火箭末子级离轨控制方法和装置

技术领域

本发明涉及航空航天动力技术领域，尤其涉及一种火箭末子级离轨控制方法和装置。

背景技术

目前，在固体运载火箭发射之前，可以通过计算火箭的标准弹道得到火箭末子级离轨的初始条件，并依据仿真分析设计离轨主动段的推力矢量参数和离轨主动段的发动机开机时长，再将预先计算好的推力矢量参数和离轨主动段的发动机开机时长存储至箭载计算机，以使得箭载计算机在实际飞行试验时按照存储的数值执行离轨动作。

但是，实际飞行试验任务中由于实际条件与理论计算不完全一致，导致火箭末子级的实际入轨点、火箭末子级发动机的剩余燃料质量等参数与发射前的理论离轨方案设计条件不一致，若完全沿用发射前预先计算的数值执行离轨动作则无法保证离轨效果与理论分析时一致。

因此，如何提高运载火箭末子级离轨的准确性和稳定性成为业界亟待解决的技术问题。

发明内容

本发明提供一种火箭末子级离轨控制方法和装置，用于解决现有技术中如何提高运载火箭末子级离轨的准确性和稳定性的技术问题。

本发明提供一种火箭末子级离轨控制方法，包括：

接收箭载计算机发送的火箭末子级的飞行状态参数；

将所述飞行状态参数发送至地面测控站，以使所述地面测控站基于所述飞行状态参数确定所述火箭末子级的离轨控制参数；

接收所述地面测控站发送的离轨控制参数；

将所述离轨控制参数发送至所述箭载计算机，以使所述箭载计算机基于所述离轨控制参数对所述火箭末子级进行离轨控制。

根据本发明提供的火箭末子级离轨控制方法，所述将所述飞行状态参数发送至地面测控站，包括：

基于所述飞行状态参数，生成状态遥测帧；

将所述状态遥测帧发送至所述地面测控站；

其中，所述状态遥测帧包括遥测帧头、遥测帧数据长度、遥测帧内容和遥测帧校验序列；所述遥测帧内容包括所述火箭末子级的飞行时刻、位置矢量、速度矢量和剩余燃料质量。

根据本发明提供的火箭末子级离轨控制方法，所述将所述状态遥测帧发送至所述地面测控站，包括：

将所述状态遥测帧发送至遥测发射机，以使所述遥测发射机将所述状态遥测帧调制为第一无线信号，并基于发射天线发送至所述地面测控站。

根据本发明提供的火箭末子级离轨控制方法，所述接收所述地面测控站发送的离轨控制参数，包括：

基于接收天线接收所述地面测控站发送的第二无线信号；

基于遥控接收机对所述第二无线信号进行解调，得到包含所述离轨控制参数的离轨遥控帧。

根据本发明提供的火箭末子级离轨控制方法，所述离轨遥控帧包括遥控帧头、遥控帧数据长度、遥控帧内容和遥控帧校验序列；所述遥控帧内容包括离轨时刻和离轨飞行攻角。

根据本发明提供的火箭末子级离轨控制方法，所述将所述离轨控制参数发送至所述箭载计算机，之后包括：

接收所述箭载计算机发送的离轨确认信息；

将所述离轨确认信息发送至所述地面测控站。

本发明提供一种火箭末子级离轨控制装置，包括：

第一接收单元，用于接收箭载计算机发送的火箭末子级的飞行状态参数；

第一发送单元，用于将所述飞行状态参数发送至地面测控站，以使所述地面测控站基于所述飞行状态参数确定所述火箭末子级的离轨控制参数；

第二接收单元，用于接收所述地面测控站发送的离轨控制参数；

第二发送单元，用于将所述离轨控制参数发送至所述箭载计算机，以使所述箭载计算机基于所述离轨控制参数对所述火箭末子级进行离轨控制。

本发明提供一种火箭，所述火箭的末子级上设置有火箭末子级离轨控制装置、箭载计算机、遥测发射机和遥控接收机；

所述遥测发射机，与所述火箭末子级离轨控制装置连接，用于向地面测控站发送所述火箭末子级的飞行状态参数；

所述遥控接收机，与所述火箭末子级离轨控制装置连接，用于接收所述地面测控站发送的所述火箭末子级的离轨控制参数；

所述箭载计算机，与所述火箭的末子级的姿轨控设备连接，用于基于所述姿轨控设备的运行参数生成所述飞行状态参数，以及基于所述离轨控制参数生成所述姿轨控设备的控制参数。

本发明提供一种电子设备，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程序时实现所述的火箭末子级离轨控制方法。

本发明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，所述计算机程序被处理器执行时实现所述的火箭末子级离轨控制方法。

本发明提供的火箭末子级离轨控制方法和装置，接收箭载计算机发送的火箭末子级的飞行状态参数，将飞行状态参数发送至地面测控站，以使地面测控站基于飞行状态参数确定火箭末子级的离轨控制参数，接收地面测控站发送的离轨控制参数，将离轨控制参数发送至箭载计算机，以使箭载计算机基于离轨控制参数对火箭末子级进行离轨控制，由于离轨控制参数是根据火箭末子级的飞行状态参数计算的，该计算由地面测控站完成，减少了箭载计算机的计算资源占用量，使得箭载计算机可以专注于运载火箭末子级的导航制导和姿态控制，提高了箭载计算机的可靠性和实时性，同时，所得到的离轨控制参数准确度高，可以避免因火箭飞行中的偏差造成的不完全离轨以及推进剂的不完全消耗，提高了运载火箭末子级离轨的准确性和稳定性。

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为本发明提供的火箭末子级离轨控制方法的流程示意图；

图2为本发明提供的火箭末子级离轨控制装置的结构示意图；

图3为本发明提供的火箭的结构示意图；

图4为本发明提供的电子设备的结构示意图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明中的附图，对本发明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。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作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。

图1为本发明提供的火箭末子级离轨控制方法的流程示意图，如图1所示，该方法包括步骤110、步骤120、步骤130和步骤140。

步骤110、接收箭载计算机发送的火箭末子级的飞行状态参数。

具体地，火箭末子级为火箭的最后一级，在火箭发射过程中，为卫星提供最后阶段的入轨推力。火箭和卫星分离后，如果火箭末子级长期在轨飞行，将成为空间碎片留在轨道上，对在轨的空间飞行器构成安全威胁。

火箭末子级离轨是指运载火箭的末子级在完成发射卫星或者其他空间任务后，采取一系列措施，使飞行轨道偏离原有轨道的过程。在进行离轨控制之前，需要根据火箭末子级的飞行状态参数来计算火箭末子级进行离轨控制时的离轨控制参数。飞行状态参数为对火箭末子级的飞行状态进行描述的参数，包括飞行位置、飞行速度等。离轨控制参数为控制火箭末子级进入离轨状态的参数，包括火箭末子级离轨时的俯仰角、偏航角、发动机开机时长等。

由于火箭末子级在实际飞行试验任务中的各个飞行状态参数的实际值可能与运载火箭发射前各个参数的理论值不一致，为了提高运载火箭末子级离轨的准确性和稳定性，可以采用根据各个飞行状态参数的实际值计算离轨控制参数。

运载火箭上的电气系统包括供配电系统、飞行控制和导航系统、伺服控制系统、时序控制系统、遥测系统等。其中，飞行控制和导航系统采用箭载计算机实现，是运载火箭的核心运算模块，负责运载火箭的导航制导计算、姿态控制等功能，因此，箭载计算机必须具备高可靠性、高实时性等特点。

根据飞行状态参数计算离轨控制参数的过程为迭代计算，需要占用一定的运算能力和运算内存。如果由箭载计算机执行前述迭代计算，将占用箭载计算机的运算能力和内存，影响箭载计算机对火箭末子级的导航制导计算、姿态控制等功能。

因此，可以将离轨控制参数的计算交由运算能力强大的地面测控站来完成。由于箭载计算机本身未配置通信装置，因此可以在运载火箭末子级上设置火箭末子级离轨控制装置或者由运载火箭上设置的其他计算机来控制箭载计算机和地面测控站之间的数据传输。

例如，可以设置火箭末子级离轨控制装置，与箭载计算机进行通信连接，用于获取火箭末子级的飞行状态参数。通信连接的方式可以采用1553B总线协议、CAN总线协议、RS422总线协议和RS485总线协议中的至少一种。

步骤120、将飞行状态参数发送至地面测控站，以使地面测控站基于飞行状态参数确定火箭末子级的离轨控制参数。

具体地，火箭末子级离轨控制装置从箭载计算机获取飞行状态参数后，可以将其发送至地面测控站，由地面测控站根据飞行状态参数确定火箭末子级的离轨控制参数。

例如，火箭末子级的轨道半长轴的定轨公式可以表示为：

式中，

轨道半长轴随火箭末子级的速度减小而减小，当轨道半长轴减小后，火箭末子级对应的近地点高度降低。因此，从理论上讲，火箭末子级在离轨段若完全沿着火箭末子级当前速度方向的反方向点火，可以获得最大程度地降低火箭末子级近地点高度。考虑到离轨轨迹的安全性等其它因素，火箭末子级离轨后的首圈轨道近地点高度一般设置为100km，火箭末子级可由大气阻力作用预设时间内实现坠毁。此外，为避免发动机残留燃料造成污染等影响，还需要尽可能将发动机的剩余燃料耗尽。因此，需设定离轨时的姿态角，使得火箭以非完全与速度反向的推力实现离轨，此姿态角对应导航坐标系内的俯仰角、偏航角，但由于火箭末子级离轨过程中需要保持在当前轨道平面内，因此实际上仅有一个独立变量，可由飞行攻角代替。

也就是说，离轨控制参数可以包括飞行攻角。

步骤130、接收地面测控站发送的离轨控制参数。

具体地，地面测控站可以在监测到火箭末子级飞行至测控范围之内时，发送离轨控制参数。

步骤140、将离轨控制参数发送至箭载计算机，以使箭载计算机基于离轨控制参数对火箭末子级进行离轨控制。

具体地，火箭末子级离轨控制装置将接收到的离轨控制参数发送至箭载计算机，由箭载计算机根据离轨控制参数，控制火箭末子级上的姿控发动机和/或轨控发动机进行姿态调整，从而进入离轨状态。

本发明实施例提供的火箭末子级离轨控制方法，接收箭载计算机发送的火箭末子级的飞行状态参数，将飞行状态参数发送至地面测控站，以使地面测控站基于飞行状态参数确定火箭末子级的离轨控制参数，接收地面测控站发送的离轨控制参数，将离轨控制参数发送至箭载计算机，以使箭载计算机基于离轨控制参数对火箭末子级进行离轨控制，由于离轨控制参数是根据火箭末子级的飞行状态参数计算的，该计算由地面测控站完成，减少了箭载计算机的计算资源占用量，使得箭载计算机可以专注于运载火箭末子级的导航制导和姿态控制，提高了箭载计算机的可靠性和实时性，同时，所得到的离轨控制参数准确度高，可以避免因火箭飞行中的偏差造成的不完全离轨以及推进剂的不完全消耗，提高了运载火箭末子级离轨的准确性和稳定性。

基于上述实施例，步骤120包括：

基于飞行状态参数，生成状态遥测帧；

将状态遥测帧发送至地面测控站；

其中，状态遥测帧包括遥测帧头、遥测帧数据长度、遥测帧内容和遥测帧校验序列；遥测帧内容包括火箭末子级的飞行时刻、位置矢量、速度矢量和剩余燃料质量。

具体地，火箭末子级离轨控制装置可以采用帧报文方式，将飞行状态参数发送至地面测控站。

可以根据飞行状态参数生成状态遥测帧。状态遥测帧的帧格式包括遥测帧头、遥测帧数据长度、遥测帧内容和遥测帧校验序列。遥测帧头用于包含帧报文的发送地址信息、同步信息等。遥测帧数据长度用于指示帧报文所包含的数据量。遥测帧校验序列用于包含帧报文的差错控制信息。遥测帧内容包括火箭末子级的飞行时刻、位置矢量、速度矢量和剩余燃料质量。由于火箭末子级的轨道半长轴可以通过位置矢量和速度矢量计算得到，因此，遥测帧内容还包括火箭末子级的轨道半长轴。

火箭末子级离轨控制装置可以按照一定的时间间隔向地面测控站发送状态遥测帧。例如，当火箭末子级准备离轨时，飞行至地面测控站的测控范围之内时，可以根据设定的时间间隔，发送状态遥测帧，使得地面测控站可以获取火箭末子级的实时飞行状态。

基于上述任一实施例，将状态遥测帧发送至地面测控站，包括：

将状态遥测帧发送至遥测发射机，以使遥测发射机将状态遥测帧调制为第一无线信号，并基于发射天线发送至地面测控站。

具体地，火箭末子级离轨控制装置将状态遥测帧发送至遥测发射机，由遥测发射机对状态遥测帧进行调制，生成第一无线信号，通过发射天线传输至地面测控站。

基于上述任一实施例，步骤130包括：

基于接收天线接收地面测控站发送的第二无线信号；

基于遥控接收机对第二无线信号进行解调，得到包含离轨控制参数的离轨遥控帧。

具体地，地面测控站可以采用帧报文方式，将离轨控制参数发送至火箭末子级离轨控制装置。

地面测控站将包含离轨控制参数的离轨遥控帧进行调制，得到第二无线信号。在火箭末子级飞行至地面测控站的测控范围之内的时候，向火箭末子级发送第二无线信号。

火箭末子级的接收天线获取第二无线信号，并由遥控接收机对其进行解调，得到包含离轨控制参数的离轨遥控帧。

基于上述任一实施例，离轨遥控帧包括遥控帧头、遥控帧数据长度、遥控帧内容和遥控帧校验序列；遥控帧内容包括离轨时刻和离轨飞行攻角。

具体地，离轨遥控帧包括遥控帧头、遥控帧数据长度、遥控帧内容和遥控帧校验序列。遥控帧头用于包含帧报文的发送地址信息、同步信息等。遥控帧数据长度用于指示帧报文所包含的数据量。遥控帧校验序列用于包含帧报文的差错控制信息。遥控帧内容包括离轨时刻和离轨飞行攻角。离轨时刻为火箭末子级开始进行离轨控制的时刻。离轨飞行攻角为火箭末子级开始进行离轨控制时需要调整的姿态角。

基于上述任一实施例，步骤140之后包括：

接收箭载计算机发送的离轨确认信息；

将离轨确认信息发送至地面测控站。

具体地，为了确定火箭末子级能够获取离轨控制参数，地面测控站会向火箭末子级多次发送离轨控制参数。火箭末子级离轨控制装置还用于接收箭载计算机发送的离轨确认信息，并将离轨确认信息发送至地面测控站，使得地面测控站能够确认火箭末子级能够在设定的离轨时刻开始离轨控制。

基于上述任一实施例，图2为本发明提供的火箭末子级离轨控制装置的结构示意图，如图2所示，火箭末子级离轨控制装置200包括：

第一接收单元210，用于接收箭载计算机发送的火箭末子级的飞行状态参数；

第一发送单元220，用于将飞行状态参数发送至地面测控站，以使地面测控站基于飞行状态参数确定火箭末子级的离轨控制参数；

第二接收单元230，用于接收地面测控站发送的离轨控制参数；

第二发送单元240，用于将离轨控制参数发送至箭载计算机，以使箭载计算机基于离轨控制参数对火箭末子级进行离轨控制。

本发明实施例提供的火箭末子级离轨控制装置，接收箭载计算机发送的火箭末子级的飞行状态参数，将飞行状态参数发送至地面测控站，以使地面测控站基于飞行状态参数确定火箭末子级的离轨控制参数，接收地面测控站发送的离轨控制参数，将离轨控制参数发送至箭载计算机，以使箭载计算机基于离轨控制参数对火箭末子级进行离轨控制，由于离轨控制参数是根据火箭末子级的飞行状态参数计算的，该计算由地面测控站完成，减少了箭载计算机的计算资源占用量，使得箭载计算机可以专注于运载火箭末子级的导航制导和姿态控制，提高了箭载计算机的可靠性和实时性，同时，所得到的离轨控制参数准确度高，可以避免因火箭飞行中的偏差造成的不完全离轨以及推进剂的不完全消耗，提高了运载火箭末子级离轨的准确性和稳定性。

基于上述任一实施例，图3为本发明提供的火箭的结构示意图，如图3所示，该火箭300包括末子级310，末子级310上设置有火箭末子级离轨控制装置200、箭载计算机320、遥测发射机321和遥控接收机331；遥测发射机321与发射天线322连接。遥控接收机331与接收天线332连接。

遥测发射机321，与火箭末子级离轨控制装置200连接，用于向地面测控站发送火箭末子级的飞行状态参数；

遥控接收机331，与火箭末子级离轨控制装置200连接，用于接收地面测控站发送的火箭末子级的离轨控制参数；

箭载计算机320，与火箭的末子级的姿轨控设备连接，用于基于姿轨控设备的运行参数生成飞行状态参数，以及基于离轨控制参数生成姿轨控设备的控制参数。

具体地，该火箭执行末子级离轨控制的步骤包括：

步骤一、火箭末子级执行完在轨任务后，启动离轨控制，由箭载计算机发送飞行状态参数到火箭末子级离轨控制装置。火箭末子级配置有火箭末子级离轨控制装置、遥测发射机、发射天线、遥控接收机、接收天线及其他搭载系统。

步骤二、通过遥测发射机发送末子级当前位置矢量、速度矢量轨道长半轴及剩余燃料质量等数据。末子级准备离轨，火箭末子级离轨控制装置通过接口协议接收箭载计算机相关数据。火箭末子级离轨控制装置把当前相关数据发送给遥测发射机。遥测发射机将数据调制成第一无线信号发送给发射天线。发射天线将第一无线信号发送出去。

遥测帧格式为：帧头+数据长度+当前时间+位置矢量+速度矢量+ 轨道长半轴+剩余燃料质量+校验。

步骤三、地面测控站接收末子级下发的数据，根据末子级在轨任务，制定主动离轨策略。末子级准备离轨，飞行至地面站测控范围之内。地面测控站接收末子级发射天线下发数据。地面测控站将第一无线信号解调，获得末子级位置矢量、速度矢量、轨道长半轴及剩余燃料质量等数据。

步骤四、地面测控站上传离轨参数。地面人员数据分析，制定离轨数据。在末子级过境地面站时，将离轨数据发送给地面测控站发射机，由地面测控站发射机将数据调制成第二无线信号发射。

遥控帧格式为：帧头+数据长度+离轨时间+离轨飞行攻角+校验。

步骤五、末子级接收到离轨参数，切换到地面控制执行离轨。末子级过境时接收天线接收到地面发射的离轨数据信号。末子级遥控接收机将第二无线信号解调发送给火箭末子级离轨控制装置。火箭末子级离轨控制装置将离轨数据发送给箭载计算机。到达设计离轨时间，箭载计算机控制末子级主动离轨。

基于上述任一实施例，图4为本发明提供的电子设备的结构示意图，如图4所示，该电子设备可以包括：处理器（Processor）410、通信接口（Communications Interface）420、存储器（Memory）430和通信总线（Communications Bus）440，其中，处理器410，通信接口420，存储器430通过通信总线440完成相互间的通信。处理器410可以调用存储器430中的逻辑命令，以执行如下方法：

接收箭载计算机发送的火箭末子级的飞行状态参数；将飞行状态参数发送至地面测控站，以使地面测控站基于飞行状态参数确定火箭末子级的离轨控制参数；接收地面测控站发送的离轨控制参数；将离轨控制参数发送至箭载计算机，以使箭载计算机基于离轨控制参数对火箭末子级进行离轨控制。

此外，上述的存储器430中的逻辑命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，包括若干命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、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。

本发明实施例提供的电子设备中的处理器可以调用存储器中的逻辑指令，实现上述方法，其具体的实施方式与前述方法实施方式一致，且可以达到相同的有益效果，此处不再赘述。

本发明实施例还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方法，例如包括：

接收箭载计算机发送的火箭末子级的飞行状态参数；将飞行状态参数发送至地面测控站，以使地面测控站基于飞行状态参数确定火箭末子级的离轨控制参数；接收地面测控站发送的离轨控制参数；将离轨控制参数发送至箭载计算机，以使箭载计算机基于离轨控制参数对火箭末子级进行离轨控制。

本发明实施例提供的非暂态计算机可读存储介质上存储的计算机程序被执行时，实现上述方法，其具体的实施方式与前述方法实施方式一致，且可以达到相同的有益效果，此处不再赘述。

以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，其中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，包括若干命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所述的方法。

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。