一种固体火箭的点火方法及装置制造方法及图纸

本发明专利技术涉及固体运载火箭技术领域，尤其涉及一种固体火箭的点火方法，该方法包括：获取固体火箭的转移轨道的远地点的实际地心矢径，以及所述固体火箭的目标轨道的目标地心矢径；若所述实际地心矢径不大于所述目标地心矢径，则根据所述转移轨道的轨道参数，得到所述固体火箭的实际剩余滑行时间；根据所述实际剩余滑行时间，控制所述固体火箭点火。该方法提高了固体火箭的点火效率和点火时刻的精度，在确保固体火箭的最优点火时刻的前提下，降低了运用在实际固体火箭控制系统的难度，同时提高了固体火箭点火的可靠性。体火箭点火的可靠性。体火箭点火的可靠性。

【技术实现步骤摘要】
一种固体火箭的点火方法及装置


[0001]本专利技术涉及固体运载火箭
，尤其涉及一种固体火箭的点火方法及装置。

技术介绍

[0002]在现有方案中，固体火箭从转移轨道进入目标轨道的最优点火时刻是，需要通过复杂的迭代算法确定的。然而，迭代算法计算点火时刻的过程中可能会出现不收敛的情况，导致固体火箭的点火效率低。

技术实现思路

[0003]本申请实施例通过提供一种固体火箭的点火方法及装置，解决了现有技术中固体火箭的点火效率低的技术问题，实现了提高固体火箭的点火效率和点火时刻的精度，在确保固体火箭的最优点火时刻的前提下，降低运用在实际固体火箭控制系统的难度，同时提高固体火箭点火的可靠性的技术效果。
[0004]第一方面，本专利技术实施例提供一种固体火箭的点火方法，包括：
[0005]获取固体火箭的转移轨道的远地点的实际地心矢径，以及所述固体火箭的目标轨道的目标地心矢径；
[0006]若所述实际地心矢径不大于所述目标地心矢径，则根据所述转移轨道的轨道参数，得到所述固体火箭的实际剩余滑行时间；
[0007]根据所述实际剩余滑行时间，控制所述固体火箭点火。
[0008]优选的，所述获取固体火箭的转移轨道的远地点的实际地心矢径，包括：
[0009]若所述轨道参数包括所述转移轨道在地心惯性坐标系下的半长轴和偏心率，则根据所述半长轴和所述偏心率，得到所述实际地心矢径。
[0010]优选的，所述根据所述转移轨道的轨道参数，得到所述固体火箭的实际剩余滑行时间，包括：
[0011]若所述轨道参数包括所述转移轨道在所述地心惯性坐标系下的所述半长轴和起始平近点角，则根据所述半长轴和所述起始平近点角，得到第一运行时间，并且根据所述半长轴，得到所述转移轨道的轨道周期，其中，所述起始平近点角为所述固体火箭进入所述转移轨道的起始点时的平近点角，所述第一运行时间为所述转移轨道的近地点至所述起始点的时间；
[0012]根据所述第一运行时间和所述轨道周期，得到所述实际剩余滑行时间。
[0013]优选的，在获取固体火箭的转移轨道的远地点的实际地心矢径，以及所述固体火箭的目标轨道的目标地心矢径之后，还包括：
[0014]若所述实际地心矢径大于所述目标地心矢径，则根据所述目标地心矢径，得到所述固体火箭的目标剩余滑行时间，并根据所述目标剩余滑行时间，控制所述固体火箭点火。
[0015]优选的，所述根据所述目标地心矢径，得到所述固体火箭的目标剩余滑行时间，包括：
[0016]若所述轨道参数包括所述半长轴和所述偏心率，则根据所述目标地心矢径和所述偏心率，得到目标平近点角；
[0017]根据所述半长轴和所述目标平近点角，得到第二运行时间，其中，所述第二运行时间为所述固体火箭从所述转移轨道的近地点运行至所述转移轨道的终点的运行时间；
[0018]根据所述第一运行时间和所述第二运行时间，得到所述目标剩余滑行时间。
[0019]优选的，所述根据所述目标地心矢径和所述偏心率，得到目标平近点角，包括：
[0020]根据所述目标地心矢径、所述半长轴和所述偏心率，得到所述转移轨道的偏近点角；
[0021]根据所述偏近点角和所述偏心率，得到所述目标平近点角，其中，所述目标平近点角为所述偏近点角对应的平近点角。
[0022]基于同一专利技术构思，第二方面，本专利技术还提供一种固体火箭的点火装置，包括：
[0023]获取模块，用于获取固体火箭的转移轨道的远地点的实际地心矢径，以及所述固体火箭的目标轨道的目标地心矢径；
[0024]判断模块，用于若所述实际地心矢径不大于所述目标地心矢径，则根据所述转移轨道的轨道参数，得到所述固体火箭的实际剩余滑行时间；
[0025]点火模块，用于根据所述实际剩余滑行时间，控制所述固体火箭点火。
[0026]优选的，获取模块，还用于：
[0027]若所述轨道参数包括所述转移轨道在地心惯性坐标系下的半长轴和偏心率，则根据所述半长轴和所述偏心率，得到所述实际地心矢径。
[0028]基于同一专利技术构思，第三方面，本专利技术提供一种火箭计算机设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在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固体火箭的点火方法的步骤。
[0029]基于同一专利技术构思，第四方面，本专利技术提供一种可读存储介质，所述可读存储介质上存储有计算机程序，该程序被处理器执行时实现固体火箭的点火方法的步骤。
[0030]本专利技术实施例中的一个或多个技术方案，至少具有如下技术效果或优点：
[0031]在本专利技术实施例中，在获取固体火箭的转移轨道的远地点的实际地心矢径，以及固体火箭的目标轨道的目标地心矢径后，将实际地心矢径和目标地心矢径进行判断，若实际地心矢径不大于目标地心矢径，则根据转移轨道的轨道参数，得到固体火箭的实际剩余滑行时间。这里，在实际地心矢径不大于目标地心矢径的情形下，根据转移轨道的轨道参数确定出实际剩余滑行时间，该实际剩余滑行时间为最优的点火时刻，实现了快速且精准地得出实际剩余滑行时间，以提高固体火箭的点火效率和点火时刻的精度。再根据实际剩余滑行时间，控制固体火箭点火，以在确保固体火箭的最优点火时刻的前提下，降低运用在实际固体火箭控制系统的难度，同时提高固体火箭点火的可靠性。
附图说明
[0032]通过阅读下文优选实施方式的详细描述，各种其他的优点和益处对于本领域普通技术人员将变得清楚明了。附图仅用于示出优选实施方式的目的，而并不认为是对本专利技术的限制。而且在整个附图中，用相同的参考图形表示相同的部件。在附图中：
[0033]图1示出了本专利技术实施例中的固体火箭的点火方法的步骤流程示意图；
[0034]图2示出了本专利技术实施例中的固体火箭的点火装置的模块示意图。
具体实施方式
[0035]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。
[0036]实施例一
[0037]本专利技术第一实施例提供了一种固体火箭的点火方法，如图1所示，包括：
[0038]S101，获取固体火箭的转移轨道的远地点的实际地心矢径，以及固体火箭的目标轨道的目标地心矢径；
[0039]S102，若实际地心矢径不大于目标地心矢径，则根据转移轨道的轨道参数，得到固体火箭的实际剩余滑行时间；
[0040]S103，根据实际剩余滑行时间，控制固体火箭点火。
[0041]在本实施例中，在获取固体火箭的转移轨道的远地点的实际地心矢径，以及固体火箭的目标轨道的目标地心矢径后，将实际地心矢径和目标地心矢径进行判断，若实际地心矢径不大于目标地心矢径，则根据转移轨道的轨道参数，得到固体火箭的实际剩余滑行时间。这里，在实本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种固体火箭的点火方法，其特征在于，包括：获取固体火箭的转移轨道的远地点的实际地心矢径，以及所述固体火箭的目标轨道的目标地心矢径；若所述实际地心矢径不大于所述目标地心矢径，则根据所述转移轨道的轨道参数，得到所述固体火箭的实际剩余滑行时间；根据所述实际剩余滑行时间，控制所述固体火箭点火。2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述获取固体火箭的转移轨道的远地点的实际地心矢径，包括：若所述轨道参数包括所述转移轨道在地心惯性坐标系下的半长轴和偏心率，则根据所述半长轴和所述偏心率，得到所述实际地心矢径。3.如权利要求2所述的方法，其特征在于，所述根据所述转移轨道的轨道参数，得到所述固体火箭的实际剩余滑行时间，包括：若所述轨道参数包括所述转移轨道在所述地心惯性坐标系下的所述半长轴和起始平近点角，则根据所述半长轴和所述起始平近点角，得到第一运行时间，并且根据所述半长轴，得到所述转移轨道的轨道周期，其中，所述起始平近点角为所述固体火箭进入所述转移轨道的起始点时的平近点角，所述第一运行时间为所述转移轨道的近地点至所述起始点的时间；根据所述第一运行时间和所述轨道周期，得到所述实际剩余滑行时间。4.如权利要求2所述的方法，其特征在于，在获取固体火箭的转移轨道的远地点的实际地心矢径，以及所述固体火箭的目标轨道的目标地心矢径之后，还包括：若所述实际地心矢径大于所述目标地心矢径，则根据所述目标地心矢径，得到所述固体火箭的目标剩余滑行时间，并根据所述目标剩余滑行时间，控制所述固体火箭点火。5.如权利要求4所述的方法，其特征在于，所述根据所述目标地心矢径，得到所述固体火箭的目标剩余滑行时间，包括：若所述轨道参数包括所述半长轴和所述偏心率，则根据所述...

【专利技术属性】
技术研发人员：左湛，周鑫，刘克龙，王志军，岳小飞，黄晓平，黎桪，唐梦莹，李晓苏，周一凡，刘欣，鲁炎明，
申请(专利权)人：航天科工火箭技术有限公司，
类型：发明
国别省市：