火箭子级残骸落点预示方法、设备及存储介质与流程

本申请涉及火箭发射后残骸回收技术，尤其涉及一种火箭子级残骸落点预示方法、设备及存储介质。

背景技术：

多级固体运载火箭为了提升运载能力，每一级发动机工作完成后，将发动机壳体等无用的结构抛离，形成了火箭的子级残骸。在火箭的飞行过程中，子级残骸的落区选择不能为人口密级区，同时落区需要进行安全控制，因此，需要对火箭的子级残骸落点进行预示，提前预测其可能的落点区域，并进行安全控制。

火箭在飞行过程中是可控的，可以进行轨迹调整和跟踪。而火箭子级残骸分离后是无控飞行，只能通过数学仿真的手段对其飞行轨迹进行预测，划定落点范围，确保子级残骸落于该范围内，以便进行安全管控。传统的预测方法有很多种，但预测精度不够准确。

技术实现要素：

为了解决上述技术缺陷之一，本申请实施例中提供了一种火箭子级残骸落点预示方法、设备及存储介质。

本申请第一方面实施例提供一种火箭子级残骸落点预示方法，包括：

获取火箭子级残骸在分离时的分离参数以及影响子级残骸运动轨迹的环境偏差参数；

根据所述分离参数、环境偏差参数以及预设的子级残骸刚体运动模型确定子级残骸的落地点范围。

本申请第二方面实施例提供一种火箭子级残骸落点预示设备，包括：

存储器；

处理器；以及

计算机程序；

其中，所述计算机程序存储在所述存储器中，并被配置为由所述处理器执行以实现如上所述的方法。

本申请第三方面实施例提供一种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以实现如上所述的方法。

本申请实施例采用的技术方案，获取火箭子级残骸在分离时的分离参数以及影响子级残骸运动轨迹的环境偏差参数，然后根据分离参数、环境偏差参数以及预设的子级残骸刚体运动模型确定子级残骸的落地点范围，通过将分离后的子级残骸视为刚体，利用子级残骸刚体运动模型并结合环境偏差参数来计算子级残骸的落地点范围，使得计算精确度更高，能够更准确地确定子级残骸的落地点范围，不需要在子级残骸落地后通过人力物力找寻，提高子级残骸的回收速率，也有利于及时对落地点范围的安全控制，避免造成财物损失。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本申请的进一步理解，构成本申请的一部分，本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，并不构成对本申请的不当限定。在附图中：

图1为本申请实施例一提供的火箭子级残骸落点预示方法的流程图；

图2为本申请实施例二提供的火箭子级残骸落点预示方法的流程图；

图3为本申请实施例三提供的火箭子级残骸落点预示设备的结构示意图。

具体实施方式

为了使本申请实施例中的技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图对本申请的示例性实施例进行进一步详细的说明，显然，所描述的实施例仅是本申请的一部分实施例，而不是所有实施例的穷举。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。

实施例一

本实施例提供一种火箭子级残骸落点预示方法，能够对火箭的子级残骸在分离后的落地点进行精准预示，以便对子级残骸进行回收，以及对落地点附近区域进行安全控制

实际应用中，该火箭子级残骸落点预示方法可以通过计算机程序实现，例如，应用软件等；或者，该方法也可以实现为存储有相关计算机程序的介质，例如，u盘、云盘等；再或者，该方法还可以通过集成或安装有相关计算机程序的实体装置实现，例如，芯片、可移动智能设备等。

图1为本申请实施例一提供的火箭子级残骸落点预示方法的流程图。如图1所示，本实施例提供的火箭子级残骸落点预示方法，包括：

步骤101、获取火箭子级残骸在分离时的分离参数以及影响子级残骸运动轨迹的环境偏差参数。

火箭子级残骸在分离时的分离参数可以为：速度、方向等参数。由于子级残骸在分离的瞬间与火箭主体的运行方向和速度是相同的，因此分离参数可以通过火箭主体内设置的检测设备进行检测，并通过与地面设备的通信方式传回地面设备。

在子级残骸分离后，其运动轨迹除了受分离瞬间的方向、速度影响之外，还会收到环境的影响。影响子级残骸运动轨迹的环境偏差参数可以为：风力、大气密度、大气温度等，这些参数会影响子级残骸运动的速度及方向。这些参数可以根据火箭发射当前的气象数据进行处理计算得到，也可以结合概率分布的计算方式得到。

步骤102、根据分离参数、环境偏差参数以及预设的子级残骸刚体运动模型确定子级残骸的落地点范围。

当子级残骸分离后，将其看作是刚体来计算其落点，相比于传统的采用极限阻力的方法，能够更真实地模拟子级残骸在空中的运动，有益于对子级残骸飞行过程进行真实仿真，以能够得到更精确的结果。

根据子级残骸的形状、质量等特性预先建立子级残骸刚体运动模型，该运动模型可以考虑子级残骸在空间六个方向上的运动情况来建立。

将上述子级残骸的分离参数和环境偏差参数代入子级残骸刚体运动模型中，计算得到子级残骸的落地点范围。

本实施例采用的技术方案，获取火箭子级残骸在分离时的分离参数以及影响子级残骸运动轨迹的环境偏差参数，然后根据分离参数、环境偏差参数以及预设的子级残骸刚体运动模型确定子级残骸的落地点范围，通过将分离后的子级残骸视为刚体，利用子级残骸刚体运动模型并结合环境偏差参数来计算子级残骸的落地点范围，使得计算精确度更高，能够更准确地确定子级残骸的落地点范围，不需要在子级残骸落地后通过人力物力找寻，提高子级残骸的回收速率，也有利于及时对落地点范围的安全控制，避免造成财物损失。

实施例二

本实施例是在上述实施例的基础上，提供一种火箭子级残骸落点预示方法的具体实现方式。

图2为本申请实施例二提供的火箭子级残骸落点预示方法的流程图。如图2所示，本实施例所提供的火箭子级残骸落点预示方法，包括：

步骤201、建立子级残骸刚体运动模型。

火箭子级残骸在飞行过程中受到的力包括气动力、地球引力以及附加力，力矩包括气动力矩和附加力矩，由于火箭子级残骸在飞行中会出现翻滚，为了避免计算中出现矩阵奇异现象，采用四元数进行姿态角解算。本实施例提供的子级残骸刚体运动模型为基于四元数的六自由度刚体模型，用于对子级残骸的实际飞行过程进行模拟，以使计算得到的落地点坐标更精确。

本实施例提供一种自己残骸刚体运动模型如下：

其中，m为子级残骸的质量，(vx,vy,vz)为子级残骸的当前运动速度在发射系三分量，gb为箭体系到发射系坐标变换矩阵，x为轴向力，y为法向力，z为侧向力，(gx,gy,gz)为引力加速度在发射系三分量，(aex,aey,aez)为离心加速度在发射系三分量，(akx,aky,akz)为哥式加速度在发射系三分量；

其中，(ix1,iy1,iz1)为沿箭体坐标系三轴的转动惯量，(ωtx1,ωty1,ωtz1)为箭体相对惯性空间的转动角速度在箭体系三分量，(0,my1st,mz1st)为气动力矩在箭体系的三分量；

其中，(x,y,z)为子级残骸发射系下的三方向当前位置，(vx,vy,vz)为子级残骸的当前运动速度在发射系三分量，(ωx,ωy,ωz)为箭体相对转动角速度在箭体系三分量，(ωtx1,ωty1,ωtz1)为箭体相对惯性空间的转动角速度在箭体系三分量，bg为发射系到箭体系的坐标转换矩阵，(ωex,ωey,ωez)为地球自转在发射系三分量。

为了避免奇异，采用四元数方法进行姿态解算，四元数形式的方程为：

其中，q0为四元数实数部分，q1、q2、q3为四元数虚数部分，为四元数实数部分变化率，为四元数虚数部分变化率，(ωx,ωy,ωz)为箭体相对转动角速度在箭体系三分量。

四元数表征的姿态角初始值为：

其中，q0(0)为四元数实数部分初始值，q1(0)、q2(0)为、q3(0)为四元数虚数部分初始值，为子级残骸分离时相对发射系的初始俯仰角，ψ0为子级残骸分离时相对发射系的初始偏航角，γ0为子级残骸分离时相对发射系的初始滚转角。

在计算时，考虑到积分误差会破坏四元数变换的正交性，则需在每次求解微分方程时，对四元数的范数进行修正，即：

其中，q0为四元数实数部分，q1、q2、q3为四元数虚数部分，q0^*为积分后四元数实数部分，q1^*、q2^*、q3^*为积分后四元数虚数部分。

再根据四元数，解算得到姿态角：

ψ＝arcsin(-a(1,3))

其中，ψ为子级残骸相对发射系的当前俯仰角，为子级残骸相对发射系的当前俯仰角，γ为子级残骸相对发射系的当前俯仰角，a为四元数相关的矩阵，a(1,1)表示矩阵第一列第一行数据，a(1,2)表示矩阵第一列第二行数据，a(1,3)表示矩阵第一列第三行数据，a(2,3)表示矩阵第二列第三行数据，a(3,3)表示矩阵第三列第三行数据。

求解相对发射惯性系的姿态角。

其中，ψt为相对发射惯性系俯仰角，为相对发射惯性系偏航角，γt为相对发射惯性系滚转角，t为飞行时间，(ωex,ωey,ωez)为地球自转在发射系三分量。

其中，θ为速度倾角，σ为速度偏角。v为飞行速度，可通过如下公式计

算得到：

其中，φ为经度，α为攻角，β为侧滑角，ν为倾侧角，r0x、r0y、r0z为发射点地心距矢量在发射系三分量，r为当前时刻火箭子级残骸与地心之间的距离。

其中，ae为地球的长半轴，be为地球的短半轴，r为当前时刻，火箭子级在地面投影点的地心距离。

h＝r-r，

其中，h为飞行高度。

步骤202、获取火箭子级残骸在分离时的分离参数。

可根据质点弹道模型计算得到火箭子级残骸在分离时的分离参数。质点弹道模型可以为本领域常用的模型。

分离参数可以包括：子级残骸在发射系下的三方向速度(vx0,vy0,vzo)、在发射系下的三方向位置(x0,y0,zo)、以及相对发射系的俯仰角、偏航角和滚转角分离参数还可以包括子级残骸在分离时的俯仰角速率、偏航角速率和滚转角速率

步骤203、获取影响火箭子级残骸运动轨迹的环境偏差参数。

环境偏差参数包括：分离点参数偏差、子级残骸质量特性偏差、子级残骸气动力系数偏差、大气密度偏差、大气压强偏差、大气温度偏差以及风向偏差。

上述各环境偏差参数的分布规律依赖于统计数据。其中的分离点参数偏差、子级残骸质量特性偏差、子级残骸气动力系数偏差、大气密度偏差、大气压强偏差、大气温度偏差均服从正态分布。

正态分布的概率密度函数为：

其中，μ为均值，σ为标准差。

风向偏差包括：无风偏差、顺风偏差和逆风偏差。

架设第n项环境偏差参数服从正态分布，记为：

考虑偏差情况下，采用蒙特卡洛打靶的方式确定子级残骸的落地点。其中，打靶过程中采用的参数如下：

对于环境偏差参数为绝对量时，如质量偏差等：

对于环境偏差参数为相对量时，如大气密度偏差、气动偏差等：

步骤204、根据预设的概率模型确定对子级残骸进行落地点打靶计算的打靶次数。

本实施例中，概率模型可以贝努利概率模型，按照如下公式得到打靶次数：

其中，n为打靶次数，φ为，p0为。γ为置信水平，一般取0.8-0.98。ζ为相对精度，一般取0.001-0.005。

步骤205、根据分离参数、环境偏差参数以及预设的子级残骸刚体运动模型确定子级残骸的落地点坐标。

落地点坐标的数量等于打靶次数n。

该步骤具体为：将上述分离参数和环境偏差参数代入六自由度的子级残骸刚体运动模型中，得到落地点坐标，落地点的坐标中横坐标和纵坐标分别表示精度和纬度。通过上述模型进行n次仿真，得到n个落地点坐标。

步骤206、根据各落地点坐标确定子级残骸的落地点范围。

采用最小的包络线将各落地点坐标包络起来，则包络线所覆盖的范围即为落地点范围。

一种实现方式：根据各落地点坐标确定一个能够将所有落地点坐标包络在内的最小矩形，该最小矩形的大小即为子级残骸的落地点范围。

上述方案中，通过采用蒙特卡洛模拟打靶的方法，考虑各项偏差参数出现的概率，对不同工况下的残骸落点范围进行预测，更加符合真实情况，所得到的落点范围也更精确，有效地缩小了子级残骸落点预测范围。

除了本实施例所提供的上述实现方式之外，各环境偏差参数的种类并不限定于上述几种，获取方式也可以采用其它的随机分布方式。子级残骸刚体运动模型也不限定于上述方式，可以根据子级残骸的具体结构、形状、火箭的预设飞行速度规律等进行设定。

实施例三

图3为本申请实施例三提供的火箭子级残骸落点预示设备的结构示意图。如图3所示，本实施例提供一种火箭子级残骸落点预示设备，包括：存储器31、处理器32、以及计算机程序。其中，计算机程序存储在存储器31中，并被配置为由处理器32执行以实现如上任一内容所提供的方法。

本实施例还提供一种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以实现如上任一内容所提供的方法。

本实施例提供的设备和存储介质具有与上述方法相同的技术效果。

本领域内的技术人员应明白，本申请的实施例可提供为方法、系统、或计算机程序产品。因此，本申请可采用完全硬件实施例、完全软件实施例、或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本申请可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质(包括但不限于磁盘存储器、cd-rom、光学存储器等)上实施的计算机程序产品的形式。

本申请是参照根据本申请实施例的方法、设备(系统)、和计算机程序产品的流程图和/或方框图来描述的。应理解可由计算机程序指令实现流程图和/或方框图中的每一流程和/或方框、以及流程图和/或方框图中的流程和/或方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式处理机或其他可编程数据处理设备的处理器以产生一个机器，使得通过计算机或其他可编程数据处理设备的处理器执行的指令产生用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。

这些计算机程序指令也可存储在能引导计算机或其他可编程数据处理设备以特定方式工作的计算机可读存储器中，使得存储在该计算机可读存储器中的指令产生包括指令装置的制造品，该指令装置实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能。

这些计算机程序指令也可装载到计算机或其他可编程数据处理设备上，使得在计算机或其他可编程设备上执行一系列操作步骤以产生计算机实现的处理，从而在计算机或其他可编程设备上执行的指令提供用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的步骤。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。

此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本申请的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。

在本申请中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接或可以互相通讯；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。

尽管已描述了本申请的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本申请范围的所有变更和修改。

显然，本领域的技术人员可以对本申请进行各种改动和变型而不脱离本申请的精神和范围。这样，倘若本申请的这些修改和变型属于本申请权利要求及其等同技术的范围之内，则本申请也意图包含这些改动和变型在内。