一种火箭末级的留轨方法、装置及设备制造方法及图纸

本发明专利技术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；本发明专利技术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。率。率。

【技术实现步骤摘要】
一种火箭末级的留轨方法、装置及设备


[0001]本专利技术涉及航天领域，特别是指一种火箭末级的留轨方法、装置及设备。

技术介绍

[0002]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。

技术实现思路

[0003]本专利技术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。
[0004]为解决上述技术问题，本专利技术的技术方案如下：
[0005]本专利技术的实施例提出一种火箭末级的留轨方法，包括：
[0006]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；
[0007]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；
[0008]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。
[0009]可选的，所述火箭末级的留轨方法，还包括：
[0010]获取火箭末级进入预留轨道后的燃料剩余量；
[0011]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。
[0012]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：
[0013]根据所述燃料剩余量，获取火箭末级的推力调整量；
[0014]根据所述推力调整量，获取火箭末级的姿态调整参数；
[0015]根据所述姿态调整参数对火箭末级进行姿态调整。
[0016]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：
[0017]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；
[0018]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；
[0019]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；
[0020]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；
[0021]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；
[0022]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。
[0023]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：
[0024]获取火箭末级与地球的相对速度矢量；
[0025]获取火箭末级与地球的相对位置矢量；
[0026]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；
[0027]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；
[0028]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。
[0029]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：
[0030]根据获取火箭末级在初始位置处的初始加速度；
[0031]其中，F
total
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)。
[0032]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：
[0033]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；
[0034]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；
[0035]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；
[0036]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。
[0037]本专利技术的实施例还提供一种火箭末级的留轨装置，包括：
[0038]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；
[0039]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。
[0040]本专利技术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。
[0041]本专利技术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。
[0042]本专利技术的上述方案至少包括以下有益效果：
[0043]本专利技术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
[0044]图1是本专利技术的火箭末级的留轨方法的流程示意图；
[0045]图2是本专利技术的火箭末级的留轨装置的模块框示意图。
具体实施方式
[0046]下面将参照附图更详细地描述本专利技术的示例性实施例。虽然附图中显示了本专利技术的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本专利技术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专利技术，并且能够将本专利技术的范围完整的传达给本领域的技术人员。
[0047]如图1所示，本专利技术的本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
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。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。5.根据权利要求4所述的火箭末级的留轨方法，其特征在于，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...

【专利技术属性】
技术研发人员：王健，布向伟，彭昊旻，姚颂，魏凯，马向明，李凌云，
申请(专利权)人：东方空间技术北京有限公司东方空间西安宇航技术有限公司东方空间海南科技有限公司，
类型：发明
国别省市：