可重复使用技术演示验证火箭离台检测方法、系统及设备与流程

1.本发明涉及航天技术领域，尤其涉及一种可重复使用技术演示验证火箭离台检测方法、系统及设备。


背景技术：

2.可重复使用技术演示验证火箭一般采用液体火箭发动机，飞行高度较低，不入轨，具有测量箭体离地高度的高度表以及缓冲着陆冲击与过载的回收支腿。演示验证火箭起飞过载较小，液体火箭发动机推力建立时间较长，通过过载判别离台与真实起飞时间有较大差距且当推力、加注量存在偏差时存在误判风险；同时为降低成本，试验不设置发射塔架且在发动机点火前箭地电连接已脱开并撤收，因此以往利用物理连接状态的检测方法已不适用。


技术实现要素：

3.为了克服上述现有技术的不足，本发明提供一种可重复使用技术演示验证火箭的离台检测方法，所述的火箭回收支腿设置有缓冲器，所述缓冲器承受的压力值可以测得，方法包括：
4.s1、测量火箭回收支腿缓冲器压力值并进行判别；
5.s2、测量箭体轴向过载并进行判别；
6.s3、测量箭体支腿下端面实际离地高度并进行判别；
7.s4、记录当前时刻距离点火时刻的时间差dt＝t
t
‑
t0，其中t
t
为当前时刻，t0为发动机点火指令发出时刻；
8.s5、当s1
‑
3中判别的缓冲器压力条件、箭体轴向过载条件、支腿下端面离地高度条件中有两项同时满足，则判定为火箭离台，记录当前时刻为t1，并通过遥测下传；
9.当三项判据均不满足但dt≤tth时，持续测量上述物理量，当三项判据均不满足且dt>tth时，则判定为火箭离台故障并进行后处理程序；tth为按照最大设计偏差及弹道设计情况，计算出的火箭离台时间，再加20％裕度；
10.s6、当发生以下事件时，即停止上述判别：(a)火箭已起飞，并下传了起飞零秒的遥测数据；(b)火箭出现故障，收到地面发出的紧急关机遥控指令；
11.其中，步骤s1
‑
3为并列进行。
12.进一步地，所述步骤s1具体为：测量回收支腿的四个缓冲器的氮气室或油缸内的压力pmd1
‑
4，采样周期为1khz。发动机完成点火时序控制后，四个计数器cmd1
‑
4开始计数，cmd1
‑
4初始值均为0，当压力测量值小于装订阈值pth时，对应的计数器加一，当压力测量值大于等于装订阈值pth时，计数器清0；当cmd1
‑
4中同时有三项值大于kmd，则判别为满足缓冲器压力条件，kmd一般取值为20
‑
50。
13.进一步地，所述步骤s2具体为：测量箭体轴向过载，即指箭体坐标系下x方向的箭
体过载nx1，采样周期为100hz，n
x1,k
为第k个计算周期的箭体轴向过载，n一般取5
‑
10；发动机完成点火时序控制后，计数器cnx开始计数，cnx初始值均为0，当过载测量值大于装订阈值nth时，计数器cnx加一，当过载测量值小于等于装订阈值nth时，计数器清0；当cnx值大于knx时则判别为满足箭体轴向过载条件，knx一般取值为5
‑
15。
14.进一步地，所述步骤s3具体为：由两台高度表分别测量箭体支腿下端面实际离地高度hgd1
‑
2，其中h
tx,k
为第k个计算周期的高度表天线安装位置离地高度，为高度表天线安装位置距支腿下端面的轴向距离，采样周期为100hz，n一般取5
‑
10。发动机完成点火时序控制后，两个计数器cgd1
‑
2开始计数，cgd1
‑
2初始值均为0，当hgd1或hgd2大于装订阈值hth时，对应的计数器加一，当hgd1或hgd2小于等于装订阈值hth时，对应的计数器清0；当cgd1
‑
2中有一项值大于kgd时则判别为满足支腿下端面离地高度条件，kgd一般取值为5
‑
15。
15.进一步地，所述缓冲器压力条件、箭体轴向过载条件、火箭支腿下端面离地高度条件，三项条件为同时进行数据采集进行判断；理论上压力值最先发生变化，其次是轴向过载，高度作为位置量，是加速度的积分，最后变化。
16.进一步地，nth是轴向过载判别门限，一般取值为1.05
‑
1.3倍重力加速度，具体取值与起飞推重比有关。
17.本发明还提供一种可重复使用技术演示验证火箭的离台检测系统，其特征在于，包括离台检测数据处理模块以及离台判别处理模块；
18.离台检测数据处理模块用于获取安装在氮气室或油缸内的压力传感器测量数据、惯组测量得到的箭体轴向过载数据、高度表测量得到的支腿离地高度数据、中心计算机记录的发动机点火指令的发出时刻以及当前时刻；
19.离台判别处理模块用于根据获取的三个判别条件及时间数据来进行离台判别。
20.进一步地，离台判别处理模块按照下列步骤进行离台判别：
21.测量回收支腿的四个缓冲器的氮气室或油缸内的压力pmd1
‑
4，采样周期为1khz。发动机完成点火时序控制后，四个计数器cmd1
‑
4开始计数，cmd1
‑
4初始值均为0，当压力测量值小于装订阈值pth时，对应的计数器加一，当压力测量值大于等于装订阈值pth时，计数器清0；当cmd1
‑
4中同时有三项值大于kmd，则判别为满足缓冲器压力条件，kmd一般取值为20
‑
50；
22.测量箭体轴向过载，即指箭体坐标系下x方向的箭体过载nx1，采样周期为100hz，n
x1,k
为第k个计算周期的箭体轴向过载，n一般取5
‑
10；发动机完成点火时序控制后，计数器cnx开始计数，cnx初始值均为0，当过载测量值大于装订阈值nth时，计数器cnx加一，当过载测量值小于等于装订阈值nth时，计数器清0；当cnx值大于knx时则判
别为满足箭体轴向过载条件，knx一般取值为5
‑
15；
23.由两台高度表分别测量箭体支腿下端面实际离地高度hgd1
‑
2，其中h
tx,k
为第k个计算周期的高度表天线安装位置离地高度，为高度表天线安装位置距支腿下端面的轴向距离，采样周期为100hz，n一般取5
‑
10；发动机完成点火时序控制后，两个计数器cgd1
‑
2开始计数，cgd1
‑
2初始值均为0，当hgd1或hgd2大于装订阈值hth时，对应的计数器加一，当hgd1或hgd2小于等于装订阈值hth时，对应的计数器清0；当cgd1
‑
2中有一项值大于kgd时则判别为满足支腿下端面离地高度条件，kgd一般取值为5
‑
15；
24.记录当前时刻距离点火时刻的时间差，其中为当前时刻，为发动机点火指令发出时刻；
25.当缓冲器压力条件、箭体轴向过载条件、支腿下端面离地高度条件中有两项同时满足，则判定为火箭离台，记录当前时刻为t1，并通过遥测下传；
26.当三项判据均不满足但dt≤tth时，持续测量上述物理量，当三项判据均不满足且dt>tth时，则判定为火箭离台故障并进行后处理程序；tth为按照最大设计偏差及弹道设计情况，计算出的火箭离台时间，再加20％裕度；
27.当发生以下事件时，即停止上述判别：
28.(a)火箭已起飞，并下传了起飞零秒的遥测数据；
29.(b)火箭出现故障，收到地面发出的紧急关机遥控指令。
30.进一步地，还包括火箭离台检测执行模块，火箭离台检测执行模块用于根据预设起飞状态判别执行控制指令，执行离台检测数据处理模块以及离台判别处理模块。
31.本发明还提供一种执行可重复使用技术演示验证火箭的离台检测方法的设备，其特征在于，包括：
32.存储器，用于存储计算机程序及火箭离台状态判别方法；
33.处理器，用于执行所述计算机程序及火箭离台状态判别方法，以实现所述可重复使用技术演示验证火箭的离台检测方法的步骤。
34.与现有技术相比较而言，本发明具有如下有益效果：
35.相较于单一判据获取的数据有偏差时存在误判风险，本发明根据三个判据来判断火箭是否离台，并且考虑到了传感器故障冗余的情况，得出的判断结论更加准确可靠。
36.为降低成本，现有一些试验已不设置发射塔架且在发动机点火前箭地电连接已脱开并撤收，因此以往物理连接状态的检测方法已不适用，本发明的离台检测方法则可用于所有无箭地间物理连接的火箭的离台检测，适用范围更广。
附图说明
37.图1为缓冲器压力条件判别方法流程图；
38.图2为离地高度条件判别方法流程图；
39.图3为箭体轴向过载条件判别方法流程图；
40.图4为火箭离台判别方法流程图；
41.图5为箭体坐标系。
具体实施方式
42.为了使本领域技术人员更好地理解本发明，下面结合具体实施方式对本发明作进一步详细说明。
43.本实施方式中一种可重复使用技术演示验证火箭的离台检测方法，所述的火箭回收支腿设置有缓冲器，所述缓冲器承受的压力值可以测得，方法包括：
44.s1、根据火箭回收支腿缓冲器压力值进行判别；
45.s2、根据箭体轴向过载进行判别；
46.s3、根据测量的箭体支腿下端面实际离地高度进行判别；
47.s4、记录当前时刻距离点火时刻的时间差dt＝t
t
‑
t0，其中t
t
为当前时刻，t0为发动机点火指令发出时刻；
48.s5、当s1
‑
3中判别的缓冲器压力条件、箭体轴向过载条件、支腿下端面离地高度条件中有两项同时满足，则判定为火箭离台，记录当前时刻为t1，并通过遥测下传；
49.当三项判据均不满足但dt≤tth时，持续测量上述物理量，当三项判据均不满足且dt>tth时，则判定为火箭离台故障并进行后处理程序；tth为按照最大设计偏差及弹道设计情况，计算出的火箭离台时间，再加20％裕度；
50.s6、当发生以下事件时，即停止上述判别：
51.(a)火箭已起飞，并下传了起飞零秒的遥测数据；
52.(b)火箭出现故障，收到地面发出的紧急关机遥控指令。
53.进一步地，所述步骤s1具体为：测量回收支腿的四个缓冲器的氮气室或油缸内的压力pmd1
‑
4，采样周期为50
‑
1000khz。发动机完成点火时序控制后，四个计数器cmd1
‑
4开始计数，cmd1
‑
4初始值均为0，当压力测量值小于装订阈值pth时，对应的计数器加一，当压力测量值大于等于装订阈值pth时，计数器清0；当cmd1
‑
4中同时有三项值大于kmd，则判别为满足缓冲器压力条件，kmd一般取值为20
‑
50，例如取20、25、30、35、40、45、50等。如图1所示为缓冲器压力条件判别方法流程图。
54.进一步地，所述步骤s2具体为：测量箭体轴向过载，即指如图5所示箭体坐标系下x方向的箭体过载nx1，采样周期为50
‑
100hz，n
x1,k
为第k个计算周期的箭体轴向过载，n一般取5
‑
10，例如取5，6,8，10。等；发动机完成点火时序控制后，计数器cnx开始计数，cnx初始值均为0，当过载测量值大于装订阈值nth时，计数器cnx加一，当过载测量值小于等于装订阈值nth时，计数器清0；当cnx值大于knx时则判别为满足箭体轴向过载条件，knx一般取值为5
‑
15，例如取5，7，10,12，15等。如图3所示为箭体轴向过载条件判别方法流程图。
55.进一步地，所述步骤s3具体为：由两台高度表分别测量箭体支腿下端面实际离地
高度hgd1
‑
2，其中h
tx,k
为第k个计算周期的高度表天线安装位置离地高度，为高度表天线安装位置距支腿下端面的轴向距离，采样周期为10
‑
100hz，n一般取5
‑
10，例如取5，7，9,10等。发动机完成点火时序控制后，两个计数器cgd1
‑
2开始计数，cgd1
‑
2初始值均为0，当hgd1或hgd2大于装订阈值hth时，对应的计数器加一，当hgd1或hgd2小于等于装订阈值hth时，对应的计数器清0；当cgd1
‑
2中有一项值大于kgd时则判别为满足支腿下端面离地高度条件，kgd一般取值为5
‑
15，例如取5，7，10,12，15等。如图2所示为离地高度条件判别方法流程图。
56.进一步地，判断顺序为先判断缓冲器压力条件；再判断箭体轴向过载条件，最后判断火箭支腿下端面离地高度条件。
57.进一步地，nth是轴向过载判别门限，一般取值为1.05
‑
1.3倍重力加速度，具体取值与起飞推重比有关。
58.具体的，本实施例中根据缓冲器压力传感器测量的压力值进行判别：火箭通过回收支腿支撑在发射区地面上，由于火箭重力的作用，回收支腿内的缓冲器处于压缩状态，缓冲器内氮气室及油缸压力较大，当火箭发动机点火后，推力逐渐建立，缓冲器压缩量减小，缓冲器内氮气室及油缸压力减小，当火箭起飞时，缓冲器无压缩量，处于自由状态，压力也将小于阈值；
59.当测量的压力小于装订阈值时，表明推力建立完成，支腿为提供给箭体支持力所产生的压缩量减小；当火箭离台后，支腿处于松弛自由状态，缓冲器几乎无压缩，直至着陆时支腿触地；
60.根据箭体过载判别：当火箭推力大于自身重力时，火箭离开发射台起飞；
61.通过高度表测量高度判别：火箭离台后，高度表测量的离地高度迅速增大；直到箭地返回地面时，离地高度再减小；
62.判断开始时间与结束时间：发动机完成点火时序控制后，开始进入判断；当火箭已离台或发生故障时，停止离台判断。
63.本实施例离台判据：
64.s1中cmd1
‑
4表示对应标号的缓冲器压力测量值连续小于装订阈值pth的次数，kmd为装订值，表示满足缓冲器压力条件的次数，kmd一般取值为20
‑
50，与缓冲器的设计值有关，具体数值通过仿真或试验得到；阈值pth与缓冲器的设计值、箭体重量及起飞过载有关，具体数值通过数学仿真及试验确定。
65.当cmd1
‑
4中同时有三项值大于kmd，则判别为满足缓冲器压力条件；由于加工工艺的偏差以及加注后箭体具有一定倾斜角，起飞过程中存在多种不同支腿离地的方式，且考虑到压力传感器故障冗余的情况，因此将判据设为4取3。如图4所示为火箭离台判别方法流程图。
66.s2中表示最近连续n个周期内的轴向过载平均值；n
x1,k
为第k个
计算周期的箭体轴向过载；n一般取5
‑
10；cnx表示过载测量值连续大于装订阈值nth的次数，knx为装订值，表示满足箭体轴向过载条件的次数，knx一般取值为5
‑
15；nth是轴向过载判别门限，一般取值为1.05
‑
1.3倍重力加速度，具体取值与起飞推重比有关。
67.s3中表示最近连续n个周期内的高度表天线安装位置离地高度平均值；h
tx,k
为第k个计算周期的高度表天线安装位置离地高度；h
az
为高度表天线安装位置距支腿下端面的轴向距离，n一般取5
‑
10；cgd1
‑
2表示对应高度表测量高度值连续大于装订阈值hth的次数，kgd为装订值，表示满足支腿下端面离地高度条件的次数，kgd一般取值为5
‑
15，hth与高度表的测量精度有关，一般hth大于高度表测量精度1
‑
1.5倍。
68.当cgd1
‑
2中有一项大于kgd，则判定满足支腿下端面离地高度条件；由于箭体离台时可能存在姿态倾斜的情况，导致两个高度表测量值有偏差，且考虑到高度表故障时的冗余判定。
69.具体的，本实施例判断顺序为先判断压力；再判断过载，最后判断高度；实际上这三种测量值是同时开始采集的，但理论上压力最先产生变化；当支腿压缩量逐渐减小时，由于支腿下端面仍未离开地面，因此火箭受到地面的支持力，与推力、支腿压缩力平衡，此时过载无明显变化，只有在离台后，箭体不再受到地面支持力的平衡时，过载才会发生明显变化；高度作为加速度的积分，最后产生变化。
70.离台故障的判定：当三项均不满足且dt>tth时，则判定为火箭离台故障并进行后处理程序。
71.基于同一发明构思，本发明提供的一种可重复使用技术演示验证火箭的离台检测系统，包括离台检测数据处理模块以及离台判别处理模块；
72.离台检测数据处理模块用于获取安装在氮气室或油缸内的压力传感器测量数据、惯组测量得到的箭体轴向过载数据、高度表测量得到的支腿离地高度数据、中心计算机记录的发动机点火指令的发出时刻以及当前时刻；
73.离台判别处理模块用于根据获取的三个判别条件及时间数据来进行离台判别。
74.还包括火箭离台检测执行模块，火箭离台检测执行模块用于根据预设起飞状态判别执行控制指令，执行离台检测数据处理模块以及离台判别处理模块。
75.本发明中的模块设计代码或指令，可以是软件和/或固件由处理电路包括一个或多个处理器执行，如一个或多个数字信号处理器(dsp)，通用微处理器，特定应用集成电路(asics)，现场可编程门阵列(fpga)，或者其它等价物把集成电路或离散逻辑电路。因此，术语“处理器，”由于在用于本文时可以指任何前述结构或任何其它的结构更适于实现的这里所描述的技术。另外，在一些方面，本公开中所描述的功能可以提供在软件模块和硬件模块。
76.如果在硬件中实现，本发明涉及一种装置，例如可以作为处理器或者集成电路装置，诸如集成电路芯片或芯片组。可替换地或附加地，如果软件或固件中实现，所述技术可实现至少部分地由计算机可读的数据存储介质，包括指令，当执行时，使处理器执行一个或更多的上述方法。例如，计算机可读的数据存储介质可以存储诸如由处理器执行的指令。
77.基于同一发明构思，可能以许多方式来实现本发明的方法以及装置。例如，可通过软件、硬件、固件或者软件、硬件、固件的任何组合来实现本发明的方法以及装置。用于所述方法的步骤的上述顺序仅是为了进行说明，本发明的方法的步骤不限于以上具体描述的顺序，除非以其它方式特别说明。此外，在一些实施例中，还可将本发明实施为记录在记录介质中的程序，这些程序包括用于实现根据本发明的方法的机器可读指令。因而，本发明还覆盖存储用于执行根据本发明的方法的程序的记录介质。