火箭残骸落区的估计方法、装置、电子设备及存储介质与流程

本发明涉及运载火箭技术领域，具体涉及一种火箭残骸落区的估计方法、装置、电子设备及存储介质。

背景技术：

目前运载火箭残骸落区计算一般按照参考阻力系数进行理论点计算，在此基础上叠加各项干扰进行打靶仿真计算，得出残骸落区概率分布，按照概率要求给出残骸子级落区范围。

对于固体火箭，由于不能进行关机操作，导致其子级分离点的参数散布较大，按此方法再叠加各种干扰计算出的残骸落区范围较大。对于日益频繁的商业航天发射任务，落区范围较大将直接增加发射任务成本。为此，寻找一种提高落区预估精度的方法是非常有商业价值和技术价值的。

技术实现要素：

有鉴于此，本发明实施例提供了一种火箭残骸落区的估计方法、装置、电子设备及存储介质，以解决目前残骸落区范围大的问题。

根据第一方面，本发明实施例提供了一种火箭残骸落区的估计方法，包括以下步骤：

分别获取火箭残骸当前时刻的位置、速度和姿态角；

根据所述火箭残骸当前时刻的姿态角计算所述火箭残骸当前时刻的气动力；

利用所述火箭残骸当前时刻的位置、速度及气动力计算所述火箭残骸下一时刻的位置和速度；

根据所述火箭残骸下一时刻的位置判断所述火箭残骸是否落地；

当所述火箭残骸落地时，根据所述火箭残骸下一时刻的位置计算所述火箭残骸的落区。

本发明实施例提供的火箭残骸落区的估计方法，通过分别获取火箭残骸当前时刻的位置、速度和姿态角；根据所述火箭残骸当前时刻的姿态角计算所述火箭残骸当前时刻的气动力，进一步可以利用所述火箭残骸当前时刻的位置、速度及气动力计算所述火箭残骸下一时刻的位置和速度，进而确定火箭残骸的落区，由于可以通过姿态角较为精确的预估气动力，所以计算出的落区范围精度更高。

根据第一方面，在第一方面第一实施方式中，根据所述火箭残骸当前时刻的姿态角计算所述火箭残骸当前时刻的气动力，包括：

根据所述火箭残骸当前时刻的姿态角计算所述火箭残骸当前时刻的攻角和侧滑角；

根据所述火箭残骸当前时刻的攻角和侧滑角计算所述火箭残骸当前时刻的气动力。

根据第一方面第一实施方式，在第一方面第二实施方式中，根据所述火箭残骸当前时刻的攻角和侧滑角计算所述火箭残骸当前时刻的气动力，包括：

获取所述火箭残骸的参考面积和所述火箭残骸当前时刻的动压；

根据所述火箭残骸的参考面积和所述火箭残骸当前时刻的攻角、侧滑角和动压，利用预设的气动力计算函数计算所述火箭残骸当前时刻的气动力。

根据第一方面第一实施方式，在第一方面第三实施方式中，利用所述火箭残骸当前时刻的位置、速度及气动力计算所述火箭残骸下一时刻的位置和速度，包括：

将所述火箭残骸当前时刻的位置、速度及气动力输入到所述火箭残骸在下坠过程中的质心动力学矢量方程，得到所述火箭残骸下一时刻的位置和速度。

根据第一方面，在第一方面第四实施方式中，根据所述火箭残骸下一时刻的位置判断所述火箭残骸是否落地，包括：

根据所述火箭残骸下一时刻的位置计算所述火箭残骸的高度；

当所述火箭残骸的高度与预设的地面高度相等时，判定所述火箭残骸落地；

当所述火箭残骸的高度大于预设的地面高度时，判定所述火箭残骸未落地。

根据第一方面，在第一方面第五实施方式中，火箭残骸落区的估计方法还包括以下步骤：

当所述火箭残骸未落地时，将所述火箭残骸下一时刻的位置和速度作为所述火箭残骸当前时刻的位置和速度，并返回分别获取火箭残骸当前时刻的位置、速度和姿态角的步骤。

根据第一方面至第一方面第五实施方式，在第一方面第六实施方式中，所述火箭残骸为可预估姿态的火箭残骸。

根据第二方面，本发明实施例提供了一种火箭残骸落区估计装置，包括：

获取模块，用于分别获取火箭残骸当前时刻的位置、速度和姿态角；

气动力计算模块，用于根据所述火箭残骸当前时刻的姿态角计算所述火箭残骸当前时刻的气动力；

位置和速度计算模块，用于利用所述火箭残骸当前时刻的位置、速度及气动力计算所述火箭残骸下一时刻的位置和速度；

判断模块，用于根据所述火箭残骸下一时刻的位置判断所述火箭残骸是否落地；

落区计算模块，用于当所述火箭残骸落地时，根据所述火箭残骸下一时刻的位置计算所述火箭残骸的落区。

根据第三方面，本发明实施例提供了一种电子设备，包括存储器和处理器，所述存储器和所述处理器之间互相通信连接，所述存储器中存储有计算机指令，所述处理器通过执行所述计算机指令，从而执行第一方面或者第一方面的任意一种实施方式中所述的火箭残骸落区估计方法。

根据第四方面，本发明实施例提供了一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储计算机指令，所述计算机指令用于使所述计算机执行第一方面或者第一方面的任意一种实施方式中所述的火箭残骸落区估计方法。

附图说明

通过参考附图会更加清楚的理解本发明的特征和优点，附图是示意性的而不应理解为对本发明进行任何限制，在附图中：

图1为本发明实施例1中火箭残骸落区估计方法的流程示意图；

图2为本发明实施例2中火箭残骸落区估计装置的结构示意图。

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。

实施例1

本发明实施例1提供了一种火箭残骸落区的估计方法。图1为本发明实施例1中火箭残骸落区估计方法的流程示意图。如图1所示，本发明实施例1的火箭残骸落区的估计方法包括以下步骤：

s101：分别获取火箭残骸当前时刻的位置、速度和姿态角。

具体的，火箭残骸可以为火箭子级残骸，火箭残骸落脱落初始时刻的位置、速度和姿态角为已知量，可以通过常规方式进行获取。

在本发明实施例中，火箭残骸为可预估姿态的火箭残骸，例如带栅格舵的火箭(子级)残骸。

s102：根据火箭残骸当前时刻的姿态角计算火箭残骸当前时刻的气动力。

作为具体的实施方式，根据所述火箭残骸当前时刻的姿态角计算所述火箭残骸当前时刻的气动力可以采用如下技术方案：根据所述火箭残骸当前时刻的姿态角计算所述火箭残骸当前时刻的攻角和侧滑角(α,β)；根据所述火箭残骸当前时刻的攻角和侧滑角(α,β)计算所述火箭残骸当前时刻的气动力。

作为更具体的实施方式，根据所述火箭残骸当前时刻的攻角和侧滑角(α,β)计算所述火箭残骸当前时刻的气动力可以采用如下技术方案：获取所述火箭残骸的参考面积和所述火箭残骸当前时刻的动压；根据所述火箭残骸的参考面积和所述火箭残骸当前时刻的攻角和侧滑角(α,β)和动压，利用预设的气动力计算函数计算所述火箭残骸当前时刻的气动力。

在本发明实施例中，气动力计算函数可以表示下式：

q＝f(α,β,q,sm)

在上式中，sm表示火箭残骸的参考面积，为常值；q表示飞行过程动压，可以通过质心动力学方程确定。对于静稳定的带栅格舵火箭子级，下坠过程中姿态角是一个渐进稳定的过程，而通过姿态角，又能计算出攻角和侧滑角(α,β)。综上所述，对于静稳定的火箭残骸，其坠落过程的气动力可以通过确定关系式计算出来，这就减小了气动力的不确定性。

s103：利用火箭残骸当前时刻的位置、速度及气动力计算火箭残骸下一时刻的位置和速度。

作为具体的实施方式，利用所述火箭残骸当前时刻的位置、速度及气动力计算所述火箭残骸下一时刻的位置和速度可以采用如下技术方案：

将所述火箭残骸当前时刻的位置、速度及气动力输入到所述火箭残骸在下坠过程中的质心动力学矢量方程，得到所述火箭残骸下一时刻的位置和速度。

具体的，在本发明实施例中，火箭残骸在下坠过程中的质心动力学矢量方程为：

在上式中，r表示位置矢量；m表示火箭质量；v表示速度矢量；we表示发射系下的地球自转角速度单位矢量；∑fi表示推力(在本发明实施例中，为0)；q表示气动力；g表示重力加速度；w表示风干扰。

在这些变量中，g为r的函数，而q和w为随机量。目前，一般地认为这两个量的散布较大，导致了残骸落区精确预估的困难。而本发明实施例1中，通过带栅格舵火箭子级的静稳定特性，计算下坠过程的姿态变化过程，从而可以较为精确的预估q的值。因此，在整个质点动力学方程中，不确定量只剩下w风干扰了，由此计算出的落区范围精度更高。

s104：根据火箭残骸下一时刻的位置判断火箭残骸是否落地。

具体的，根据所述火箭残骸下一时刻的位置判断所述火箭残骸是否落地可以采用如下技术方案：根据所述火箭残骸下一时刻的位置计算所述火箭残骸的高度；当所述火箭残骸的高度与预设的地面高度相等时，判定所述火箭残骸落地；当所述火箭残骸的高度大于预设的地面高度时，判定所述火箭残骸未落地。

s105：当火箭残骸落地时，根据火箭残骸下一时刻的位置计算火箭残骸的落区。

s106：当火箭残骸未落地时，将火箭残骸下一时刻的位置和速度作为火箭残骸当前时刻的位置和速度，并返回分别获取火箭残骸当前时刻的位置、速度和姿态角的步骤。

本发明实施例提供的火箭残骸落区的估计方法，通过分别获取火箭残骸当前时刻的位置、速度和姿态角；根据所述火箭残骸当前时刻的姿态角计算所述火箭残骸当前时刻的气动力，进一步可以利用所述火箭残骸当前时刻的位置、速度及气动力计算所述火箭残骸下一时刻的位置和速度，进而确定火箭残骸的落区，由于通过带栅格舵火箭子级的静稳定特性，计算下坠过程的姿态变化过程，从而可以较为精确的预估q的值，所以计算出的落区范围精度更高。

实施例2

本发明实施例2提供了一种火箭残骸落区的估计装置。图2为本发明实施例2中火箭残骸落区估计装置的结构示意图。如图2所示，本发明实施例2的火箭残骸落区的估计装置包括获取模块20、气动力计算模块22、位置和速度计算模块24、判断模块26和落区计算模块28。

具体的，获取模块20，用于分别获取火箭残骸当前时刻的位置、速度和姿态角；

气动力计算模块22，用于根据所述火箭残骸当前时刻的姿态角计算所述火箭残骸当前时刻的气动力；

位置和速度计算模块24，用于利用所述火箭残骸当前时刻的位置、速度及气动力计算所述火箭残骸下一时刻的位置和速度；

判断模块26，用于根据所述火箭残骸下一时刻的位置判断所述火箭残骸是否落地；

落区计算模块28，用于当所述火箭残骸落地时，根据所述火箭残骸下一时刻的位置计算所述火箭残骸的落区。

本发明实施例2的火箭残骸落区估计装置能够实现本发明实施例1的火箭残骸落区估计方法，并能达到相同的技术效果，在此不再赘述。

实施例3

本发明实施例还提供了一种电子设备，该电子设备可以包括处理器和存储器，其中处理器和存储器可以通过总线或者其他方式连接。

处理器可以为中央处理器(centralprocessingunit，cpu)。处理器还可以为其他通用处理器、数字信号处理器(digitalsignalprocessor，dsp)、专用集成电路(applicationspecificintegratedcircuit，asic)、现场可编程门阵列(field-programmablegatearray，fpga)或者其他可编程逻辑器件、分立门或者晶体管逻辑器件、分立硬件组件等芯片，或者上述各类芯片的组合。

存储器作为一种非暂态计算机可读存储介质，可用于存储非暂态软件程序、非暂态计算机可执行程序以及模块，如本发明实施例中的火箭残骸落区估计方法对应的程序指令/模块(例如，图2所示的获取模块20、气动力计算模块22、位置和速度计算模块24、判断模块26和落区计算模块28)。处理器通过运行存储在存储器中的非暂态软件程序、指令以及模块，从而执行处理器的各种功能应用以及数据处理，即实现上述方法实施例中的火箭残骸落区估计方法。

存储器可以包括存储程序区和存储数据区，其中，存储程序区可存储操作系统、至少一个功能所需要的应用程序；存储数据区可存储处理器所创建的数据等。此外，存储器可以包括高速随机存取存储器，还可以包括非暂态存储器，例如至少一个磁盘存储器件、闪存器件、或其他非暂态固态存储器件。在一些实施例中，存储器可选包括相对于处理器远程设置的存储器，这些远程存储器可以通过网络连接至处理器。上述网络的实例包括但不限于互联网、企业内部网、局域网、移动通信网及其组合。

所述一个或者多个模块存储在所述存储器中，当被所述处理器执行时，执行如图1所示实施例中的火箭残骸落区估计方法。

上述电子设备具体细节可以对应参阅图1至图2所示的实施例中对应的相关描述和效果进行理解，此处不再赘述。

本领域技术人员可以理解，实现上述实施例方法中的全部或部分流程，是可以通过计算机程序来指令相关的硬件来完成，所述的程序可存储于一计算机可读取存储介质中，该程序在执行时，可包括如上述各方法的实施例的流程。其中，所述存储介质可为磁碟、光盘、只读存储记忆体(read-onlymemory，rom)、随机存储记忆体(randomaccessmemory，ram)、快闪存储器(flashmemory)、硬盘(harddiskdrive，缩写：hdd)或固态硬盘(solid-statedrive，ssd)等；所述存储介质还可以包括上述种类的存储器的组合。

虽然结合附图描述了本发明的实施例，但是本领域技术人员可以在不脱离本发明的精神和范围的情况下作出各种修改和变型，这样的修改和变型均落入由所附权利要求所限定的范围之内。