运载火箭奔火发射多轨道设计方法及奔火发射控制方法

技术领域

本发明属于运载火箭总体设计和发射任务规划领域，涉及运载火箭奔火发射多轨道设计方法及奔火发射控制方法。

背景技术

地球与火星均为太阳的卫星，均一边自传一边围绕太阳公转。在太空中，地球与火星的相对位置时刻在发生变化。从地球上发射运载工具向火星发射探测器（以下称奔火发射），进行火星深空探测的机会平均每26个月仅有一次。

为实现在地球上的滨海发射场复杂的气象环境条件中，可靠地发射大型液体低温运载火箭（以下称运载火箭），并在器箭分离后，使得探测器精准地进入火星轨道入口（以下称入轨），需要采用多个发射日、每个发射日分布多条窄窗口这一多轨道奔火发射控制方案。

随着发射日数量的增加、发射轨道数量的增加，在进行多轨道发射方案设计时，如果采用基础级变射向、变滑行时间的多轨道奔火发射方案，针对器箭分离点参数迭代拼接需要大规模的运算量，复杂度高，不但影响发射方案的设计效率，也不利于提升发射的可靠性。并且对火箭控制系统参数设计、航落区安全、上升段（包括发射之后到入轨之前的全部飞行段）测控覆盖等均带来了新的、更大的挑战。因此，急需复杂度更低、可靠性更高的奔火发射轨道（也即运载火箭的飞行轨道）设计方法，以实现更大概率地完成奔火发射任务。

发明内容

针对以上问题，本发明提供运载火箭奔火发射多轨道设计方法及奔火发射控制方法，以解决现有技术中多轨道设计方法的复杂度高、发射可靠性偏低等问题中的一个或多个。

第一方面，本发明提供一种运载火箭奔火发射多轨道设计方法，包括：获取奔火发射任务指定的P个火星轨道入口的任务数据，其中，每一个火星轨道入口的任务数据包括探测器位于火星轨道入口的发射窗口，P为大于2的自然数；采用迭代优化方法，设计由所述运载火箭运载所述探测器飞行的P个奔火发射轨道，其中，所述P个奔火发射轨道的目标点一一对应所述P个火星轨道入口；在所述运载火箭受控地按照所述P个奔火发射轨道中的任一个飞行时，所述运载火箭将所述探测器运载至该奔火发射轨道对应的火星轨道入口。

在一些实施例中，每个奔火发射轨道包括基于摄动制导的基础级飞行段轨道和基于迭代制导的入轨级飞行段轨道；所述P个奔火发射轨道各自的基础级飞行段轨道共用同一条标称轨道；所述P个奔火发射轨道各自的入轨级飞行段轨道的目标点一一对应所述P个火星轨道入口；所述标称轨道的滑行末点为P个入轨级飞行段轨道各自的启控点。

在一些实施例中，所述采用迭代优化方法，设计由所述运载火箭运载所述探测器飞行的P个奔火发射轨道，包括：

在每一轮次迭代时，

根据前一轮次结束时生成的射向与滑行时间，基于摄动制导生成当前轮次的P个基础级飞行段轨道共用的标称轨道；

根据当前轮次的标称轨道的滑行末点、所述P个火星轨道入口的任务数据，基于迭代制导设计当前轮次的满足多轨道奔火适应性约束的P个目标诸元及模型参数、当前轮次的P个入轨级飞行段轨道；

根据当前轮次的标称轨道、当前轮次的P个入轨级飞行段轨道，确定所述运载火箭受控地按照当前轮次的P个奔火发射轨道中的每一个飞行时，分别对应的入轨概率、入轨精度和运载能力；

在判断所述运载火箭按照当前轮次的P个奔火发射轨道中的每一个飞行时，对应的入轨概率、入轨精度和运载能力都满足预设的应用需求时，确定当前轮次的P个奔火发射轨道为设计得到的所述P个奔火发射轨道，确定所述前一轮次结束时生成的射向与滑行时间为设计得到的射向与滑行时间，及结束迭代优化；

在判断所述运载火箭按照当前轮次的P个奔火发射轨道中的任一个飞行时，对应的入轨概率、入轨精度和运载能力不满足预设的应用需求时，生成用于下一轮次迭代时的射向与滑行时间，及结束当前轮次的迭代，开始下一轮次迭代。

在一些实施例中，还包括：

根据设计得到的所述P个奔火发射轨道、所述设计得到的射向与滑行时间，

生成所述P个奔火发射轨道各自的基础级飞行段轨道共用的以下多项参数：

理论飞行时序、控制系统参数、飞行程序角，子级重残骸理论预示落点及落区范围，安全管道及对应的航区安全实施细则，测控船、站的理论测量仰角、方位角曲线。

在一些实施例中，所述运载火箭为大型低温液体运载火箭，其动力装置包括：使用液体燃料的助推器、使用液体燃料的芯一级发动机、使用液体燃料的芯二级发动机。

在一些实施例中，设计得到的所述P个奔火发射轨道的共用的标称轨道对应的理论飞行时序，包括：

芯一级发动机与助推器点火，以使得以所述探测器为载荷的所述运载火箭起飞；

助推飞行段，在确定达到预设的助推器射程时，助推器关机并分离；

芯一级独立飞行段，在确定达到预设的芯一级射程时，芯一级发动机关机并分离；

二级一次飞行段，在确定达到预设的绝对速度时，芯二级发动机关机；

二级滑行段，在停泊轨道滑行，在相对起飞时刻定时结束时，结束滑行。

在一些实施例中，每一个入轨级飞行段轨道的飞行时序，包括：

二级二次飞行段，在到达逃逸速度时，芯二级发动机关机；

所述探测器与所述运载火箭分离。

第二方面，本发明提供一种运载火箭多轨道奔火发射控制方法，包括：

根据获取的奔火发射任务指定的探测器位于火星轨道入口的P个发射窗口，根据第一方面说明的任一项所述的方法设计对应的P个奔火发射轨道，其中，P为大于2的自然数；

将设计得到的所述P个奔火发射轨道的共用的标称轨道对应的理论飞行时序、控制系统参数、飞行程序角，设计得到的所述P个奔火发射轨道的各自的入轨级飞行段轨道共用的模型参数，装载至箭上计算机内；

依据接收到的世界协调时间，获取与所述世界协调时间对应的奔火发射轨道的入轨级飞行段轨道对应的目标诸元，并将所述目标诸元装载至箭上计算机；

响应于接收到的火箭点火指令，控制所述运载火箭的芯一级发动机与助推器点火；

基于摄动制导，根据所述理论飞行时序、控制系统参数、飞行程序角，控制所述运载火箭跟随所述标称轨道飞行，并到达滑行末点；

基于迭代制导，使用所述目标诸元、所述模型参数，控制所述运载火箭将所述探测器运载至与所述目标诸元对应的火星轨道入口。

在一些实施例中，还包括：在所述P个发射窗口，

在所述标称轨道对应的子级重残骸理论预示落点及落区范围，监控各子级重残骸；

根据航区安全实施细则、所述标称轨道对应的安全管道，实施航区安全细则；及

根据所述标称轨道对应的理论测量仰角、方位角曲线，测控所述运载火箭飞行的奔火发射轨道。

在一些实施例中，所述P个发射窗口分布在连续的M个地球日；

在每一个地球日，分布有N个发射窗口，每个所述发射窗口持续T分钟，其中，M、N和T分别为大于2的自然数。

本发明提供的运载火箭奔火发射多轨道设计方法，将奔火发射轨道划分为基于摄动制导的基础级飞行段和基于迭代制导的入轨级飞行段，通过固定的射向、固定的滑行时间，实现多个奔火发射轨道各自的基础级飞行段的理论轨道、理论飞行时序、各飞行程序角、控制系统参数（包括关机方程系数、导引常系数、导引变系数标准值、导引放大系数等）统一为一套参数，也即多个奔火发射轨道各自的基础级飞行段共用相同的一套测发控参数，还实现了多个奔火发射轨道的入轨级飞行段的模型参数统一为一套，也即多个奔火发射轨道各自的入轨级飞行段共用相同的一套迭代制导的模型参数，在火箭的入轨概率、入轨精度和运载能满足要求的条件下，通过装订和切换各入轨级飞行段对应的目标诸元，分别实现针对分布在连续的地球日内的多个发射窗口的覆盖，实现了探测器高精度、高可靠的入轨要求。

本发明提供的运载火箭多轨道奔火发射控制方法，将多个奔火发射轨道的基础级飞行段共用的测发控参数、多个奔火发射轨道的入轨级飞行段共用的模型参数装载在箭上计算机内，根据接收到的世界协调时间，获取对应的奔火发射轨道的入轨级飞行段轨道对应的目标诸元，并将所述目标诸元装载至箭上计算机；响应于接收到的火箭点火指令，基于摄动制导，控制所述运载火箭跟随所述标称轨道飞行，并到达滑行末点；基于迭代制导，使用所述目标诸元、所述模型参数，控制所述运载火箭将所述探测器运载至与所述目标诸元对应的火星轨道入口，实现了探测器高精度、高可靠的入轨要求。

附图说明

图1为本发明实施例的运载火箭奔火发射多轨道设计方法的流程示意图；

图2为本发明实施例的运载火箭多轨道奔火发射控制方法的流程示意图；

图3为本发明实施例的运载火箭奔火发射多轨道设计方法的多条奔火发射轨道的示意图；

图4为本发明实施例的运载火箭奔火发射多轨道设计方法的确定的飞行时序的示意图；

图5为本发明实施例的运载火箭多轨道奔火发射控制方法实现的飞行时序的示意图；

图6为本发明实施例的运载火箭奔火发射多轨道设计方法或运载火箭多轨道奔火发射控制方法实现的流程示意图。

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。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。另外，本申请提供的各个实施例或单个实施例中的技术特征可以相互任意结合，以形成可行的技术方案，这种结合不受步骤先后次序和/或结构组成模式的约束，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时，应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。

为了准确地对本申请中的技术内容进行叙述，以及为了准确地理解本申请，在对具体实施方式进行说明之前先对本说明书中所使用的术语给出如下的解释说明或定义。

火星是离太阳第四近的行星，与地球邻近且环境最为相似，是人类走出地月系统开展深空探测的首选目标。火星直径约为地球直径的一半，火星的自转轴倾角和自转周期与地球相近，但其围绕太阳公转的周期是地球围绕太阳公转的周期的两倍。

第一宇宙速度是航天器围绕地球做圆周运动（绕着地球公转）时的速度，又被称为环绕速度。当航天器的速度达到第二宇宙速度时，就可以完全摆脱地球引力，去往太阳系内的其他行星或者小行星，因此，第二宇宙速度又被称为“逃逸速度”。

由于地球和火星的相对位置在不断变化，发射火星探测器相当于打“移动靶”，为了让探测器更加精确地入轨，将奔火发射方案确定为精细化的“窄窗口多轨道”设计，对应有数十条奔火发射轨道。这些分布在数十个地球日内的数十个奔火发射轨道，不仅为使得轨道设计任务异常复杂，也使得对应的测发控任务和各类地面保障任务异常复杂。

为提供更多发射机会，一般采用两种解决方案：a) 上面级多次启动、长时间滑行调相；b）基础级变射向、变滑行时间。受限于低温液体运载火箭的上面级模块，如芯二级发动机的启动次数和滑行能力，目前通常采用基础级变射向、变滑行时间的多轨道奔火方案。基础级变射向、变滑行时间多轨道方案虽然解决了大型低温运载火箭深空探测任务中“零窗口”的发射难题，可以拓展深空探测任务发射窗口的数量，但对火箭控制系统参数设计、航落区安全、上升段测控覆盖等带来了新的、更大的挑战。

这是因为，基础级变射向、变滑行时间的多轨道方案对应着与探测器的轨道入口数量相同，也即与发射窗口数量相同的奔火发射轨道，而每一条奔火发射轨道分别对应一组子级残骸落区、一个安全管道、一套测发控参数。在进行多轨道发射方案设计时，器箭分离点参数迭代拼接需要大规模的运算量，不但影响发射方案的设计效率，也不利于提升发射可靠性。

这是因为，采用全箭摄动制导控制控制方案时，为实现多轨道奔火发射，必须逐一进行飞行程序、控制参数设计；方案设计阶段，探测器、运载火箭和测控系统需要以器箭分离点为界面，逐一对每一组具体发射轨道进行迭代设计，直至满足工程收敛准则。首次火星探测工程需要进行连续14天、每天3条奔火发射轨道设计，飞行诸元总规模达到42套，传统的设计模式难以满足工程应用需求。

综上，轨道发射方案设计牵一发而动全局，大规模器箭分离点参数迭代拼接影响设计效率，不利于提升发射可靠性。另外，分布在数十个地球日内的数十个奔火发射轨道，对子级残骸落区安全、航区安控、发射段测控覆盖、控制系统参数设计等带来了一系列更为艰巨的挑战。基础级变射向、变滑行时间多轨道奔火发射方案的工程可实施性极低，将影响深空探测任务按时、可靠地实施。

目前，大型低温液体运载火箭的动力装置包括：使用液体燃料的助推器、使用液体燃料的芯一级发动机、使用液体燃料的芯二级发动机。运载火箭还包括用于保护作为载荷的探测器的整流罩。以上助推器、整流罩、芯一级发动机，在与火箭分离后，再入大气层时，急速摩擦升温后爆炸，以下称子级残骸。这些子级残骸抛落在预设的海域，以下称航落区。

本发明实施例提供针对前述大型低温液体运载火箭奔火发射多轨道设计方法，固定射向、固定滑行时间，将所有奔火发射轨道的基础级飞行段的理论轨道（也即前述的标称轨道）、飞行程序角，航落区范围，安全管道，控制参数（包括关机方程系数、标准关机量、导引常系数、导引变系数标准值、导引限幅及放大系数等）统一地设计为一套测发控参数，将所有奔火发射轨道的入轨级飞行段轨道等效为多目标迭代制导控制，用多目标迭代制导适应性分析替代前述的器箭分离点参数迭代拼接，针对入轨级飞行段，灵活装订和切换目标诸元，实现发射窗口覆盖，最终实现高精度、高可靠地奔火发射。

如图1所示，本发明实施例的一种运载火箭奔火发射多轨道设计方法，包括以下步骤：

S101：获取奔火发射任务指定的P个火星轨道入口的任务数据，其中，每一个火星轨道入口的任务数据包括探测器位于火星轨道入口的发射窗口，P为大于2的自然数；

S102：采用迭代优化方法，设计由所述运载火箭运载所述探测器飞行的P个奔火发射轨道，其中，所述P个奔火发射轨道的目标点一一对应所述P个火星轨道入口；

在所述运载火箭受控地按照所述P个奔火发射轨道中的任一个飞行时，所述运载火箭将所述探测器运载至该奔火发射轨道对应的火星轨道入口。

以上步骤S101中，每一个火星轨道入口对应着一个地球日内的一个发射窗口。参照前述说明，连续的多个地球日中的每一个地球日，为一个发射日，也即为一个宽窗口。每一个地球日内的一个发射窗口，为一个窄窗口。例如，某次奔火发射任务中，窄窗口的持续时间为10分钟，窗口前沿为窄窗口的打开时间，也即，窄窗口的起始时刻；窗口前沿为窄窗口的关闭时间，也即，窄窗口的结束时刻；每一个地球日内有3个时间上连续的窄窗口。

以上步骤S101中，每一个火星轨道入口的任务数据包括探测器位于火星轨道入口的发射窗口、探测器位于火星轨道入口的位置、速度、姿态等。这时因为，为实现探测器顺利入轨，探测器由运载火箭在不同的火星轨道入口的发射窗口发射并运载时，探测器到达不同的火星轨道入口，这时，探测器的的位置、速度、姿态各不相同。也即，与不同的发射窗口对应的火星轨道各不相同。

以上，步骤S102中，在所述运载火箭受控地按照所述P个奔火发射轨道中的任一个飞行时，所述运载火箭都可以将所述探测器运载至该奔火发射轨道对应的火星轨道入口。但是，尽管设计得到由所述运载火箭运载所述探测器飞行的P个奔火发射轨道，并且每一个奔火发射轨道的目标点对应着一个火星轨道入口，但在具体地实施奔火发射任务时，会根据发射场的综合发射条件，实际执行P个奔火发射轨道中的一个来实施奔火发射。

在一些实施例中，如图3所示，每个奔火发射轨道包括基于摄动制导的基础级飞行段轨道和基于迭代制导的入轨级飞行段轨道；所述P个奔火发射轨道各自的基础级飞行段轨道共用同一条标称轨道，如图中粗实线OF所示，其中O表示发射场；所述P个奔火发射轨道各自的入轨级飞行段轨道(如图中细实线FG

通常，标称轨道可以采用多种方法来描述，如轨道上每一位置点在空间内的位置的三维坐标；轨道上每一位置点对应的控制程序角。如图3所示，标称轨道采用高度和航程来大致展示。标称轨道用于摄动制导，因此不是必须与发射窗口，也即时间相关联。

如此，利用摄动制导时火箭的飞行轨迹可以以较高精度跟踪标称轨道，实现实际飞行轨迹与标称轨道的偏差较小，实现各子级重残骸的落点精度，便于实施航落区管理。以及利用迭代制导基于最优控制问题的解析解，在真空飞行段有较高的精度，根据预先确定的高精度的制导律解析结果，也即下述的模型参数，可以将探测器高精度地送入火星轨道。

如此，发挥箭上控制系统（设置在下述的箭上计算机内）的控制能力，采用迭代知道替代摄动制导时所需要的大规模器箭分离点参数拼接，有利于提升多轨道奔火发射方案的设计效率。

如此，用一条理论轨道，也即前述的标称轨道及下述说明的统一的一套控制参数，也即测法空参数，适应所有奔火发射轨道在基础级飞行段的飞行控制需求，统一解决了多轨道奔火发射任务在箭下点的横、纵向散布引起的子级（包括前述的助推器、整流罩、芯一级发动机）残骸落区安全、航区安全管控、上升段测控覆盖问题。

在一些实施例中，如图6所示，所述采用迭代优化方法，设计由所述运载火箭运载所述探测器飞行的P个奔火发射轨道，包括：在每一轮次迭代时，根据前一轮次结束时生成的射向与滑行时间，基于摄动制导生成当前轮次的P个基础级飞行段轨道共用的标称轨道；

根据当前轮次的标称轨道的滑行末点、所述P个火星轨道入口的任务数据，基于迭代制导设计当前轮次的满足多轨道奔火适应性约束的P个目标诸元及模型参数、当前轮次的P个入轨级飞行段轨道；

根据当前轮次的标称轨道、当前轮次的P个入轨级飞行段轨道，确定所述运载火箭受控地按照当前轮次的P个奔火发射轨道中的每一个飞行时，分别对应的入轨概率、入轨精度和运载能力；

在判断所述运载火箭按照当前轮次的P个奔火发射轨道中的每一个飞行时，对应的入轨概率、入轨精度和运载能力都满足预设的应用需求时，确定当前轮次的P个奔火发射轨道为设计得到的所述P个奔火发射轨道，确定所述前一轮次结束时生成的射向与滑行时间为设计得到的射向与滑行时间，及结束迭代优化；

在判断所述运载火箭按照当前轮次的P个奔火发射轨道中的任一个飞行时，对应的入轨概率、入轨精度和运载能力不满足预设的应用需求时，生成用于下一轮次迭代时的射向与滑行时间，及结束当前轮次的迭代，开始下一轮次迭代。

通过嵌套的2层优化，在第一层，根据当前轮次的标称轨道的滑行末点、所述P个火星轨道入口的任务数据，基于迭代制导优化设计当前轮次的满足多轨道奔火适应性约束的P个目标诸元及模型参数、当前轮次的P个入轨级飞行段轨道。在第二层，通过调整射向与滑行时间，优化设计基于摄动制导生成当前轮次的P个基础级飞行段轨道共用的标称轨道，以满足所述运载火箭按照P个奔火发射轨道中的任一个飞行时，对应的入轨概率、入轨精度和运载能力满足预设的应用需求。

如此，统一解决了变射向、变滑行时间多轨道奔火发射方案在控制系统参数设计、子级落区安全、航区安全控制和上升段测控等方面存在的问题，提高了设计效率、降低了飞行诸元复杂度，实现了大型低温运载火箭可靠发射、精准入轨。

在一些实施例中，在设计由所述运载火箭运载所述探测器飞行的P个奔火发射轨道之后，还包括：根据设计得到的所述P个奔火发射轨道、所述设计得到的射向与滑行时间，生成所述P个奔火发射轨道各自的基础级飞行段轨道共用的以下多项参数：

理论飞行时序、控制系统参数、飞行程序角，子级重残骸理论预示落点及落区范围，安全管道及对应的航区安全实施细则，测控船、站的理论测量仰角、方位角曲线。

如此，可以利用固定射向、固定滑行时间，统一所有奔火发射轨道的基础级飞行段轨道基于摄动制导时的标称弹道、飞行程序、控制参数、安全管道和航落区范围，有利于提高奔火发射任务的可靠性。

图3中还示出了助推器落点、整流罩落点、芯一级落点。根据已有的射程计算方法、助推器分离点的飞控程序角等，可以确定助推器分离之后的助推器射程以及对应的助推器落点。相似地，根据已有的射程计算方法、整流罩分离点的飞控程序角等，可以确定整流罩分离之后的整流罩射程以及对应的整流罩落点。相似地，根据已有的射程计算方法、芯一级发动机分离点的飞控程序角等，可以确定芯一级发动机分离之后的芯一级射程以及对应的芯一级落点。

在一些实施例中，如图4所示，设计得到的所述P个奔火发射轨道的共用的标称轨道对应的理论飞行时序，依次包括：芯一级发动机与助推器点火，以使得以所述探测器为载荷的所述运载火箭起飞；助推飞行段，在确定达到预设的助推器射程时，助推器关机并分离；芯一级独立飞行段，在确定达到预设的芯一级射程时，芯一级发动机关机并分离；二级一次飞行段，在确定达到预设的绝对速度（如，大于第一宇宙速度的某个数值）时，芯二级发动机关机；二级滑行段，在停泊轨道滑行，在相对起飞时刻定时结束时，结束滑行。

其中，整流罩的质量较轻，通常，在火箭离开大气层后，与某个相对起飞时刻定时结束时，整流罩分离。

以上，因为针对不同的发射窗口，P个奔火发射轨道的基础级飞行段轨道的标称轨道相同，因此，在二级滑行段的停泊轨道内滑行时，利用相对起飞时刻定时，可以补偿在前述的根据射程或根据绝对速度关机、以及发动机或助推器的推力差异而导致的时间上的累计误差，在相对起飞时刻定时结束时，结束滑行，实现滑行末点与不同的探测器位于火星轨道入口的发射窗口相匹配。

在一些实施例中，仍旧如图4所示，每一个入轨级飞行段轨道的飞行时序，包括：

二级二次飞行段，在到达逃逸速度（如，大于第二宇宙速度的某个数值））时，芯二级发动机关机；所述探测器与所述运载火箭分离。

以上，入轨级飞行段轨不严格依赖于前述的标称轨道，火箭飞行控制所需的程序角由箭上计算机根据火箭的真实飞行速度、位置和控制目标（也即，探测器位于火星轨道入口的位置、速度和姿态等，又或者目标诸元）在线地生成。在一些实施例中，为确保迭代制导控制时系统稳定性，一般以理论飞行程序角和程序角速度为基准，对迭代制导输出的程序角进行角度、角速度限幅。

如图2所示，本发明实施例的运载火箭多轨道奔火发射控制方法，包括以下步骤：

S201：根据获取的奔火发射任务指定的探测器位于火星轨道入口的P个发射窗口，根据前述说明的方法设计对应的P个奔火发射轨道，其中，P为大于2的自然数；

S202：将设计得到的所述P个奔火发射轨道的共用的标称轨道对应的理论飞行时序、控制系统参数、飞行程序角，设计得到的所述P个奔火发射轨道的各自的入轨级飞行段轨道共用的模型参数，装载至箭上计算机内；

S203：依据接收到的世界协调时间，地面测发控系统获取与所述世界协调时间对应的奔火发射轨道的入轨级飞行段轨道对应的目标诸元，并将所述目标诸元装载至箭上计算机；

S204：响应于接收到的火箭点火指令，控制所述运载火箭的芯一级发动机与助推器点火；基于摄动制导，根据所述理论飞行时序、控制系统参数、飞行程序角，控制所述运载火箭跟随所述标称轨道飞行，并到达滑行末点；基于迭代制导，使用所述目标诸元、所述模型参数，控制所述运载火箭将所述探测器运载至与所述目标诸元对应的火星轨道入口。

以上，在步骤S203中，实现了实际奔火发射轨道根据接收到的世界协调时间自动切换，有利于提高发射的可靠性。

在步骤S204中，响应于接收到的火箭点火指令，控制所述运载火箭的芯一级发动机与助推器点火；随后，在基础级飞行段，基于摄动制导，根据所述理论飞行时序、控制系统参数、飞行程序角，控制所述运载火箭跟随所述标称轨道飞行，并到达滑行末点。随后，在入轨级飞行段，基于迭代制导，使用与接收到的世界协调时间对应的所述目标诸元、所述模型参数，控制所述运载火箭将所述探测器运载至与所述目标诸元对应的火星轨道入口。

图5展示了某一个发射日对应的宽窗口内的3个窄窗口。其中，3个迭代制导目标诸元为该发射日对应的一组基于迭代制导的目标诸元。其中，目标诸元1距离宽窗口的窗口前沿最近，目标诸元2处于中间位置，目标诸元3距离宽窗口的窗口后沿最近。

参照前述步骤S203，装订和切换目标诸元时，依据接收到的世界协调时间，确定装订和切换目标诸元1、目标诸元2或目标诸元3。其中，目标诸元1对应的世界协调时间最早，目标诸元1对应的世界协调时间最晚。也即，目标诸元1、目标诸元2或目标诸元3对应的3条奔火发射轨道中，目标诸元1对应的奔火发射轨道需要最早发射，目标诸元3对应的奔火发射轨道会最晚发射。应该理解为，实际奔火发射时，只有一个与指定的发射窗口对应的目标诸元会被以迭代制导的方法实施。

如此，可以通过多组基于迭代制导的目标诸元的装订和切换，实现连续多天、每天30~50分钟的奔火发射窗口覆盖。

在一些实施例中，还包括：在所述P个发射窗口，在所述标称轨道对应的子级重残骸理论预示落点及落区范围，监控各子级重残骸；

根据航区安全实施细则、所述标称轨道对应的安全管道，实施航区安全细则；及

根据所述标称轨道对应的理论测量仰角、方位角曲线，由测控船、站测控所述运载火箭飞行的奔火发射轨道。

在一些实施例中，所述P个发射窗口分布在连续的M个地球日；在每一个地球日，分布有N个发射窗口，每个所述发射窗口持续T分钟，其中，M、N和T分别为大于2的自然数。如，14天的窗口期内包括42个发射窗口，设计有42条奔火发射轨道，每天（地球日）30分钟的发射窗口细分成3个宽度10分钟的窄窗口，分别对应3条发射轨道。

综上，本发明实施例的运载火箭奔火发射多轨道设计方法，将奔火发射轨道划分为基于摄动制导的基础级飞行段和基于迭代制导的入轨级飞行段，通过固定的射向、固定的滑行时间，实现多个奔火发射轨道各自的基础级飞行段的理论轨道、理论飞行时序、各飞行程序角、控制系统参数（包括关机方程系数、导引常系数、导引变系数标准值、导引放大系数等）统一为一套参数，也即多个奔火发射轨道各自的基础级飞行段共用相同的一套测发控参数，还实现了多个奔火发射轨道的入轨级飞行段的模型参数统一为一套，也即多个奔火发射轨道各自的入轨级飞行段共用相同的一套迭代制导的模型参数，在火箭的入轨概率、入轨精度和运载能满足要求的条件下，通过装订和切换各入轨级飞行段对应的目标诸元，分别实现针对分布在连续的地球日内的多个发射窗口的覆盖，实现了探测器高精度、高可靠的入轨要求。

本发明实施例的运载火箭多轨道奔火发射控制方法，将多个奔火发射轨道的基础级飞行段共用的测发控参数、多个奔火发射轨道的入轨级飞行段共用的模型参数装载在箭上计算机内，根据接收到的世界协调时间，获取对应的奔火发射轨道的入轨级飞行段轨道对应的目标诸元，并将所述目标诸元装载至箭上计算机；响应于接收到的火箭点火指令，基于摄动制导，控制所述运载火箭跟随所述标称轨道飞行，并到达滑行末点；基于迭代制导，使用所述目标诸元、所述模型参数，控制所述运载火箭将所述探测器运载至与所述目标诸元对应的火星轨道入口，实现了探测器高精度、高可靠的入轨要求。

在一些实施例中，运载火箭多轨道奔火发射方案实现方法可以包括以下步骤。

第一步：参考图3和图4所示，根据新一代大型低温运载火箭控制方案（也即摄动制导与迭代制导相结合），将飞行轨道划分为基础级摄动制导飞行段（对应前述的基础级飞行段轨道）和入轨级迭代制导飞行段（对应前述的入轨级飞行段轨道）。

这时，基础级飞行段包括：助推段、芯一级独立飞行段、二级一次飞行段和二级滑行段。基础级飞行段与射向、滑行时间、标称轨道、飞行程序、控制系统参数、安全管道、航落区安全、上升段测控等密切相关。

入轨级飞行段包括二级二次飞行段。该飞行段不严格依赖于标称轨道，火箭飞行控制所需程序角由箭上计算机根据真实飞行速度、位置和控制目标在线生成。

第二步：固定射向、固定滑行时间，统一所有发射轨道基础摄动制导飞行段的理论弹道，也即前述的标称轨道、飞行程序、控制参数、安全管道和航落区范围。在迭代制导飞行段，通过装订和切换3~5套等多套控制目标，实现深空探测任务发射窗口连续覆盖。

参考图3和图4所示，火箭起飞前，在约定的发射窗口范围内，地面测发控系统依据收到的世界协调时间（Coordinated Universal Time，UTC时间），每10分钟切换一组迭代制导目标即可实现火箭高精度奔火发射。由于基础级飞行段标称轨道一致，子级落区范围、安全管道、航区安控实施方案、测控布船实现与多轨道切换结果完全解耦，可以独立优化。

第三步：参考图3、图4和图5所示，设计固定射向、固定滑行时间多轨道奔火发射实现方案。为降低多目标奔火飞行控制的代价，实现精准入轨，其要点在于固定射向、固定滑行时间，减小迭代制导启控偏差。应用迭代制导技术，设计多个入轨级飞行段轨道的多目标控制的模型参数，以降低多目标奔火飞行控制的代价，实现精准入轨。这是因为，迭代制导技术具有较强的偏差适应性，天然地具备了多目标控制能力。为降低多目标奔火飞行控制的代价，实现精准入轨，其要点在于固定射向、固定滑行时间，减小迭代制导启控偏差。

第四步：参考图3、图4、图5和图6所示，对基础级飞行段射向、滑行时间进行摄动，重新进行第二步、第三步设计，并对迭代制导多目标奔火飞行控制适应性、入轨能力、入轨精度、入轨概率、航落区安全、上升段测控等指标进行合规性审查。工程约束指标合规性审查重点包括：

a) 多目标奔火飞行控制适应性分析。采用统一的一套控制参数，逐一仿真分析所有的奔火目标轨道，统计入轨级飞行时间和推进剂弹道用量变化，分别按俯仰与偏航通道开展迭代制导飞行程序包络分析。

b) 入轨能力、入轨精度和入轨概率分析。按总体偏差项要求，考虑工具误差、方法误差项，开展组合偏差蒙特卡洛打靶，统计分析确定火箭入轨概率、入轨精度和运载能力及其设计余量是否满足工程应用需求。

c) 航落区安全性分析。按总体偏差项要求，考虑工具误差、方法误差项，开展组合偏差蒙特卡洛打靶，统计子级重残骸理论预示落点散布范围，并评估落区范围设计的合理性。设计火箭安全管道，评估航区安控实施方案匹配性。

d) 上升段测控覆盖性。将火箭标称飞行轨道和飞行姿态数据提供测量系统进行复核确认，评估火箭上升段测控覆盖性。如有必要，需要对测控船位、箭上天线布局等进行必要的调整。

相比初始射向、滑行时间，若以上核心技术指标劣化，则下一步应向相反方向调整射向和滑行时间。反之，应在继续进行射向、滑行时间调整。至所有工程约束条件满足，停止摄动并输出多轨道奔火发射方案设计结果。

第五步：根据第四步迭代确定的射向、滑行时间，确定如下参数：

a) 基础级飞行段标称轨道；

b) 基础级飞行段理论飞行时序；

c) 基础级飞行段飞行程序角；

d) 基础级飞行段控制系统参数，包括各级关机方程系数、标准关机量、导引常系数、导引变系数标准值、导引限幅及放大系数；

e) 子级重残骸理论预示落点及落区范围；

f) 安全管道，火箭故障情况下横、纵向射程预示落点偏导数；

g) 上升段（包括基础级和入轨级）主要测控船、站理论测量仰角、方位角曲线；

h) 迭代制导目标诸元及相应的模型参数。

该方法统一解决了变射向、变滑行时间多轨道奔火发射方案在控制系统参数设计、子级落区安全、航区安全控制和上升段测控等方面存在的问题，提高了设计效率、降低了飞行诸元复杂度，实现了大型低温运载火箭可靠发射、精准入轨。

以上所述仅为本申请的较佳实施例，并不用以限制本申请，凡在本申请的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本申请的保护范围之内。

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申请的范围。

在本申请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。例如，以上所描述的装置实施例仅是示意性的，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，在本申请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。