CN118274659A - 火箭弹道参数的确定方法、装置、电子设备及存储介质 - Google Patents
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Abstract
本公开提供了一种火箭弹道参数的确定方法、装置、电子设备及存储介质，其中，该方法包括：获取第一弹道倾角和第二弹道倾角；基于第一弹道倾角、第二弹道倾角和攻角变化规律结合牛顿迭代法，确定一级火箭飞行的最大飞行攻角；基于最大飞行攻角，确定二级火箭飞行开始时刻的入轨参数；基于入轨参数，确定初始火箭弹道参数；获取火箭飞行控制参数，并基于火箭飞行控制参数结合高斯消元法对初始火箭弹道参数进行更新处理，得到满足预设弹道参数条件的目标火箭弹道参数。因此，减小了计算量提高了时间效率。
Description
技术领域
本公开涉及数据处理的技术领域，具体而言，涉及一种火箭弹道参数的确定方法、装置、电子设备及存储介质。
背景技术
随着航天航空技术的发展，火箭发射时弹道参数的选择为火箭设计中一个重要的分支，是运载火箭总体优化设计的重要组成部分。
目前，针对运载火箭的弹道参数选择是一种典型的非线性规划问题。在运载火箭总体论证阶段，需要根据可能的轨道、构型、发动机种类、加注质量进行组合，并在其中找到一个运载能力最大的弹道对应的弹道参数。但是，火箭的控制变量多变，难以进行统一建模，往往需要根据具体轨道、构型进行设计才能得到最优运载能力的弹道参数，进而导致工作量大、时间效率低的问题。
发明内容
本公开实施例至少提供一种火箭弹道参数的确定方法、装置、电子设备及存储介质。
第一方面，本公开实施例提供了一种火箭弹道参数的确定方法，包括：
获取第一弹道倾角和第二弹道倾角；其中，所述第一弹道倾角为一级火箭飞行开始时刻的弹道倾角，所述第二弹道倾角为一级火箭飞行结束时刻的弹道倾角；
基于所述第一弹道倾角、所述第二弹道倾角和攻角变化规律结合牛顿迭代法，确定一级火箭飞行的最大飞行攻角；
基于所述最大飞行攻角，确定二级火箭飞行开始时刻的入轨参数；其中，所述入轨参数包括以下至少之一：二级火箭飞行的弹道起点、轨道长半轴和偏心率；
基于所述入轨参数，确定初始火箭弹道参数；其中，所述火箭弹道参数包括以下至少之一：入轨点弹道倾角、入轨点速度和入轨点地心矢径；
获取火箭飞行控制参数，并基于所述火箭飞行控制参数结合高斯消元法对所述初始火箭弹道参数进行更新处理，得到满足预设弹道参数条件的目标火箭弹道参数。
一种可选的实施方式中，所述方法还包括：
获取一级火箭飞行的攻角转弯时间；
基于所述攻角转弯时间，确定攻角变化规律；其中，所述第t时刻的攻角符合如下条件：
；
其中，为最大飞行攻角，为攻角转弯参数，t为当前时刻，为攻角转弯时间。
一种可选的实施方式中，所述基于所述火箭入轨参数，确定初始火箭弹道参数，包括：
获取二级火箭飞行过程的弹道用量、主机秒流量以及游机秒流量；
基于所述二级火箭飞行过程的弹道用量、所述主机秒流量、所述游机秒流量和所述火箭飞行控制参数，确定二级火箭飞行过程的游机单独工作时间；
基于所述火箭入轨参数和所述游机单独工作时间，确定初始火箭弹道参数。
一种可选的实施方式中，所述基于所述二级火箭飞行过程的弹道用量、所述主机秒流量、所述游机秒流量和火箭飞行控制参数，确定二级火箭飞行过程的游机单独工作时间，包括：
基于火箭飞行控制参数，确定二级火箭飞行过程的主机和游机共同工作时间；
基于所述二级火箭飞行过程的弹道用量、所述主机秒流量、所述游机秒流量和所述共同工作时间，确定二级火箭飞行过程的游机单独工作时间。
一种可选的实施方式中，所述方法还包括：
二级火箭飞行过程的游机单独工作时间符合如下条件：
；
其中，为二级火箭飞行过程的弹道用量，为主机秒流量，为游机秒流量，为二级火箭飞行过程的主机和游机共同工作时间。
一种可选的实施方式中，所述基于所述火箭飞行控制参数结合高斯消元法对所述初始火箭弹道参数进行更新处理，得到目标火箭弹道参数，包括：
基于所述火箭飞行控制参数结合火箭弹道运动学方程对初始火箭弹道参数进行处理，确定二级火箭飞行过程的游机关机时刻的火箭弹道参数，并将该火箭弹道参数作为中间火箭弹道参数；
基于所述火箭飞行控制参数对所述中间火箭弹道参数进行更新处理，得到目标火箭弹道参数。
一种可选的实施方式中，所述基于所述火箭飞行控制参数对所述中间火箭弹道参数进行更新处理，得到目标火箭弹道参数，包括：
以所述中间火箭弹道参数开始，将所述中间火箭弹道参数作为指定火箭弹道参数，并执行以下步骤，直至得到所述目标火箭弹道参数；
将所述火箭飞行控制参数作为指定火箭飞行控制参数，并对所述指定火箭飞行控制参数进行高斯消元法处理，得到处理后火箭飞行控制参数；
确定所述指定火箭飞行控制参数和所述处理后火箭飞行控制参数之间的差值，并将所述处理后火箭飞行控制参数作为指定火箭飞行控制参数；
基于所述指定火箭飞行控制参数和所述指定火箭弹道参数，确定处理后指定火箭弹道参数；
将所述处理后指定火箭弹道参数作为指定火箭弹道参数，并返回执行对所述指定火箭飞行控制参数进行高斯消元法处理，得到处理后火箭飞行控制参数的步骤；
在所述指定火箭弹道参数满足预设弹道参数条件的情况下，将所述指定火箭弹道参数作为目标火箭弹道参数。
一种可选的实施方式中，所述基于所述指定火箭飞行控制参数和所述指定火箭弹道参数，确定处理后指定火箭弹道参数，包括：
基于所述指定火箭飞行控制参数对所述指定火箭弹道参数进行处理，得到所述指定火箭弹道参数的偏导矩阵；
基于所述差值和所述指定火箭弹道参数的偏导矩阵，确定所述指定火箭弹道参数的入轨偏差；
基于所述火箭弹道参数偏差和所述指定火箭飞行控制参数，确定处理后指定火箭弹道参数。
第二方面，本公开实施例还提供一种火箭弹道参数的确定装置，包括：
获取模块，用于获取第一弹道倾角和第二弹道倾角；其中，所述第一弹道倾角为一级火箭飞行开始时刻的弹道倾角，所述第二弹道倾角为一级火箭飞行结束时刻的弹道倾角；
第一确定模块，用于基于所述第一弹道倾角、所述第二弹道倾角和攻角变化规律结合牛顿迭代法，确定一级火箭飞行的最大飞行攻角；
第二确定模块，用于基于所述最大飞行攻角，确定二级火箭飞行开始时刻的入轨参数；其中，所述入轨参数包括以下至少之一：二级火箭飞行的弹道起点、轨道长半轴和偏心率；
第三确定模块，用于基于所述入轨参数，确定初始火箭弹道参数；其中，所述火箭弹道参数包括以下至少之一：入轨点弹道倾角、入轨点速度和入轨点地心矢径；
更新模块，用于获取火箭飞行控制参数，并基于所述火箭飞行控制参数结合高斯消元法对所述初始火箭弹道参数进行更新处理，得到满足预设弹道参数条件的目标火箭弹道参数。
第三方面，本公开实施例还提供一种电子设备，包括：处理器、存储器和总线，所述存储器存储有所述处理器可执行的机器可读指令，当电子设备运行时，所述处理器与所述存储器之间通过总线通信，所述机器可读指令被所述处理器执行时执行上述第一方面，或第一方面中任一种可能的实施方式中的步骤。
第四方面，本公开实施例还提供一种计算机可读存储介质，该计算机可读存储介质上存储有计算机程序，该计算机程序被处理器运行时执行上述第一方面，或第一方面中任一种可能的实施方式中的步骤。
在本公开的实施例中，首先，获取第一弹道倾角和第二弹道倾角；其次，基于第一弹道倾角、第二弹道倾角和攻角变化规律结合牛顿迭代法，确定一级火箭飞行的最大飞行攻角；其次，基于最大飞行攻角，确定二级火箭飞行开始时刻的入轨参数；其次，基于入轨参数，确定初始火箭弹道参数；最后，获取火箭飞行控制参数，并基于火箭飞行控制参数结合高斯消元法对初始火箭弹道参数进行更新处理，得到目标火箭弹道参数。
上述实施方式中，通过在一级火箭飞行开始之前，确定好攻角转弯规律。基于攻角转弯规律结合牛顿迭代法确定在一级火箭飞行过程中的最大飞行攻角，以实现一级火箭飞行弹道的优化。相比于现有技术中需要建模实现对一级火箭飞行弹道的优化，本实施例减小了计算量提高了时间效率。在二级火箭飞行开始之前，基于所述火箭飞行控制参数结合高斯消元法对所述初始火箭弹道参数进行更新处理，得到满足预设弹道参数条件的目标火箭弹道参数。相比于现有技术中需要建模确定目标火箭弹道参数的方式，本实施例减小了计算量提高了时间效率。
为使本公开的上述目的、特征和优点能更明显易懂，下文特举较佳实施例，并配合所附附图，作详细说明如下。
附图说明
为了更清楚地说明本公开实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，此处的附图被并入说明书中并构成本说明书中的一部分，这些附图示出了符合本公开的实施例，并与说明书一起用于说明本公开的技术方案。应当理解，以下附图仅示出了本公开的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，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相关的附图。
图1示出了本公开实施例所提供的一种火箭弹道参数的确定方法的流程图；
图2示出了本公开实施例所提供的火箭弹道参数的确定方法中，确定目标火箭弹道参数具体方法的流程图；
图3示出了本公开实施例所提供的一种火箭弹道参数的确定装置的示意图；
图4示出了本公开实施例所提供的一种电子设备的示意图。
具体实施方式
为使本公开实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本公开实施例中附图，对本公开实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本公开一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本公开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公开的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本公开的范围，而是仅仅表示本公开的选定实施例。基于本公开的实施例，本领域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，都属于本公开保护的范围。
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。
本文中术语“和/或”，仅仅是描述一种关联关系，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。另外，本文中术语“至少一种”表示多种中的任意一种或多种中的至少两种的任意组合，例如，包括A、B、C中的至少一种，可以表示包括从A、B和C构成的集合中选择的任意一个或多个元素。
经研究发现，随着航天航空技术的发展，火箭发射时弹道参数的选择为火箭设计中一个重要的分支，是运载火箭总体优化设计的重要组成部分。
目前，针对运载火箭的弹道参数选择是一种典型的非线性规划问题。在运载火箭总体论证阶段，需要根据可能的轨道、构型、发动机种类、加注质量进行组合，并在其中找到一个运载能力最大的弹道对应的弹道参数。但是，火箭的控制变量多变，难以进行统一建模，往往需要根据具体轨道、构型进行设计才能得到最优运载能力的弹道参数，进而导致工作量大、时间效率低的问题。
基于上述研究，本公开提供了一种火箭弹道参数的确定方法，通过在一级火箭飞行开始之前，确定好攻角转弯规律。基于攻角转弯规律结合牛顿迭代法确定在一级火箭飞行过程中的最大飞行攻角，以实现一级火箭飞行弹道的优化。相比于现有技术中需要建模实现对一级火箭飞行弹道的优化，本实施例减小了计算量提高了时间效率。在二级火箭飞行开始之前，基于所述火箭飞行控制参数结合高斯消元法对所述初始火箭弹道参数进行更新处理，得到满足预设弹道参数条件的目标火箭弹道参数。相比于现有技术中需要建模确定目标火箭弹道参数的方式，本实施例减小了计算量提高了时间效率。
为便于对本实施例进行理解，首先对本公开实施例所公开的一种火箭弹道参数的确定方法进行详细介绍，本公开实施例所提供的火箭弹道参数的确定方法的执行主体一般为具有一定计算能力的计算机设备，该计算机设备例如包括：终端设备或服务器或其它处理设备，终端设备可以为用户设备（User Equipment，UE）、移动设备、用户终端、终端、蜂窝电话、无绳电话、个人数字处理（Personal Digital Assistant，PDA）、手持设备、计算设备、车载设备、可穿戴设备等。在一些可能的实现方式中，该火箭弹道参数的确定方法可以通过处理器调用存储器中存储的计算机可读指令的方式来实现。
参见图1所示，为本公开实施例提供的火箭弹道参数的确定方法的流程图，所述方法包括步骤S101~S105，其中：
S101、获取第一弹道倾角和第二弹道倾角；其中，第一弹道倾角为一级火箭飞行开始时刻的弹道倾角，第二弹道倾角为一级火箭飞行结束时刻的弹道倾角。
在本公开的实施例中，技术人员可以根据历史经验设置第一弹道倾角。
这里，在得到第一弹道倾角之后，可以基于第一弹道倾角结合一级火箭飞行弹道的转弯攻角模式，确定第二弹道倾角。这里，还可以根据历史经验设置第二弹道倾角。
这里，第二弹道倾角需要使得一级火箭在飞行过程中的最大飞行攻角、最大飞行气压和最大驻点热流满足一级火箭飞行要求。
这里，一级火箭飞行结束时刻为二级火箭飞行开始时刻。因此，第二弹道倾角也就是二级火箭飞行开始时刻的弹道倾角。
S102、基于第一弹道倾角、第二弹道倾角和攻角变化规律结合牛顿迭代法，确定一级火箭飞行的最大飞行攻角。
在本公开的实施例中，首先，可以获取一级火箭参数和二级火箭参数；其中，火箭参数包括以下至少之一：推重比、比冲、速度增量、干质比、结构系数。
然后，可以基于第一弹道倾角、一级火箭参数、二级火箭参数和弹道运动学方程，依据攻角转弯规律，通过牛顿迭代法求取满足第二弹道倾角为期望值的一级火箭飞行过程中的最大飞行攻角。
S103、基于最大飞行攻角，确定二级火箭飞行开始时刻的入轨参数；其中，入轨参数包括以下至少之一：二级火箭飞行的弹道起点、轨道长半轴和偏心率。
在本公开的实施例中，入轨参数还包括：二级火箭飞行的轨道倾角，二级火箭飞行的升交点赤经、二级火箭飞行的近地点俯角、二级火箭飞行的真近点角。
这里，还可以根据历史经验设置入轨参数中的轨道长半轴、偏心率、二级火箭飞行的轨道倾角，二级火箭飞行的升交点赤经、二级火箭飞行的近地点俯角、二级火箭飞行的真近点角。
S104、基于入轨参数，确定初始火箭弹道参数；其中，火箭弹道参数包括以下至少之一：入轨点弹道倾角、入轨点速度和入轨点地心矢径。
在本公开的实施例中，可以根据预设公式对入轨参数进行计算，得到初始入轨点弹道倾角、初始入轨点速度和初始入轨点地心矢径。
这里，初始火箭弹道参数为一级火箭飞行过程中的火箭弹道参数。
S105、获取火箭飞行控制参数，并基于火箭飞行控制参数结合高斯消元法对初始火箭弹道参数进行更新处理，得到目标火箭弹道参数。
在本公开的实施例中，二级火箭飞行的飞行段可以分为主机和游机共同飞行的时间段、游机单独飞行的时间段。
这里，火箭飞行控制参数包括但不限于主机和游机共同飞行过程中的俯仰程序角速率，游机单独飞行过程中的俯仰程序角速率，主机和游机共同飞行的时间。这里，技术人员可以根据历史经验设置火箭飞行控制参数。
这里，首先，可以通过高斯消元法更新火箭飞行控制参数。其次，在每次更新火箭飞行控制参数之后，可以通过当前更新的火箭飞行控制参数对初始火箭弹道参数进行更新处理。直至火箭弹道参数满足二级火箭入轨要求，停止对火箭飞行控制参数的更新，并将最后一次更新后得到的火箭弹道参数作为目标火箭弹道参数。
在本公开的实施例中，首先，获取第一弹道倾角和第二弹道倾角；其次，基于第一弹道倾角、第二弹道倾角和攻角变化规律结合牛顿迭代法，确定一级火箭飞行的最大飞行攻角；其次，基于最大飞行攻角，确定二级火箭飞行开始时刻的入轨参数；其次，基于入轨参数，确定初始火箭弹道参数；最后，获取火箭飞行控制参数，并基于火箭飞行控制参数结合高斯消元法对初始火箭弹道参数进行更新处理，得到目标火箭弹道参数。
上述实施方式中，通过在一级火箭飞行开始之前，确定好攻角转弯规律。基于攻角转弯规律结合牛顿迭代法确定在一级火箭飞行过程中的最大飞行攻角，以实现一级火箭飞行弹道的优化。相比于现有技术中需要建模实现对一级火箭飞行弹道的优化，本实施例减小了计算量提高了时间效率。在二级火箭飞行开始之前，基于所述火箭飞行控制参数结合高斯消元法对所述初始火箭弹道参数进行更新处理，得到满足预设弹道参数条件的目标火箭弹道参数。相比于现有技术中需要建模确定目标火箭弹道参数的方式，本实施例减小了计算量提高了时间效率。
在一个可选的实施例中，还包括如下步骤：
首先，获取一级火箭飞行的攻角转弯时间；
其次，基于攻角转弯时间，确定攻角变化规律；其中，第t时刻的攻角符合如下条件：
；
其中，为最大飞行攻角，为攻角转弯参数，t为当前时刻，为攻角转弯时间。
在本公开的实施例中，技术人员可以根据历史经验设置一级火箭飞行的攻角转弯时间。
这里，在一级火箭的飞行过程中，一级火箭的飞行攻角会随着飞行时间的变化而变化。这里，在攻角转弯时间确定的情况下，攻角变化规律随着最大飞行攻角的变化而变化。也就是，最大飞行攻角改变的情况下，一级火箭的飞行攻角会随着飞行时间的变化的角度会发生改变。
这里，攻角转弯参数为常数，例如，攻角转弯参数为0.1。
在一个可选的实施例中，上述步骤基于火箭入轨参数，确定初始火箭弹道参数，具体包括如下步骤：
首先，获取二级火箭飞行过程的弹道用量、主机秒流量以及游机秒流量；
然后，基于二级火箭飞行过程的弹道用量、主机秒流量、游机秒流量和火箭飞行控制参数，确定二级火箭飞行过程的游机单独工作时间；
最后，基于火箭入轨参数和游机单独工作时间，确定初始火箭弹道参数。
在本公开的实施例中，可以对二级火箭参数进行处理，得到二级火箭飞行过程的弹道用量、主机秒流量以及游机秒流量；也可以根据二级火箭参数设置二级火箭飞行过程的弹道用量、主机秒流量以及游机秒流量。
这里，可以对二级火箭飞行过程的弹道用量、主机秒流量、游机秒流量和火箭飞行控制参数进行处理，得到二级火箭飞行过程的游机单独工作时间。
这里，可以根据火箭入轨参数和游机单独工作时间结合火箭弹道运动方程，确定初始火箭弹道参数。
在一个可选的实施例中，上述步骤基于二级火箭飞行过程的弹道用量、主机秒流量、游机秒流量和火箭飞行控制参数，确定二级火箭飞行过程的游机单独工作时间，具体包括如下步骤：
首先，基于火箭飞行控制参数，确定二级火箭飞行过程的主机和游机共同工作时间；
然后，基于二级火箭飞行过程的弹道用量、主机秒流量、游机秒流量和共同工作时间，确定二级火箭飞行过程的游机单独工作时间。
在本公开的实施例中，可以根据火箭飞行控制参数结合火箭弹道运动方程，确定二级火箭飞行过程的主机和游机共同工作时间。
这里，可以将二级火箭飞行过程的弹道用量、主机秒流量、游机秒流量和共同工作时间按照预设时间公式进行计算，得到二级火箭飞行过程的游机单独工作时间。
这里，可以通过预设时间公式计算得到二级火箭飞行过程的游机单独工作时间。其中，二级火箭飞行过程的游机单独工作时间符合如下条件：
；
其中，为二级火箭飞行过程的弹道用量，为主机秒流量，为游机秒流量，为二级火箭飞行过程的主机和游机共同工作时间。
在一个可选的实施例中，上述步骤基于火箭飞行控制参数结合高斯消元法对初始火箭弹道参数进行更新处理，得到目标火箭弹道参数，具体包括如下步骤：
首先，基于火箭飞行控制参数结合火箭弹道运动学方程对初始火箭弹道参数进行处理，确定二级火箭飞行过程的游机关机时刻的火箭弹道参数，并将该火箭弹道参数作为中间火箭弹道参数；
然后，基于火箭飞行控制参数对中间火箭弹道参数进行更新处理，得到目标火箭弹道参数。
在本公开的实施例中，首先，可以通过高斯消元法更新火箭飞行控制参数。其次，在每次更新火箭飞行控制参数之后，可以通过当前更新的火箭飞行控制参数对中间火箭弹道参数进行更新处理。直至中间火箭弹道参数满足二级火箭入轨要求，停止对火箭飞行控制参数的更新，并将最后一次更新后得到的中间火箭弹道参数作为目标火箭弹道参数。
参照图2所示，为本公开实施例所提供的火箭弹道参数确定方法中，确定目标火箭弹道参数具体方法的流程图，具体包括如下步骤：
以中间火箭弹道参数开始，将中间火箭弹道参数作为指定火箭弹道参数，并执行以下步骤，直至得到目标火箭弹道参数；
S201、将火箭飞行控制参数作为指定火箭飞行控制参数，并对指定火箭飞行控制参数进行高斯消元法处理，得到处理后火箭飞行控制参数；
S202、确定指定火箭飞行控制参数和处理后火箭飞行控制参数之间的差值，并将处理后火箭飞行控制参数作为指定火箭飞行控制参数；
S203、基于指定火箭飞行控制参数和指定火箭弹道参数，确定处理后指定火箭弹道参数；
S204、将处理后指定火箭弹道参数作为指定火箭弹道参数，并返回执行对指定火箭飞行控制参数进行高斯消元法处理，得到处理后火箭飞行控制参数的步骤；
S205、在指定火箭弹道参数满足预设弹道参数条件的情况下，将指定火箭弹道参数作为目标火箭弹道参数。
在本公开的实施例中，可以分别将指定火箭飞行控制参数与处理后火箭飞行控制参数作差。
例如，火箭飞行控制参数包括主机和游机共同飞行过程中的俯仰程序角速率，游机单独飞行过程中的俯仰程序角速率，主机和游机共同飞行的时间。
处理后火箭飞行控制参数包括处理后火箭飞行控制参数包括主机和游机共同飞行过程中的俯仰程序角速率，处理后游机单独飞行过程中的俯仰程序角速率，处理后主机和游机共同飞行的时间。
分别将对应火箭飞行控制参数作差（-=；-=；-=），得到，和，并将，和作为差值。
这里，在处理后的中间火箭弹道参数不满足预设弹道参数条件的情况下，将处理后指定火箭弹道参数作为指定火箭弹道参数，并返回执行对指定火箭飞行控制参数进行高斯消元法处理，得到处理后火箭飞行控制参数的步骤。
这里，预设弹道参数条件可以为更新次数门限或指定火箭弹道参数的入轨偏差是否小于预设入轨偏差阈值。
这里，在预设弹道参数条件为更新次数门限的情况下，在火箭弹道参数的更新次数到达更新次数门限的情况下，确定当前更新得到的指定火箭弹道参数满足预设弹道参数条件，并且，将当前更新的得到的指定火箭弹道参数作为目标火箭弹道参数。
这里，在预设弹道参数条件为指定火箭弹道参数的入轨偏差是否小于预设入轨偏差阈值的情况下，确定当前更新得到的指定火箭弹道参数的入轨偏差。在当前更新得到的指定火箭弹道参数的入轨偏差小于预设入轨偏差阈值的情况下，指定火箭弹道参数作为目标火箭弹道参数。
在一个可选的实施例中，上述步骤基于指定火箭飞行控制参数和指定火箭弹道参数，确定处理后指定火箭弹道参数，具体包括如下步骤：
首先，基于指定火箭飞行控制参数对指定火箭弹道参数进行处理，得到指定火箭弹道参数的偏导矩阵；
其次，基于差值和指定火箭弹道参数的偏导矩阵，确定指定火箭弹道参数的入轨偏差；
最后，基于火箭弹道参数偏差和指定火箭飞行控制参数，确定处理后指定火箭弹道参数。
在本公开的实施例中，可以根据指定火箭飞行控制参数和指定火箭弹道参数之间的对应关系，计算得到指定火箭弹道参数偏导矩阵。
例如，指定火箭飞行控制参数为主机和游机共同飞行过程中的俯仰程序角速率，处理后游机单独飞行过程中的俯仰程序角速率，处理后主机和游机共同飞行的时间。并且，指定火箭弹道参数为入轨点弹道倾角、入轨点速度和入轨点地心矢径。指定火箭弹道参数偏导矩阵J符合如下条件：
。
这里，首先，可以获取指定火箭飞行控制参数与指定火箭飞行控制参数之间的差值，和。然后，可以将指定火箭飞行控制参数与指定火箭飞行控制参数之间的差值，和与指定火箭弹道参数偏导矩阵J进行乘法处理，得到指定火箭弹道参数的入轨偏差。其中，指定火箭弹道参数的入轨偏差包括入轨点弹道倾角的入轨偏差，入轨点速度的入轨偏差和入轨点地心矢径的入轨偏差。
这里，指定火箭弹道参数的入轨偏差符合如下条件：
。
这里，可以将指定火箭弹道参数的入轨偏差和指定火箭弹道参数相加，得到处理后指定火箭弹道参数。
例如，将指定火箭弹道参数中的入轨点弹道倾角与入轨点弹道倾角的入轨偏差相加；指定火箭弹道参数中的入轨点速度和入轨点速度的入轨偏差相加；指定火箭弹道参数中的入轨点地心矢径和入轨点弹道倾角的入轨偏差相加，得到处理后指定火箭弹道参数。
本领域技术人员可以理解，在具体实施方式的上述方法中，各步骤的撰写顺序并不意味着严格的执行顺序而对实施过程构成任何限定，各步骤的具体执行顺序应当以其功能和可能的内在逻辑确定。
基于同一发明构思，本公开实施例中还提供了与火箭弹道参数的确定方法对应的火箭弹道参数的确定装置，由于本公开实施例中的装置解决问题的原理与本公开实施例上述火箭弹道参数的确定方法相似，因此装置的实施可以参见方法的实施，重复之处不再赘述。
参照图3所示，为本公开实施例提供的一种火箭弹道参数的确定装置的示意图，所述装置包括：获取模块11、第一确定模块12、第二确定模块13、第三确定模块14、更新模块15；其中，
获取模块，用于获取第一弹道倾角和第二弹道倾角；其中，所述第一弹道倾角为一级火箭飞行开始时刻的弹道倾角，所述第二弹道倾角为一级火箭飞行结束时刻的弹道倾角；
第一确定模块，用于基于所述第一弹道倾角、所述第二弹道倾角和攻角变化规律结合牛顿迭代法，确定一级火箭飞行的最大飞行攻角；
第二确定模块，用于基于所述最大飞行攻角，确定二级火箭飞行开始时刻的入轨参数；其中，所述入轨参数包括以下至少之一：二级火箭飞行的弹道起点、轨道长半轴和偏心率；
第三确定模块，用于基于所述入轨参数，确定初始火箭弹道参数；其中，所述火箭弹道参数包括以下至少之一：入轨点弹道倾角、入轨点速度和入轨点地心矢径；
更新模块，用于获取火箭飞行控制参数，并基于所述火箭飞行控制参数结合高斯消元法对所述初始火箭弹道参数进行更新处理，得到满足预设弹道参数条件的目标火箭弹道参数。
本公开实施例通过在一级火箭飞行开始之前，确定好攻角转弯规律。基于攻角转弯规律结合牛顿迭代法确定在一级火箭飞行过程中的最大飞行攻角，以实现一级火箭飞行弹道的优化。相比于现有技术中需要建模实现对一级火箭飞行弹道的优化，本实施例减小了计算量提高了时间效率。在二级火箭飞行开始之前，基于所述火箭飞行控制参数结合高斯消元法对所述初始火箭弹道参数进行更新处理，得到满足预设弹道参数条件的目标火箭弹道参数。相比于现有技术中需要建模确定目标火箭弹道参数的方式，本实施例减小了计算量提高了时间效率。
关于装置中的各模块的处理流程、以及各模块之间的交互流程的描述可以参照上述方法实施例中的相关说明，这里不再详述。
对应于图1中的火箭弹道参数的确定方法，本公开实施例还提供了一种电子设备400，如图4所示，为本公开实施例提供的电子设备400结构示意图，包括：
处理器41、存储器42、和总线43；存储器42用于存储执行指令，包括内存421和外部存储器422；这里的内存421也称内存储器，用于暂时存放处理器41中的运算数据，以及与硬盘等外部存储器422交换的数据，处理器41通过内存421与外部存储器422进行数据交换，当所述电子设备400运行时，所述处理器41与所述存储器42之间通过总线43通信，使得所述处理器41执行以下指令：
获取第一弹道倾角和第二弹道倾角；其中，所述第一弹道倾角为一级火箭飞行开始时刻的弹道倾角，所述第二弹道倾角为一级火箭飞行结束时刻的弹道倾角；
基于所述第一弹道倾角、所述第二弹道倾角和攻角变化规律结合牛顿迭代法，确定一级火箭飞行的最大飞行攻角；
基于所述最大飞行攻角，确定二级火箭飞行开始时刻的入轨参数；其中，所述入轨参数包括以下至少之一：二级火箭飞行的弹道起点、轨道长半轴和偏心率；
基于所述入轨参数，确定初始火箭弹道参数；其中，所述火箭弹道参数包括以下至少之一：入轨点弹道倾角、入轨点速度和入轨点地心矢径；
获取火箭飞行控制参数，并基于所述火箭飞行控制参数结合高斯消元法对所述初始火箭弹道参数进行更新处理，得到满足预设弹道参数条件的目标火箭弹道参数。
本公开实施例还提供一种计算机可读存储介质，该计算机可读存储介质上存储有计算机程序，该计算机程序被处理器运行时执行上述方法实施例中所述的火箭弹道参数的确定方法的步骤。其中，该存储介质可以是易失性或非易失的计算机可读取存储介质。
本公开实施例还提供一种计算机程序产品，该计算机程序产品承载有程序代码，所述程序代码包括的指令可用于执行上述方法实施例中所述的火箭弹道参数的确定方法的步骤，具体可参见上述方法实施例，在此不再赘述。
其中，上述计算机程序产品可以具体通过硬件、软件或其结合的方式实现。在一个可选实施例中，所述计算机程序产品具体体现为计算机存储介质，在另一个可选实施例中，计算机程序产品具体体现为软件产品，例如软件开发包（Software Development Kit，SDK）等等。
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，上述描述的系统和装置的具体工作过程，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。在本公开所提供的几个实施例中，应该理解到，所揭露的系统、装置和方法，可以通过其它的方式实现。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，又例如，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通信接口，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，在本公开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，可以存储在一个处理器可执行的非易失的计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本公开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）执行本公开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、只读存储器（Read-OnlyMemory，ROM）、随机存取存储器（Random Access Memory，RAM）、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
最后应说明的是：以上所述实施例，仅为本公开的具体实施方式，用以说明本公开的技术方案，而非对其限制，本公开的保护范围并不局限于此，尽管参照前述实施例对本公开进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：任何熟悉本技术领域的技术人员在本公开揭露的技术范围内，其依然可以对前述实施例所记载的技术方案进行修改或可轻易想到变化，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改、变化或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本公开实施例技术方案的精神和范围，都应涵盖在本公开的保护范围之内。因此，本公开的保护范围应所述以权利要求的保护范围为准。
Claims (11)
1.一种火箭弹道参数的确定方法，其特征在于，包括：
获取第一弹道倾角和第二弹道倾角；其中，所述第一弹道倾角为一级火箭飞行开始时刻的弹道倾角，所述第二弹道倾角为一级火箭飞行结束时刻的弹道倾角；
基于所述第一弹道倾角、所述第二弹道倾角和攻角变化规律结合牛顿迭代法，确定一级火箭飞行的最大飞行攻角；
基于所述最大飞行攻角，确定二级火箭飞行开始时刻的入轨参数；其中，所述入轨参数包括以下至少之一：二级火箭飞行的弹道起点、轨道长半轴和偏心率；
基于所述入轨参数，确定初始火箭弹道参数；其中，所述火箭弹道参数包括以下至少之一：入轨点弹道倾角、入轨点速度和入轨点地心矢径；
获取火箭飞行控制参数，并基于所述火箭飞行控制参数结合高斯消元法对所述初始火箭弹道参数进行更新处理，得到满足预设弹道参数条件的目标火箭弹道参数。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：
获取一级火箭飞行的攻角转弯时间；
基于所述攻角转弯时间，确定攻角变化规律；其中，第t时刻的攻角符合如下条件：
；
其中，为最大飞行攻角，为攻角转弯参数，t为当前时刻，为攻角转弯时间。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述基于所述火箭入轨参数，确定初始火箭弹道参数，包括：
获取二级火箭飞行过程的弹道用量、主机秒流量以及游机秒流量；
基于所述二级火箭飞行过程的弹道用量、所述主机秒流量、所述游机秒流量和所述火箭飞行控制参数，确定二级火箭飞行过程的游机单独工作时间；
基于所述火箭入轨参数和所述游机单独工作时间，确定初始火箭弹道参数。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述基于所述二级火箭飞行过程的弹道用量、所述主机秒流量、所述游机秒流量和火箭飞行控制参数，确定二级火箭飞行过程的游机单独工作时间，包括：
基于火箭飞行控制参数，确定二级火箭飞行过程的主机和游机共同工作时间；
基于所述二级火箭飞行过程的弹道用量、所述主机秒流量、所述游机秒流量和所述共同工作时间，确定二级火箭飞行过程的游机单独工作时间。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：
二级火箭飞行过程的游机单独工作时间符合如下条件：
；
其中，为二级火箭飞行过程的弹道用量，为主机秒流量，为游机秒流量，为二级火箭飞行过程的主机和游机共同工作时间。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述基于所述火箭飞行控制参数结合高斯消元法对所述初始火箭弹道参数进行更新处理，得到目标火箭弹道参数，包括：
基于所述火箭飞行控制参数结合火箭弹道运动学方程对初始火箭弹道参数进行处理，确定二级火箭飞行过程的游机关机时刻的火箭弹道参数，并将该火箭弹道参数作为中间火箭弹道参数；
基于所述火箭飞行控制参数对所述中间火箭弹道参数进行更新处理，得到目标火箭弹道参数。
7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，所述基于所述火箭飞行控制参数对所述中间火箭弹道参数进行更新处理，得到目标火箭弹道参数，包括：
以所述中间火箭弹道参数开始，将所述中间火箭弹道参数作为指定火箭弹道参数，并执行以下步骤，直至得到所述目标火箭弹道参数；
将所述火箭飞行控制参数作为指定火箭飞行控制参数，并对所述指定火箭飞行控制参数进行高斯消元法处理，得到处理后火箭飞行控制参数；
确定所述指定火箭飞行控制参数和所述处理后火箭飞行控制参数之间的差值，并将所述处理后火箭飞行控制参数作为指定火箭飞行控制参数；
基于所述指定火箭飞行控制参数和所述指定火箭弹道参数，确定处理后指定火箭弹道参数；
将所述处理后指定火箭弹道参数作为指定火箭弹道参数，并返回执行对所述指定火箭飞行控制参数进行高斯消元法处理，得到处理后火箭飞行控制参数的步骤；
在所述指定火箭弹道参数满足预设弹道参数条件的情况下，将所述指定火箭弹道参数作为目标火箭弹道参数。
8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，所述基于所述指定火箭飞行控制参数和所述指定火箭弹道参数，确定处理后指定火箭弹道参数，包括：
基于所述指定火箭飞行控制参数对所述指定火箭弹道参数进行处理，得到所述指定火箭弹道参数的偏导矩阵；
基于所述差值和所述指定火箭弹道参数的偏导矩阵，确定所述指定火箭弹道参数的入轨偏差；
基于所述火箭弹道参数偏差和所述指定火箭飞行控制参数，确定处理后指定火箭弹道参数。
9.一种火箭弹道参数的确定装置，其特征在于，包括：
获取模块，用于获取第一弹道倾角和第二弹道倾角；其中，所述第一弹道倾角为一级火箭飞行开始时刻的弹道倾角，所述第二弹道倾角为一级火箭飞行结束时刻的弹道倾角；
第一确定模块，用于基于所述第一弹道倾角、所述第二弹道倾角和攻角变化规律结合牛顿迭代法，确定一级火箭飞行的最大飞行攻角；
第二确定模块，用于基于所述最大飞行攻角，确定二级火箭飞行开始时刻的入轨参数；其中，所述入轨参数包括以下至少之一：二级火箭飞行的弹道起点、轨道长半轴和偏心率；
第三确定模块，用于基于所述入轨参数，确定初始火箭弹道参数；其中，所述火箭弹道参数包括以下至少之一：入轨点弹道倾角、入轨点速度和入轨点地心矢径；
更新模块，用于获取火箭飞行控制参数，并基于所述火箭飞行控制参数结合高斯消元法对所述初始火箭弹道参数进行更新处理，得到满足预设弹道参数条件的目标火箭弹道参数。
10.一种电子设备，其特征在于，包括：处理器、存储器和总线，所述存储器存储有所述处理器可执行的机器可读指令，当电子设备运行时，所述处理器与所述存储器之间通过总线通信，所述机器可读指令被所述处理器执行时执行如权利要求1至8任一所述的火箭弹道参数的确定方法的步骤。
11.一种计算机可读存储介质，其特征在于，该计算机可读存储介质上存储有计算机程序，该计算机程序被处理器运行时执行如权利要求1至8任一所述的火箭弹道参数的确定方法的步骤。
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