的相对速度矢量。
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。
8.一种计算机可读存储介质，其特征在于，包括：存储指令，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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