技术领域
[0001] 本发明涉及航空航天技术领域，尤其涉及一种留轨末级任务规划系统。
相关背景技术
[0002] 运载火箭的末级在经历火箭入轨和星箭分离后，完成了发射主任务。之后，末级转换为留轨末级，继续在原有轨道上运行。由于留轨末级中依然保留了姿轨控动力系统，以及剩余的推进剂等，使得留轨末级具有在轨运行能力和轨道机动能力。在此基础上，可以在留轨末级上搭载不同的空间载荷，用于执行不同的太空任务。
[0003] 相比于大型运载火箭在完成星箭分离后形成的留轨末级，小型火箭的体量较小，功耗较低，可以成为携带小型空间载荷的低成本留轨级平台，性价比较高，适合承担低轨探测任务。
具体实施方式
[0019] 为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明中的附图，对本发明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，本领域普通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。
[0020] 需要说明的是，本发明中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本发明的实施例能够以除了在这里图示或描述的那些以外的顺序实施。此外，术语“包括”和“具有”以及他们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含，例如，包含了一系列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或设备不必限于清楚地列出的那些步骤或单元，而是可包括没有清楚地列出的或对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或单元。
[0021] 图1为本发明提供的留轨末级任务规划系统的结构示意图，如图1所示，该系统包括：任务规划装置110，用于在留轨末级120完成星箭分离后，向留轨末级120发送目标探测任务的任务控制信息；
留轨末级120，与任务规划装置110通信连接，用于基于目标探测任务的任务控制
信息，控制留轨末级120中的姿轨控动力系统完成姿态控制和/或轨道控制，以及控制留轨末级120中的探测载荷获取目标探测任务的探测数据，并将探测数据发送至任务规划装置
110。
[0022] 具体地，本发明实施例提供的留轨末级任务规划系统包括两部分，分别为设置在地面的任务规划装置110和运行在太空中的留轨末级120。
[0023] 任务规划装置110可以为用于对留轨末级120进行远程控制的硬件装置，也可以为用于对留轨末级120进行远程控制的软件。任务规划装置110可以设置在地面监控站，当留轨末级120经过地面监控站的测控范围时，与留轨末级120进行数据交互；任务规划装置110也可以设置在运载火箭的发射指挥控制中心，通过各个地面监控站与留轨末级120进行数据交互。
[0024] 目标探测任务是指利用留轨末级120在星箭分离后的剩余的推进剂和电能进行轨道控制和姿态控制后能够完成的探测任务。例如可以为地表探测、地磁探测和重力试验等。留轨末级120需要搭载与目标探测任务对应的探测载荷，例如可以包括光学遥感载荷、磁强计和重力测量仪等。
[0025] 在运载火箭的末级完成星箭分离后，任务规划装置110可以向留轨末级120发送目标探测任务的任务控制信息。任务控制信息用于对留轨末级120完成目标探测任务进行控制，可以体现为对留轨末级120的轨道和姿态进行控制的信息，以及对探测载荷的开机和运行等进行控制的信息。
[0026] 通过天地通信的方式，留轨末级120获取目标探测任务的任务控制信息，并根据任务控制信息生成留轨末级120中的姿轨控动力系统的姿态控制指令或者轨道控制指令，控制姿态控制发动机或者轨道控制发动机，使得留轨末级120完成姿态控制和/或轨道控制；同时，留轨末级120根据任务控制信息生成探测载荷的控制指令，使得探测载荷可以开机运行，并获取探测数据，最后将探测数据发送至任务规划装置110。
[0027] 本发明实施例提供的留轨末级任务规划系统，包括任务规划装置和留轨末级，任务规划装置用于在留轨末级完成星箭分离后，向留轨末级发送目标探测任务的任务控制信息；留轨末级用于根据目标探测任务的任务控制信息，控制留轨末级中的姿轨控动力系统完成姿态控制和/或轨道控制，以及控制留轨末级中的探测载荷获取目标探测任务的探测数据，并向任务规划装置发送探测数据；通过设置在地面的任务规划装置与运行在太空的留轨末级进行通信，实现了对留轨末级的远程控制，可以充分利用留轨末级完成卫星发射任务后的剩余推进剂，利用留轨末级的在轨运行能力和机动变轨能力来完成探测任务，提高了运载火箭末级的设备重复利用率。
[0028] 基于上述实施例，图2为本发明提供的任务规划装置的结构示意图，如图2所示，任务规划装置110包括：任务规划模块111，用于基于目标探测任务的任务需求信息和留轨末级中探测载
荷的探测性能信息，确定目标探测任务的任务控制信息；
任务调度模块112，用于在留轨末级执行目标探测任务的过程中获取留轨末级的
飞行状态信息，并基于飞行状态信息和任务控制信息，向留轨末级发送姿轨优化信息；
数据分析模块113，用于接收探测数据，并基于飞行状态信息对探测数据进行判
读。
[0029] 具体地，任务规划装置110的主要作用是根据运载火箭的留轨末级的轨道参数和所搭载的探测载荷任务，以及留轨末级的在轨运行及机动策略，在确保留轨末级正常运行的前提下，最大限度发挥留轨末级剩余能力，完成探测任务，并能够再将探测数据回传到地面。
[0030] 从功能结构上，任务规划装置110可以包括任务规划模块111、任务调度模块112和数据分析模块113。
[0031] 任务规划模块111主要用于根据目标探测任务的任务需求信息和留轨末级中探测载荷的探测性能信息，确定目标探测任务的任务控制信息。
[0032] 任务需求信息是指完成目标探测任务对于留轨末级的需求信息，例如在轨运行时间需求等。不同的目标探测任务对应不同的任务需求信息。例如，对于地球表面某个湖泊进行遥感拍摄，为了尽可能全面地获取湖泊的遥感图，需要留轨末级在适合的目标轨道上运行多圈，在不同光照条件下获取遥感图。
[0033] 探测性能信息是指探测载荷的探测性能要求等信息，例如探测分辨率、探测视野、探测距离等要求。探测性能信息可能对留轨末级所在的轨道参数有影响。例如，留轨末级搭载的光学遥感载荷的探测性能信息根据探测分辨率和探测视野，要求光学遥感载荷所在的留轨末级运行在200千米左右的高空，因此，该留轨末级执行探测任务时的轨道高度应该为200千米左右。
[0034] 任务规划模块111根据任务需求信息和探测性能信息，从而确定目标探测任务的任务控制信息。例如，任务控制信息可以包括轨道控制信息、姿态控制信息和探测载荷的运行控制信息等。
[0035] 任务调度模块112可以与留轨末级进行实时数据交互，在留轨末级执行目标探测任务的过程中获取留轨末级的飞行状态信息。飞行状态信息包括飞行高度、飞行姿态、推进剂剩余量等。任务调度模块112根据飞行状态信息确定留轨末级的实际工作状态，根据任务控制信息确定留轨末级实际完成的任务情况，根据实际情况对留轨末级的轨道或者姿态进行优化，生成姿轨优化信息。留轨末级根据姿轨优化信息，对自身的机动变轨和姿态调整进行优化，以提高留轨末级在资源有限的情况下，尽可能完成多个探测任务。
[0036] 数据分析模块113主要用于根据飞行状态信息对探测数据进行判读。由于探测数据的获取时间和获取位置等信息与留轨末级的飞行状态密切相关，因此可以根据飞行状态信息对探测数据进行判读，确定探测数据是否合理，提高探测数据的准确性。
[0037] 基于上述任一实施例，任务规划模块包括：姿轨规划子模块，用于基于各个目标探测任务的任务需求信息和留轨末级中各个
探测载荷的探测性能信息，确定各个目标探测任务的轨道控制信息和/或姿态控制信息；
轨道优化子模块，用于基于各个目标探测任务的任务优先级和/或推进剂消耗量，确定各个目标探测任务的执行顺序，并基于执行顺序，对各个目标探测任务的轨道控制信息进行优化。
[0038] 具体地，从功能结构上，任务规划模块又可以包括姿轨规划子模块和轨道优化子模块。
[0039] 姿轨规划子模块具体用于获取留轨末级需要执行的多个目标探测任务的任务需求信息，以及留轨末级上搭载的多个探测载荷的探测性能信息，然后根据这些信息确定各个目标探测任务的轨道控制信息和/或姿态控制信息。例如，在留轨末级的轨道生成的过程中，需要根据各个目标探测任务对于轨道六要素（半长轴、偏心率、轨道倾角、升交点赤经、近地点幅角、真近点角）等方面的要求，确定留轨末级的飞行轨道和姿态调整策略。地面测试人员可以通过姿轨规划子模块提供的人机交互界面，输入各个目标探测任务的轨道需求后，系统可根据火箭末级理论轨道参数和控制能力计算并确认该轨道是否在控制能力范围内，生成各个目标探测任务的轨道控制信息和/或姿态控制信息。同时，也可获得留轨末级的控制余量、剩余比率等信息。
[0040] 轨道优化子模块具体用于根据各个目标探测任务的任务优先级和/或推进剂消耗量，确定各个目标探测任务的执行顺序，并按照执行顺序，以推进剂消耗量最小为目标，对留轨末级执行各个目标探测任务时的轨道控制信息进行优化。例如，通过凸优化算法使得留轨末级在多个目标轨道之间进行变轨时尽可能平滑，进一步节省留轨末级所消耗的推进剂。通过对轨道控制信息进行优化，可以动态调整各个目标探测任务的执行顺序和任务优先级，尽可能完成更关键更重要的探测任务。
[0041] 轨道优化子模块将优化后的轨道控制信息以轨道点形式保存在文件中，并在运载火箭执行飞行任务之前，通过箭地通讯接口将飞行轨道信息上传到箭上计算机，并对上传结果进行必要的校验。
[0042] 任务规划模块还可以以图形化的形式将规划和优化的轨道控制信息展示给地面测试人员。
[0043] 基于上述任一实施例，任务调度模块包括：推进剂监测子模块，用于获取留轨末级中的推进剂消耗信息；
状态监测子模块，用于获取留轨末级的飞行状态信息；
任务重规划模块，用于基于飞行状态信息、任务控制信息和推进剂消耗信息，对目标探测任务的轨道控制信息和/或姿态控制信息进行优化，确定姿轨优化信息。
[0044] 具体地，与任务规划模块不同，任务调度模块主要用于在留轨末级完成星箭分离后，在运行轨道的测控弧段与留轨末级进行实时的数据传输，开展实时任务规划，匹配留轨末级的剩余机动能力，执行探测任务。
[0045] 任务调度模块在运载火箭发射前测试、飞行试验等环节处于待机状态，仅接收火箭遥测数据，不进行解算，当火箭末级入轨后，转化为留轨末级后，由任务调度模块监控后续的探测任务。主要包括天地通信、轨道优化等功能。
[0046] 从功能结构上，任务调度模块包括推进剂监测子模块、状态监测子模块和任务重规划模块。
[0047] 推进剂监测子模块主要用于获取留轨末级中的推进剂消耗信息。推进剂消耗信息可以包括推进剂的消耗速度和推进剂的剩余量等。状态监测子模块主要用于获取留轨末级的飞行状态信息，例如飞行高度和飞行姿态等。
[0048] 任务重规划模块，用于根据飞行状态信息、任务控制信息和推进剂消耗信息，对目标探测任务的轨道控制信息和/或姿态控制信息进行优化，确定姿轨优化信息。此处的姿轨优化信息用于对留轨末级的实时飞行状态进行优化。例如，根据留轨末级的实际轨道参数，计算与预先定制的轨道信息差异，同时根据末级剩余推进剂情况，进行轨道实时规划和优化。
[0049] 留轨末级将各类飞行参数和探测数据实时发送到地面。任务调度模块除了下行数传系统，还具有上行数据链，能够在空间探测任务执行阶段，向留轨末级发送轨道姿态控制指令、轨道规划数据等信息，通过对留轨末级的控制，实现对空间探测流程的精准控制，在资源有限的条件下，尽可能完成所用探测项目或关键探测项目。
[0050] 任务调度模块可以运行在地面监控站的超算系统中，通过仿真测试，确认姿轨优化信息有效性后将其通过天地数据链发送到留轨末级。
[0051] 基于上述任一实施例，数据分析模块包括：数据存储子模块，用于将探测数据和飞行状态信息分别存储至不同的数据库；
数据判读子模块，用于基于飞行状态信息，确定探测数据中的时序关系和/或空间关系，并基于时序关系和/或空间关系，对探测数据进行判读。
[0052] 具体地，数据分析模块主要用于飞行状态信息、留轨末级探测数据的采集和分析。从功能上，数据分析模块可以包括数据存储子模块和数据判读子模块。
[0053] 数据存储子模块能够实时接收留轨末级回传的飞行状态信息、留轨级实时或异步发送探测数据，并将这些数据解算为可以判读的物理值，然后以通用的格式保存到地面数据库中。该模块功能可与火箭测发控平台可以共用，以节约地面数据库的配置数量。
[0054] 数据判读子模块主要用于根据飞行状态信息，确定探测数据中的时序关系和/或空间关系。然后根据这些时序关系和/或空间关系，对探测数据进行自动判读，并在判读之后，生成测试报告。
[0055] 数据分析模块还可以包括数据显示子模块，用于将数据处理解算出的各类参数和测试数据以图形化的方式实时展示到人机交互界面，展示的方式包括文字、曲线、进度条、提示灯、仪表等，地面测试人员可直观的观察留轨末级的飞行状态和探测执行进程。
[0056] 基于上述任一实施例，图3为本发明提供的留轨末级的结构示意图，如图3所示，该留轨末级120至少包括箭上计算机311、留轨控制器312、姿轨控动力系统313和探测载荷314。
[0057] 留轨控制器312，与箭上计算机311连接，用于基于接收到的任务控制信息生成探测控制指令和姿轨控制指令，并将探测控制指令发送至探测载荷，以及将姿轨控制指令发送至箭上计算机311；箭上计算机311，用于基于姿轨控制指令生成姿轨控动力系统313的姿态控制参数
和/或轨道控制参数；
姿轨控动力系统313，与箭上计算机311连接，用于基于姿态控制参数和/或轨道控制参数，控制留轨末级改变运行姿态和/或运行轨道；
探测载荷314，与留轨控制器312连接，用于基于探测控制指令获取探测数据。
[0058] 具体地，该运载火箭的留轨末级的运行过程如下：步骤一、运载火箭发射，执行星箭分离，完成航天发射主任务；在此之前，留轨控制器和探测载荷处于待机状态或者关机状态；
步骤二、箭上计算机向留轨控制器发送指令，转至留轨控制器担任主控，箭上计算机担任辅控，不执行探测任务的设备断电；
步骤三、留轨控制器控制主电池向执行探测任务的设备供电；
步骤四、留轨控制器向箭上计算机发送姿态控制指令和/或轨道控制指令，由箭上计算机控制轨姿控动力系统开展快速调姿、轨道机动；
步骤五、留轨控制器控制其他设备，例如主动热控设备确保留轨平台环境满足探
测载荷的工作要求；
步骤六、留轨控制器控制探测载荷工作。
[0059] 本发明实施例提供的运载火箭的留轨末级具备轨姿控动力系统，轨姿控动力系统充分利用航天发射任务剩余的推进剂或专门预留推进剂，提升留轨末级的快速性和机动性，从而使留轨末级能够以较低的成本完成探测任务。
[0060] 基于上述任一实施例，图4为本发明提供的留轨控制器的结构示意图，如图4所示，留轨控制器312包括堆叠的电源控制模块3121、中央控制模块3122、信号处理模块3123和数据传输模块3124；电源控制模块3121，用于基于各个设备的电源需求信息，对留轨末级中电池的输
出电源参数进行控制，为各个设备提供工作电源；各个设备包括箭上计算机、姿轨控动力系统和探测载荷；
中央控制模块3122，用于基于接收到的任务控制信息生成探测控制指令和姿轨控
制指令；
信号处理模块3123，与留轨末级中的箭上计算机和探测载荷连接，用于向箭上计
算机发送姿轨控制指令，以及向探测载荷发送探测控制指令；
数据传输模块3124，用于接收任务规划装置发送的目标探测任务的任务控制信
息，以及向任务规划装置发送探测数据。
[0061] 具体地，留轨控制器包括电源控制模块、中央控制模块、信号处理模块和数据传输模块。各个模块采用堆叠的方式进行供电与信号交互，可以有效地提高留轨控制器的性能，减少芯片之间铜线的数量，减少留轨控制器的能耗。
[0062] 留轨末级中的电池包括两个独立的电池组。分别为仪器电池和火工品电池，两个电池组物理结构和接口完全独立。仪器电池为火箭飞行过程中箭上仪器设备提供一次直流电；火工品电池为箭上火工品提供点火电流。其中，留轨末级主要采用仪器电池供电。
[0063] 各个设备的电源需求信息是不同的，这些不同体现在电源类型（直流/交流）、电压等级等方面。电源控制模块对留轨末级中电池的输出电源参数进行控制，为各个设备提供工作电源。
[0064] 基于上述任一实施例，留轨末级还包括：太阳能帆板，对称设置在留轨末级的两侧，用于在留轨末级完成星箭分离后展开，为留轨末级提供电能。
[0065] 具体地，为了维持留轨末级具有足够的电能执行探测任务，可以在留轨末级的两侧对称设置太阳能帆板。在星箭分离之前，太阳能帆板处于收拢状态；在星箭分离之后，太阳能帆板展开，吸收太阳辐射，为留轨末级提供电能。
[0066] 基于上述任一实施例，留轨末级包括星衣、加热丝和星敏感器；星衣，设置于留轨末级外侧表面，用于隔绝留轨末级受到的热辐射；
加热丝，设置于留轨末级外侧表面，用于为留轨末级中的各个设备提供工作温度；
星敏感器，与留轨控制器连接，用于为留轨末级提供姿态修正信息。
[0067] 具体地，星衣和加热丝共同构成了留轨末级的热控系统，可以确保留轨末级上各个设备工作在合适的工作温度。
[0068] 星敏感器是以恒星为参照系，以星空为工作对象的高精度空间姿态测量装置，通过探测不同位置的恒星并进行解算，为留轨末级提供准确的空间方位信息，用于姿态修正。
[0069] 基于上述任一实施例，探测载荷包括地磁探测载荷、光学遥感载荷、红外遥感载荷、微波遥感载荷和重力探测载荷中的至少一种；探测载荷设置于留轨末级的星箭对接面。
[0070] 具体地，留轨末级可以执行地磁探测任务，可以搭载地磁探测载荷，例如磁强计等；可以执行地表探测任务，可以搭载光学遥感载荷、红外遥感载荷、微波遥感载荷等；可以执行重力探测任务，可以搭载重力探测载荷，例如重力测量仪等。
[0071] 为了使探测载荷具有较大的探测视野，可以将探测载荷设置于留轨末级的星箭对接面。
[0072] 基于上述任一实施例，图5为本发明提供的留轨末级的结构示意图之二，如图5所示，该留轨末级120为了执行探测任务，在原有的箭体结构上，重新利用了原有的箭上计算机311、姿轨控动力系统313、主电池316和惯组317；新增了留轨控制器312、探测载荷314、太阳能帆板315、热控系统318、星敏感器319、飞轮320、磁力矩器321和测控/数传一体机322。其中，姿轨控动力系统313包括2500N轨控推力室和25N姿控推力室，具备很强的轨控和快速调姿能力。
[0073] 当留轨末级在轨道中运行时，可以采用飞轮和磁力矩器进行姿态控制，满足在轨稳定控制和慢速调姿需求；当留轨末级在机动变轨时，采用小型轨姿控动力系统，满足快速调姿需求。
[0074] 为避免与航天发射主任务深度耦合，影响航天发射任务的可靠性，新增设备与末级原电气设备采用简易交互接口，并且在航天发射主任务结束前新增设备不工作。
[0075] 探测载荷相对独立，通过留轨控制器实现供配电及控制，同时集成测控/数传一体机功能及与探测载荷的交互功能。
[0076] 留轨控制器设置与箭上计算机、主电池电气接口，实现箭上计算机、惯组、主电池、轨姿控动力系统的功能复用。
[0077] 箭上计算机由硬件和软件组成。根据功能需求进行合理划分。其中，硬件部分：CPU组件、配电组件、时序组件、卫导组件等构成。CPU组件通过总线与箭上其他设备进行信息交互，实现导航解算、飞行控制；同时通过RS422实现对时序组件和卫导组件的信息交互。
[0078] 其中，配电组件以开关量输入形式接收配电指令，通过对配电指令的解析实现地面配电及地面与箭上电源的转电、断电控制并产生箭上计算机所需的隔离二次电源。时序组件通过接收时序控制指令，通过对时序控制指令的解析实现火工品等时序控制、轨姿控电磁阀的控制及火工品通路阻值测试。卫导组件实时提供箭体位置信息、速度信息。光纤捷联惯组由三轴光纤陀螺仪、加速度计、直流电源、导航计算机、系统应用软件组成。陀螺（及其配套电路）敏感箭体三个轴向运动，以RS422形式输出测量脉冲信号。加速度计敏感箭体三个轴向运动，经转换输出测量脉冲信号。导航计算机一方面对陀螺和加速度计信号进行采集和预处理，得到经温度补偿后的载体角速度、加速度等参数；另一方面接收基准信息，完成初始对准，并将对准参数和测量参数通过纵向通信发送给箭上计算机进行控制计算。
[0079] 以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，其中所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部模块来实现本实施例方案的目的。本领域普通技术人员在不付出创造性的劳动的情况下，即可以理解并实施。
[0080] 通过以上的实施方式的描述，本领域的技术人员可以清楚地了解到各实施方式可借助软件加必需的通用硬件平台的方式来实现，当然也可以通过硬件。基于这样的理解，上述技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品可以存储在计算机可读存储介质中，如ROM/RAM、磁碟、光盘等，包括若干命令用以使得一台计算机设备（可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等）执行各个实施例或者实施例的某些部分所述的方法。
[0081] 最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。
