本发明涉及运载火箭技术领域，具体涉及一种运载火箭的发射方法、发射自控方法及发射控制系统。
背景技术：
牵制释放发射技术是指在运载火箭发动机点火后一段时间内，通过牵制释放装置将待发射火箭固定在发射台上。在此期间，故障检测系统检测火箭工作是否正常，并在确认火箭工作正常后，牵制释放装置释放火箭，从而火箭在发动机的推力作用下升空。牵制释放技术是确保火箭发射成功，保障发射场安全的重要手段。
目前，我国的运载火箭尚未采用牵制释放技术。其它国家的牵制释放技术均配置了复杂的机械与电器设备，这些机电设备不仅结构复杂，而且成本高。鉴于此，亟需提供一种操作简单、成本低廉、可靠性高的牵制释放技术。
技术实现要素：
针对相关技术中的上述技术问题，本发明提出一种运载火箭的发射方法及发射自控方法。该运载火箭的发射方法可以使火箭起飞过程可控，避免火箭在风险最高的发动机冷启动阶段出现发射故障，从而提高运载火箭的发射成功率。
本发明的一个方面提供了一种运载火箭的发射方法。该发射方法包括：向待发射火箭发送预令点火指令，从而所述待发射火箭的发动机执行预令点火；获取所述发动机预令点火的工作状态信息，以及根据所述工作状态信息选择发射操作；其中，在所述发动机达到预令状态时，向所述待发射火箭发送主点火指令。
在一个实施例中，该发射方法还包括预设预令点火时间；所述根据所述工作状态信息选择发射操作还包括：在至少一台发动机没有达到预令状态时，检验所有发动机的状态是否正常；如果否，则向所述待发射火箭发送发动机紧急关机指令；如果是，则进一步检验未达到预令状态的发动机的预令点火时间是否已超出所述预设预令点火时间；如果所述预令点火时间未超出所述预设预令点火时间，则继续检验所述发动机是否达到预令状态；如果所述预令点火时间已超出所述预设预令点火时间，则向所述待发射火箭发送紧急关机指令，从而火箭发动机执行紧急关机。
在一个实施例中，该方法还包括预设预令点火时间；所述获取发动机预令点火的工作状态信息包括：获取所述发动机的推力参数信息；所述根据所述工作状态信息选择发射操作还包括：根据所述推力参数在所述预设预令点火时间内是否达到预令状态确定是否向火箭发射主点火指令。
在一个实施例中，所述根据所述推力参数在所述预设预令点火时间内是否达到所述预令状态确定是否向火箭发射主点火指令包括：在所述预设预令点火时间内所述推力参数到达额定推力的预设比例范围时，向所述待发射火箭发送主点火指令。
在一个实施例中，所述预设比例范围为额定推力的50％-90％。
在一个实施例中，所述预设比例范围为额定推力的65％-75％。
在一个实施例中，该方法还包括：通过限制机构将所述待发射火箭与火箭发射台连接；所述根据所述推力参数在所述预设预令点火时间内是否达到预令要求确定是否向火箭发射主点火指令还包括：在所述预设预令点火时间内所述推力参数到达额定推力的预设比例范围时，解除所述限制机构对所述待发射火箭的牵制限制，以及向所述待发射火箭发送主点火指令。
在一个实施例中，所述限制结构包括爆炸螺栓；所述在所述预设预令点火时间内所述推力参数到达额定推力的预设比例范围时，解除所述限制机构对所述待发射火箭的牵制限制包括：在所述推力参数到达额定推力的预设比例范围时，引爆所述爆炸螺栓。
本发明的另一个方面提供了一种运载火箭的发射自控方法。该方法包括：待发射火箭接收预令点火指令，并且所述待发射火箭的发动机执行预令点火；检测所述发动机预令点火的工作状态信息，以及根据所述工作状态信息选择发射操作，其中，在所述发动机达到预令状态时，执行发动机的主令点火。
在一个实施例中，该发射方法还包括预设预令点火时间；所述根据工作状态信息选择发射操作包括：在至少一台发动机没有达到预令状态时，检验所有发动机的状态是否正常；如果否，则所述待发射火箭执行发动机的紧急关机；
如果是，则进一步检验未达到预令状态的发动机的预令点火时间是否已超出预设预令点火时间；如果所述预令点火时间未超出预设预令点火时间，则继续检验所述发动机是否达到预令状态，如果所述预令点火时间已超出预设预令点火时间，则所述待发射火箭执行发动机的紧急关机。
在一个实施例中，该发射方法还包括预设预令点火时间；所述检测所述发动机预令点火的工作状态信息包括：检测所述发动机的推力参数在所述预设预令点火时间内是否上升到其额定推力的预设比例范围；所述根据工作状态信息选择发射操作包括：在所述预设预令点火时间内所述推力参数上升到额定推力的预设比例范围时，所述发动机执行主点火，以及在所述预设预令点火时间内所述推力参数未上升到额定推力的预设比例范围时，所述发动机执行紧急关机。
在一个实施例中，所述预设比例范围为额定推力的50％-90％。
在一个实施例中，所述在所述预设预令点火时间内所述推力参数上升到额定推力的预设比例范围时，所述发动机执行主点火之前包括：解除连接所述待发射火箭与火箭发射平台的限制机构对所述待发射火箭的限制。
在一个实施例中，所述限制机构包括爆炸螺栓；所述在所述预设预令点火时间内所述推力参数上升到额定推力的预设比例范围时，所述发动机执行主点火之前包括：引爆连接所述待发射火箭与火箭发射平台之间的爆炸螺栓。
本发明的再一个方面提供了一种运载火箭的发射控制系统。该发射控制系统包括接收模块、检测模块和控制模块；其中所述接收模块用于接收预令点火指令，所述控制模块用于控制待发射火箭的发动机执行预令点火；所述检测模块用于检测所述发动机预令点火的工作状态信息；所述控制模块还用于根据所述工作状态信息选择发射操作，其中，在所述发动机达到预令状态时时，所述控制模块控制所述发动机执行主令点火。
在一个实施例中，所述控制模块还用于预设预令点火时间；在至少一台发动机没有达到预令状态时，所述检测模块检验所有发动机的状态是否正常；如果否，则所述控制模块控制所述待发射火箭执行发动机的紧急关机；如果是，则所述检测模块进一步检验未达到预令状态的发动机的预令点火时间是否已超出预设预令点火时间；如果所述预令点火时间未超出预设预令点火时间，则所述检测模块继续检验所述发动机是否达到预令状态，如果所述预令点火时间已超出预设预令点火时间，则所述控制模块控制所述待发射火箭执行发动机的紧急关机。
在一个实施例中，所述控制模块还用于预设预令点火时间；所述检测模块用于检测所述发动机的推力参数是否上升到其额定推力的预设比例范围；所述控制模块还用于在所述预设预令点火时间内所述推力参数上升到额定推力的预设比例范围时，控制所述发动机执行主令点火，以及在所述推力参数在所述预设预令点火时间内未上升到额定推力的预设比例范围时，控制所述发动机执行紧急关机。
在一个实施例中，发射控制系统还包括限制模块，所述限制模块用于将所述待发射火箭限制在火箭发射平台，所述控制模块用于在所述预设预令点火时间内所述推力参数上升到额定推力的预设比例范围时，首先解除所述限制模块对所述待发射火箭的发射限制，之后控制所述发动机执行主令点火。
在该实施例中，所述限制模块包括爆炸螺栓，所述爆炸螺栓用于将所述待发射火箭限制在火箭发射平台，所述控制模块用于在所述预设预令点火时间内所述推力参数上升到额定推力的预设比例范围时，控制所述爆炸螺栓引爆，以解除所述爆炸螺栓对所述待发射火箭的发射限制。
在一个实施例中，发射控制系统还包括发射模块；所述发射模块用于向待发射火箭发送预令点火指令或用于向待发射火箭发送主令点火指令。
本发明实施例提供的运载火箭的发射方法和发射自控方法，通过将发射过程分为预令点火过程和主点火过程，可以使火箭发动机点火起飞过程可控，大大降低了火箭在冷启动过程发生故障的风险，提高了发射成功律。
在阅读具体实施方式并且在查看附图之后，本领域的技术人员将认识到另外的特征和优点。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1-图2是根据本发明实施例的运载火箭的发射方法流程图。
图3为根据本发明实施例的预令点火与主令点火期间推力随时间的变化示意图。
图4是本发明实施例的发射方法中根据发动机的工作状态信息选择发射操作的一实施例的步骤流程图。
图5-图6为本发明实施例的运载火箭的发射自控方法流程图。
图7为本发明实施例的运载火箭发射过程流程图。
图8a-图8c为本发明实施例的发射控制系统框图。
具体实施方式
下面结合附图并通过具体实施方式来进一步说明本发明的技术方案。诸如“下面”、“下方”、“在…下”、“低”、“上方”、“在…上”、“高”等的空间关系术语用于使描述方便，以解释一个元件相对于第二元件的定位，表示除了与图中示出的那些取向不同的取向以外，这些术语旨在涵盖器件的不同取向。另外，例如“一个元件在另一个元件上/下”可以表示两个元件直接接触，也可以表示两个元件之间还具有其他元件。此外，诸如“第一”、“第二”等的术语也用于描述各个元件、区、部分等，并且不应被当作限制。类似的术语在描述通篇中表示类似的元件。
运载火箭发射中采用的牵制释放发射技术，可以在火箭点火后，检测火箭发动机的工作状况。并且可在检测到例如发动机的故障时，提前终止火箭发射，从而避免由于火箭发动机的故障导致整个箭体的损坏，同时也确保了发射场地的安全。因此，牵制释放技术是提高火箭发射的可靠性以及保障发射场安全的重要技术手段。对于采用牵制释放技术的火箭，如果火箭在发动机推力达到预定值后直接释放，则突然产生的大推力会对火箭造成较大的过载，进而容易导致箭上仪器的损坏。因此，可以在火箭离开火箭发射台升空之前，对火箭进行缓慢释放，以保护火箭及箭上仪器的安全。
国外的牵制释放方案大都采用了较大的机械结构以及复杂的电气装置。一方面，这些复杂的结构可以导致牵制释放系统的可靠性下降，从而提高火箭发射的风险。另一方面，这些方案对牵制释放装置的同步性要求较高，也增加了牵制释放装置的技术难度和生产成本。
鉴于此，本发明的一个方面提供了一种运载火箭的发射方法。参见图1，该发射方法包括：s100向待发射火箭发送预令点火指令，从而所述待发射火箭的发动机执行预令点火；s200获取所述发动机预令点火的工作状态信息，以及s300根据所述工作状态信息选择发射操作；其中，在发动机达到预令状态时，向所述待发射火箭发送主令点火指令。本发明提供的发射方法，通过首先向火箭发送预令点火指令，并根据预令点火指令的工作状态，选择是否发送主点火指令，可以在火箭发动机冷启动出现故障时，及时终止火箭发射，此外，本发明还充分的利用了火箭自重产生的稳定力矩，避免了火箭起飞前推力不平衡可能造成的火箭倾覆，从而提高了运载火箭发射的可靠性。
需要说明的是，在向火箭发送预令点火指令之前，例如，还可以包括火箭的箭上系统检验的步骤。例如，在箭上系统检验合格时，才执行向火箭发送预令点火指令的步骤。相反，如果箭上系统检验不合格，则可以终止发射。待故障排除之后再向火箭发送预令点火指令。
此外，火箭发动机也可以包括多台。在运载火箭发动机包括多台的情况下，例如，可以获取每一台发动机的预令点火指令的工作状态信息，并且仅当所有发动机的预令点火工作状态都正常时，才向火箭发送主令点火指令。例如，如果有一台发动机发生预令过程不正常、和/或点火不正常，和/或推力异常等情况(也即发动机在一定时间后不满足预令状态)时，可以提前使所有发动机紧急关机，以避免火箭发射失败。另外，由于发动机启动过程的不同步性，可以预设检验时间(即预令点火时间)。在预定时间范围内，如果有一台发动机没有达到预令工作状态，则实施所有发动机的紧急关机，并终止发射。也就是说，在预定时间范围内，可以在所有发动机均达到预令状态，才向火箭发送主令点火指令，以确保火箭的安全发射。
通常情况下，例如，火箭的一级发动机的预令点火减压过程约为3秒，时间不同步约为0.1秒。因此，上述预设预令点火时间可以为3.1-3.2秒。主令点火升压过程约为1秒，不同步约为0.03秒。主令点火阶段的工作过程类似于发动机的热启动，其工作的可靠性大大高于冷启动阶段的预令点火，且主令点火的推力上升时间的不同步性也大大小于预令点火阶段。因此，本发明通过使发动机执行两步启动过程，可以很好的避免高风险的发动机冷启动阶段发生故障而导致的发射事故。待火箭起飞后，箭上系统即可以进行火箭的飞行姿态控制，从而与火箭预令点火后且处于火箭发射台时的操作相衔接，确保火箭姿态受控。
在一个实施例中，所述步骤s300根据所述工作状态信息选择发射操作还包括：在预令点火异常时，向所述待发射火箭发送紧急关机指令，从而所述发动机执行紧急关机。例如，预令点火异常可以包括发动机的解保异常、通信异常、无法点火、点火后推力异常或者发动机的其它设备异常等。本发明的实施例通过在预令点火出现异常时，使发动机紧急关机，可以确保火箭及发射场的安全。
在该实施例中，如果运载火箭包括多台发动机，该发射方法还可以包括预设预令点火时间。所述步骤s300根据所述工作状态信息选择发射操作还包括：在至少一台发动机没有达到预令状态时，检验所有发动机的状态(例如，发动机的状态可以包括发动机的解保、各部件工作及预令点火后的状态，发动机的预令点火，以及点火之后的推力等)是否正常。如果否，则向所述待发射火箭发送发动机紧急关机指令。如果是，则进一步检验预未达到预令状态的发动机的预令点火时间是否已超出所述预设预令点火时间。如果所述预令点火时间未超出所述预设预令点火时间，则继续检验所述发动机是否达到预令状态；如果所述预令点火时间已超出所述预设预令点火时间，则向所述待发射火箭发送紧急关机指令，从而火箭发动机执行紧急关机。本发明的实施例的运载火箭发射方法，通过预设预令点火时间，以及检验预令点火时间内各发动机的状态，可以提高运载火箭发射的可靠性。
参见图2，在一个实施例中，该发射方法还包括s1001预设预令点火时间。步骤s200获取发动机预令点火的工作状态信息包括：s2001获取所述发动机的推力参数信息。步骤s300根据所述工作状态信息选择发射操作还包括：s3001根据所述推力参数在所述预设预令点火时间内是否达到预令状态确定是否向火箭发射主点火指令。需要指出，发动机的推力参数是判断发动机工作状态的关键信息，也是火箭能否顺利升空的首要因素。本发明的实施例通过检验发动机点火后的推力参数信息，可以更好的衡量发动机的工作情况，从而进一步提高火箭发射的可靠性。
需要说明的是，推力参数例如可以包括推力值以及推力方向。例如，在发动机点火之后的预设时间范围内，发动机的推力值和推力方向应当满足预设指标(也即预令状态)。反之，如果在发动机预设预令点火时间内，发动机的推力值和/或推力方向不满足预设指标，则判定发动机工作异常，例如，可以在发动机工作异常的情况下，提前终止火箭发射。
在一个实施例中，s301根据所述推力参数在预设预令点火时间内确定是否向火箭发射主令点火指令包括：在该预设预令点火时间内所述推力参数到达额定推力的预设比例范围时，向所述待发射火箭发送主点火指令。例如，所述预设比例范围为额定推力的50％-90％。进一步地，所述预设比例范围为额定推力的65％-75％。通常情况下，推力上升至额定推力的幅度可以由火箭发动机地特性以及运载火箭的起飞质量决定。图3示意了一种发动机的预令点火阶段s1与主令点火阶段s2(横坐标为时间t，纵坐标为发动机点火后的推力f)。其中，在图3所示的实施例中，在预令点火阶段s1，发动机的推力上升至额定推力的70％。tzl与t70之间所示意为发动机时间不同步，也即上述预设时间可以为tzl，从而提高对发动机预令点火工作状态判断的准确性，避免发生将由于时间不够导致的推力未达标误判为发动机预令点火故障的情况，从而提高火箭发射的可靠性。如前所述，一些典型的运载火箭的发动机的预令点火的时间大约为3秒，时间不同步大约为0.1秒。主令点火的时间大约为1秒，时间不同步大约为0.03秒。
在该实施例中，例如，如果火箭采取无牵制装置限制的自由发射方式，则在发动机的预令点火期间，其推力可以上升至略小于火箭的起飞重量。例如，推力为使火箭起飞时推力的1/3-99/100。从而通过使预令点火的推力大幅接近使火箭起飞时的推力，可以更好的验证发动机的发射可靠性，提高火箭发射成功的概率，并且在火箭进行主点火时，火箭可以平稳升空，不会损害箭上仪器。
例如，如果火箭通过限制机构限制在火箭发射平台，则推力可以上升至略小于或略大于火箭的起飞重量。例如，推力可以上升至使火箭起飞时推力的3/5-8/7。在限制机构解除对火箭的限制时，如果发动机推力略小于火箭的起飞重量，火箭仍然可以在自身重力作用下保持稳定，且随着主令点火过程的开启，发动机的推力逐渐上升，从而在发动机产生的推力大于起飞重量时，火箭平稳升空。同样，如果在限制机构解除对火箭的限制时，发动机推力略大于火箭起飞时需要的推力时，火箭也不会在限制机构解除对火箭的牵制限制时受到过大的冲击载荷，从而避免了箭上仪器的损坏。本发明的实施例通过设定预令点火时的推力范围，可以确保火箭平稳起飞，或者不会受到较大过载的冲击，进而提高火箭起飞的平稳性，并保护箭上仪器的安全。
在一个实施例中，该方法还包括：通过限制机构将所述待发射火箭与火箭发射台连接，从而将待发射火箭牵制在火箭发射台上。参见图4，s3001根据所述推力参数在预设预令点火时间内是否达到预令状态确定是否向火箭发射主点火指令还包括：s3002在预设预令时间内所述推力参数到达额定推力的预设比例范围时，解除所述限制机构对所述待发射火箭的牵制限制，以及s3003向所述待发射火箭发送主令点火指令。本发明的实施例通过设置限制机构，可以避免火箭在受到发动机较大的推力(例如，接近火箭起飞所需推力)时，火箭由于受到外力(例如，风力等)而发生的在火箭发射台上平移、侧翻或倾斜的情况，进一步提高火箭发射的可靠性。
在一个实施例中，所述限制机构包括爆炸螺栓；所述在预设预令时间内所述推力参数到达额定推力的预设比例范围时，解除所述限制机构对所述待发射火箭的牵制限制包括：在预设预令时间内所述推力参数到达额定推力的预设比例范围时，引爆所述爆炸螺栓。也就是说，火箭可以通过爆炸螺栓(例如，为了确保火箭受力平衡，可以在火箭与发射平台之间均匀布置多个爆炸螺栓)简单的连接到火箭发射平台上，从而火箭在进行主点火之前，可以首先引爆保障螺栓，进而提高了火箭与发射台分离的可靠性与同步性。此外，由与火箭与发射台之间没有设置专门的释放装置，仅仅通过爆炸螺栓连接，因此火箭在矗立在发射台时，其底部与火箭发射台的连接与完全自由释放的方式无明显差别，因此，不需要对现有发射台进行较大改进，节省了成本，提高了火箭发射效率。
本发明的另一个方面提供了一种运载火箭的发射自控方法。参见图5，该方法包括：s110待发射火箭接收预令点火指令，并且所述待发射火箭的发动机执行预令点火；s210检测所述发动机预令点火的工作状态信息，以及s310根据所述工作状态信息选择发射操作，其中，在发动机达到预令状态时，执行发动机的主令点火。本发明的运载火箭发射自控方法，通过将发动机点火过程分为预令点火和主令点火，可以避免发动机在冷启动过程中的故障，从而大幅提高火箭发射的可靠性。
在该实施例中，火箭箭上设备通过检验后，可以由发控人员向火箭发动预令点火指令。火箭在接收到预令点火指令之后，可以向发动机发送预令点火信号，进而发动机执行预令点火。例如，火箭的箭上设备可以自行检验发动机的预令点火的工作状态，且在预令点火工作状态正常(即达到预设预令状态)的情况下，可以由箭上设备向发动机发动主令点火指令。也就是说，火箭除了从发射控制中心接收预令点火指令以外，火箭发射的全过程均由火箭自行执行，从而实现了火箭的全自动可控发射。
在该实施例中，例如，也可以由火箭将发动机的预令点火工作状态的检验结果发送给发控中心，从而由发控中心的数据处理设备或者发控操作人员根据检验结果，判断是否向火箭发送发动机的主令点火指令。本发明的实施例对预令点火参数检验的主体不作具体限定。
在一个实施例中，s310根据工作状态信息选择发射操作包括：在预令点火异常(例如，在预设预令点火时间内，发动机没有达到预令状态)时，执行发动机的紧急关机。例如，在发动机预令阶段出现发动机部件异常、或者点火时异常或者点火后推力异常等情况时，可以由火箭向发动机发送关机指令，从而发动机执行紧急关机。如上所述，也可以由火箭将发动机的工作状态信息发送给发射控制中心，由发控中心的控制设备或者操作人员对发动机预令点火的工作状态信息进行自动或人工判断，并根据判断结果向火箭发送主令点火指令或发动机紧急关机指令。
参见图6，在一个实施例中，该发射自控方法还包括s1101预设预令点火时间。s210检测所述发动机预令点火的工作状态信息包括：s2101检测所述发动机的推力参数在该预设预令点火时间内是否上升到其额定推力的预设比例范围；s310根据工作状态信息选择发射操作包括：s3101在该预设预令时间内所述推力参数上升到额定推力的预设比例范围时，所述发动机执行主点火，以及在该预设预令点火时间内所述推力参数未上升到额定推力的预设比例范围时，所述发动机执行紧急关机。本发明的实施例的火箭发射控制方法，通过使预令点火的发动机的推力上升至预设比例范围，一方面可以更准确地检验发动机的工作性能；另一方面可以使火箭稳定的矗立在火箭发射平台上，避免火箭由于受力不平衡导致的侧翻或倾斜，提高火箭发射的可靠性。
在该实施例中，例如，所述预设比例范围为额定推力的50％-90％。例如，预设比例范围可以为额定推力的60％-80％。例如，预设比例范围可以为额定推力的65％-75％。例如，在一些典型的火箭中，预设比例范围可以为额定推力的69％-71％。本发明的实施例通过进一步限定预设推力的比例范围，可以提高对火箭发动机工作性能验证的可靠性，从而提高火箭发射的可靠性。
在该实施例中，如前文所述，例如，在不采用限制机构的情况下，上述预设推力可以略小于使火箭起飞的推力。例如，在采用限制机构的情况下，上述预设推力可以在略小于使火箭起飞的推力到略大于使火箭起飞的推力之间。本发明的实施例通过使预令点火的发动机推力上升至使火箭起飞的推力附近，可以提高对发动机性能验证的准确度，且可以提高火箭发射的可靠性。
在一个实施例中，s3101在预设预令点火时间内所述推力参数上升到额定推力的预设比例范围时，所述发动机执行主令点火之前包括：解除连接所述待发射火箭与火箭发射平台的限制机构对所述待发射火箭的限制。本发明的实施例通过在预令点火通过后，首先解除对待发射火箭的限制，再进行主点火，可以提高火箭发射的可靠性。
例如，所述限制机构包括爆炸螺栓。s3101在所述推力参数上升到额定推力的预设比例范围时，所述发动机执行主点火之前包括：引爆连接所述待发射火箭与火箭发射平台之间的爆炸螺栓。本发明的实施例通过采用结构简单的爆炸螺栓，一方面可以提高释放火箭的可靠性；另一方面，也可以避免对火箭发射平台进行较大改进，进而降低火箭发射成本，提高火箭发射平台的通用性。
图7为本发明实施例的火箭发射流程示意图。参见图7，在运载火箭发射前，首先进行射前测试，如果待发射火箭的射前测试不通过，则直接终止发射。如果射前测试正常，则进行发动机的预令点火。在火箭包括多台发动机的情况下，例如，只有当所有发动机都达到预令状态时，才进行之后的发射步骤。例如，在火箭与发射平台之间设置限制机构，例如爆炸螺栓时，可以首先接所引爆爆炸螺栓，接下来进行发动机的主令点火。反之，如果有至少一台发动机没有达到预令状态，则检验所有发动机的状态是否正常，如果否，则直接进行发动机的紧急关机，并终止发射。如果所有发动机的状态均正常，则进一步判断没有达到预令状态的发动机的预令点火是否超时，如果是，则执行所有发动机的紧急关机，并终止发射。如果预令点火没有超时(即，超过预设预令点火时间，例如为3.1秒)，则进一步检验所有发动机(或者未达到预令状态的发动机)是否达到预令状态，以及根据检验结果执行发动机的主令点火或发动机的紧急关机，或循环进行上述过程。
继续参见图7，在发动机主令点火之后，如果发动机工作不正常，则执行发动机的紧急关机，并终止发射。如果发动机工作正常，则判断火箭的起飞是否超时，如果是，则继续执行发动机的紧急关机。如果火箭起飞没有超时，则火箭正常起飞。火箭起飞后，发射控制过程结束。在火箭起飞后，例如，还需要进一步判断火箭是否为推力平衡起飞，如果是，则对火箭进行常规的姿态控制。如果否，则火箭启动推力不平衡姿态起控，并进行弹道重构，以确保火箭正常发射。
本发明的又一实施例提供一种运载火箭的发射控制系统。参见图8a，该发射控制系统1包括接收模块10、检测模块20和控制模块30。其中所述接收模块10用于接收预令点火指令，所述控制模块30用于控制待发射火箭的发动机执行预令点火；所述检测模块20用于检测所述发动机预令点火的工作状态信息。所述控制模块30还用于根据所述工作状态信息选择发射操作，其中，在发动机达到预令状态时，控制发动机执行主点火。本发明的实施例提供的发射控制控制系统，将火箭发动机点火过程分为预令点火和主令点火两个阶段，从而可以在预令点火出现异常时，紧急关闭发动机，从而提高火箭发射的可靠性，确保火箭及发射场安全。
需要指出的是，接收模块10和控制模块30可以为设置于火箭的箭上设备。例如，接收模块10可以为用于接收指令信号的接收器。例如，控制模块30可以为设于火箭的控制器，从而在接收模块接收到预令点火指令时，控制模块可以向发动机发送预令点火指令，从而发动机执行预令点火。例如，在接收模块10接收到主令点火指令的情况下，控制模块30可以向发动机发送主令点火指令信号，从而发动机执行主令点火。同样，在接收模块10接收到发动机关机指令信号时，控制模块30可以将关机指令信号发送给发动机，从而发动机执行紧急关机指令。
参见图8b，在该实施例中，例如，控制模块30也可以设置于发射控制中心。在此情况下，火箭还可以包括发射模块40，例如，发射模块40用于向设于控制中心的控制模块30发送有关发动机工作状态的信息。例如，在控制模块30设置在发射控制中心的情况下，控制指令可以均由发射控制中心发出。即箭上设备(接收器)负责接收发射控制中心的指令信号，且发射模块40(发射器)用于将发动机的预令点火工作状态信息等发送给发射控制中心。
参见图8c，例如，也可以在发射控制中心和箭上分别包括控制模块31，32，从而箭上控制模块31与发控中心的控制模块32通过共同配合，实现预令点火指令和/或主令点火指令和/或发动机的关机指令的执行。例如，初始预令点火指令由发射控制中心发送，火箭的箭上接收器在接收到预令点火指令之后，可以由火箭的箭上控制设备向发动机发送预令点火指令，从而发动机执行预令点火指令。接着，箭上检测模块20可以检测发动机执行预令点火的工作状态信息。之后，一方面，箭上控制设备可以自行根据工作状态信息判断是否向主发动机发送主令点火指令。另一方面，也可以由箭上信号发射设备将发动机工作状态信息发送给设于发射控制中心的控制模块32，从而由发射控制中心的控制模块32确定向火箭的接收模块10发送主令点火指令或发动机关机指令。
在该实施例中，为了进一步提高发射的可靠性，例如，可以设置箭上设备(控制模块)与发控中心的操作优先级。例如，发控中心可以设置为具有更高的操作优先级，即发控中心可以在主令点火指令发出前，随时选择终止或继续火箭发射。例如，也可以设置二级判断机制，即首先由发控中心根据发动机的预令点火工作状态信息判断火箭的后续操作，并且在向火箭发出主令点火指令时，火箭的控制模块31进一步判断该工作状态信息(例如，箭上控制模块可以时时更新发动机的预令点火的工作状态信息，从而在接收到发射控制中心的主令点火指令时，可以根据例如发动机的最新工作状态信息，进一步判断是否满足预令状态)，从而仅在发控中心及火箭的箭上控制模块同时允许发送主令点火指令时，才向发动机发送主令点火指令。否则，火箭自行执行发动机的紧急关机。对于这种设置优先级的主点火指令判断，例如，也可以是首先由箭上控制模块31判断，并在判断通过(即可以向火箭发送主点火指令)时，由发控中心的控制模块32或发控操作人员进行二次判断，从而提高对发动机预令点火工作状态信息判断的准确性。本发明的实施例通过箭上控制模块31与发控中心的控制模块32的配和，可以提高主令点火指令的可靠性，进一步提高火箭发射的成功率。
在一个实施例中，控制模块30还用于预设预令点火时间。所述检测模块20用于检测所述发动机的推力参数在预设预令点火时间内是否上升到其额定推力的预设比例范围。所述控制模块30还用于在预设预令点火时间内所述推力参数上升到额定推力的预设比例范围时，控制所述发动机执行主点火，以及在预设预令点火时间内所述推力参数在预设时间内未上升到额定推力的预设比例范围时，控制所述发动机执行紧急关机。本发明的发射控制系统，通过检测发动机推力参数值，可以更好的检验发动机的工作性能，提高发射成功率。
例如，控制系统还可以包括设置在发射控制中心的发射模块；所述发射模块用于向待发射火箭发送预令点火指令或用于向待发射火箭发送主令点火指令。如上所述，控制系统还可以包括设置在箭上的发射模块，该发射模块用于将火箭发动机的预令点火的工作状态信息发送给发射控制中心。
本发明的上述实施例可以彼此组合，且具有相应的技术效果。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。