飞行器飞行的安全控制方法、安全控制系统和服务器

技术领域

本发明涉及飞行器的飞行安全控制技术领域，具体涉及一种飞行器飞行的安全控制方法、安全控制系统和服务器。

背景技术

运载火箭等飞行器在飞行过程中，可能会由于各系统的故障而导致飞行失利。一旦火箭等飞行器由于故障无法正常飞行，则随时可能从空中坠落。如果飞行器发生故障的位置恰恰处于人口稠密的地区上空，则火箭等的残骸可能会危及地面设备或人员的安全，从而造成严重的发射事故。

因此，飞行器常常配备飞行安全控制系统。安全控制系统的作用是当飞行器在飞行过程中发生故障且落点将超出允许范围时，终止飞行器的动力飞行，并将飞行器炸毁。

在现有的飞行器安全控制系统中，飞行器与地面之间通常需要进行通信，因此，飞行器上需配备额外的设备。例如，这些额外的设备包括用于接收地面通信信号的天线接收机等。显然、这些额外的设备不仅会增加飞行器设计的难度，而且可导致飞行器的可靠性降低、生产成本提高，无法满足要求低成本、快周期的商业航天运载型号。

发明内容

针对相关技术中的上述技术问题，本发明提出一种飞行器飞行的安全控制方法、安全控制系统、存储器和服务器。本发明的安全控制方法，可以通过对飞行器在飞行过程中的飞行参数设定安全范围，形成确保飞行器安全飞行的管道，从而可以更好地应对及处理飞行器飞行中的故障，避免对地面设施和人员造成伤害。

本发明的一个方面提供了一种飞行器飞行的安全控制方法，其特征在于，针对飞行器飞行过程中的至少一个飞行参数设定第一安全阈值和第二安全阈值；获取该飞行器在飞行过程中的所述至少一个飞行参数值；根据获取的所述至少一个飞行参数执行安全操作，其中，当所述至少一个飞行参数值在所述第一安全阈值和所述第二安全阈值之间或等于所述第二安全阈值时，使所述飞行器的炸毁系统解除保险，从而所述飞行器处于待炸毁状态；当所述至少一个飞行参数值大于所述第二安全阈值时，使所述炸毁系统炸毁所述飞行器。

在一个实施例中，所述针对飞行器飞行过程中的至少一个飞行参数设定第一安全阈值和第二安全阈值包括：针对所述飞行器飞行过程中的多个飞行参数分别设定第一安全阈值和第二安全阈值。

在一个实施例中，所述根据获取的所述至少一个飞行参数执行安全操作，其中，当所述至少一个飞行参数值大于第一安全阈值且小于或等于第二安全阈值时，使所述飞行器的炸毁系统解除保险，从而所述飞行器处于待炸毁状态，以及当所述至少一个飞行参数大于第二安全阈值时，使所述炸毁系统炸毁所述飞行器包括：当所述多个飞行参数值中的任意一个在对应的第一安全阈值和第二安全阈值之间时，使所述飞行器的炸毁系统解除保险，从而所述飞行器处于待炸毁状态，以及当所述多个飞行参数值中的任意一个大于对应的第二安全阈值时，使所述炸毁系统炸毁所述飞行器。

在一个实施例中，所述当所述多个飞行参数值中的任意一个在对应的第一安全阈值和第二安全阈值之间时，使所述飞行器的炸毁系统解除保险，从而所述飞行器处于待炸毁状态包括：当至少三个飞行参数分别处于与对应的第一阈值和第二阈值之间时，进一步判断该至少三个飞行参数的变化趋势；且在该至少三个飞行参数值均向对应的第二阈值靠近且至少两个飞行参数值与对应的第二阈值之差的绝对值小于对应的第一阈值和第二阈值之差的绝对值5％时，使所述炸毁系统炸毁所述飞行器。

在一个实施例中，所述多个飞行参数包括飞行器的位置参数、速度参数、弹道参数、落点坐标、程序角、飞行器的姿态角以及发动机点火时刻、关机时刻的温度和压力参数。

在一个实施例中，所述获取该飞行器的所述至少一个飞行参数值包括：判断所述飞行器在飞行过程中的位置，且在所述飞行器的落点位置处于发射场之外时，启动针对该飞行器的安全控制，从而获取该飞行器的所述第一飞行参数值。

在一个实施例中，所述获取该飞行器的所述至少一个飞行参数值后包括：判断飞行器的飞行状态，且在所述飞行器的主动飞行段结束、飞行器飞行速度不小于5000m/s或飞行高度不小于10km时，终止针对飞行器飞行的安全控制。

在上述一些实施例中，所述根据获取的所述至少一个飞行参数执行安全操作，其中，当所述至少一个飞行参数值在所述第一安全阈值和所述第二安全阈值之间或等于所述第二安全阈值时，使所述飞行器的炸毁系统解除保险，从而所述飞行器处于待炸毁状态之后包括：判断所述至少一个飞行参数的变化速度，且在所述至少一个参数处于对应的第一阈值和第二阈值的中点与该第二阈值之间且加速向所述第二安全阈值靠近时，使所述炸毁系统炸毁所述飞行器。

本发明的另一个方面提供了一种用于飞行器飞行的安全控制系统。安全控制系统包括：预设模块，获取模块和控制模块；其中所述预设模块用于针对飞行器飞行过程中的至少一个飞行参数设定第一安全阈值和第二安全阈值；所述获取模块用于获取飞行器的所述至少一个飞行参数值；所述控制模块用于根据获取的所述至少一个飞行参数执行安全操作，其中，在所述飞行参数值大于第一安全阈值且小于或等于第二安全阈值时，控制所述飞行器的炸毁系统解除保险，从而所述飞行器处于待炸毁状态，且在所述飞行参数大于第二安全阈值时，控制所述炸毁系统炸毁所述飞行器。

在一个实施例中，所述控制模块用于针对所述飞行器飞行过程中的多个飞行参数分别设定第一安全阈值和第二安全阈值。

在一个实施例中，所述控制模块用于在所述多个飞行参数值中的任意一个在对应的第一安全阈值和第二安全阈值之间时，控制所述飞行器的炸毁系统解除保险，从而所述飞行器处于待炸毁状态，且在所述多个飞行参数中的任意一个大于第二安全阈值时，控制所述炸毁系统炸毁所述飞行器。

在一个实施例中，所述控制模块还用于在至少三个飞行参数分别处于对应的第一阈值和第二阈值之间时，进一步判断该至少三个飞行参数的变化趋势；且在该至少三个飞行参数值均向对应的第二阈值靠近时，控制模块在所述至少三个飞行参数值中的两个分别与对应的第二阈值之差的绝对值小于对应的第一阈值和第二阈值之差的绝对值的5％时，控制所述炸毁系统炸毁飞行器。

在一个实施例中，所述控制模块用于在所述多个飞行参数中的至少一个处于所述第一阈值和第二阈值中点及该第二阈值之间且加速向第二阈值靠近时，控制模块控制所述炸毁系统炸毁所述飞行器。

在一个实施例中，所述控制模块包括检测单元和执行单元；其中所述检测单元用于检测飞行器在飞行过程中的位置或飞行状态，所述执行单元用于根据飞行器的位置或状态启动或关闭安全控制系统；在所述检单元在检测到飞行器飞行至发射场之外时，所述执行单元启动安全控制系统；并且在检测单元在检测到飞行器的主动飞行段结束、飞行器飞行速度不小于5000m/s或飞行高度不小于10km时，所述执行单元关闭安全控制系统。

本发明的再一个方面提供了一种存储器，其存储有计算机可读指令。在所述计算机可读指令被调用时，执行上述的方法。

本发明的又一个方面提供了一种服务器，包括存储器和处理器，所述存储器存储可执行程序，所述处理器用于调用所述可执行程序，从而执行上述的方法。

本发明实施例提供的飞行器飞行的安全控制方法、安全控制系统、存储器和服务器，可以通过对飞行器在飞行过程中的飞行参数设定安全区(例如，多个参数的第一阈值以内)、警戒区(例如，多个参数的第一阈值和第二阈值之间)和危险区(例如，超出第二阈值)，以更好的区分飞行器飞行过程的安全级别，从而可以有针对性的执行飞行器的安全控制操作。

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是根据本发明实施例的飞行器安全飞行控制方法流程图。

图2为根据本发明实施例的飞行参数阈值的飞行管道示意图。

图3a是根据本发明实施例的安全控制系统的示意图。

图3b是根据本发明实施例的火箭安全系统示意图。

图4为本发明实施例的控制模块的示意图。

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。

以下为了描述方便，本文所提及的飞行器例如可以火箭或导弹代替，但这种描述方式不影响本发明的飞行器所涉及的范围。本领域技术人员可知，本发明所指的飞行器可以包括运载火箭、各类导弹或类似飞行器。

如前所述，安全控制系统是火箭的重要分系统，其作用是火箭在飞行过程中出现故障、火箭落点将超出允许范围而危及地面安全时，可以及时终止火箭的动力飞行，并将其炸毁。

通常情况下，火箭的安全系统可以分为炸毁系统和安全控制系统。安全控制系统可以分为箭载自主安全控制系统和无线电安全控制系统。传统的箭载自主安全控制系统由箭上测量装置敏感故障，并由箭上计算机对故障进行判决以实时发出炸毁指令。传统的无线电安全控制系统由地面计算机和工作人员根据实时的遥测数据和外弹道数据判断火箭的飞行状态。如果火箭发生了不可挽回的致命故障，则通过上行无线信道向故障箭发送炸毁指令。箭上炸毁系统只有在收到炸毁指令后，才对故障箭实施炸毁。

箭载自主安全控制系统的优点是简单经济、无需人参与、抗干扰能力强，缺点是不能选择残骸落区，且纯惯性导航情况下对某些故障(如漂移导致的超程出国)不能识别。无线电安全控制系统的优点是信息源多、故障判断能力强，缺点是系统复杂、成本高，且易受外部干扰。

因此，在箭载卫星导航定位技术应用之前，通常是将上述两种安控系统结合使用，从而使二者互为备份、互为补充。具体地，自主安控系统延时执行，将延时的时间留给无线电安全控制系统以选择落区，待自主安全控制系统延时到期后再实施自毁，从而既实现了残骸落区的可选择，又避免了无线电安全控制系统的失效。

事实上，根据国内实施故障炸毁的运载火箭和弹道导弹的相关统计数据，由无线电控制系统实施炸毁的箭/弹寥寥无几。这是因为故障箭的炸毁时间稍纵即逝。作为火箭炸毁判据的遥外侧数据是通过无线信道获取的有扰数据。也就是说，地面接收到的遥外侧数据可能由于受到了干扰而发生失真，为了保证不发生误炸，地面工作人员对炸毁指令的发出异常谨慎，往往错过了地面安全控制时间。因此，大多数情况下，火箭的炸毁往往都是通过箭载计算机自行实施的。

此外，由于自主安全控制系统和无线电安全控制系统需要结合使用，因此，运载火箭通常具有相互独立的遥测下行信道和外侧下行信道，以保证无线电安全控制所需的独立信息源。另外，这种安全控制实施方案需要多次协调迭代，工程周期较长。这些无意都增加了设备成本、测控成本和研制周期，不适合要求低成本、快周期的商业航天运载型号。

本发明的一个方面提供了一种飞行器飞行的安全控制方法。安全控制方法包括：

S100针对飞行器飞行过程中的至少一个飞行参数设定第一安全阈值和第二安全阈值。

S200获取该飞行器在飞行过程中的所述至少一个飞行参数值。

S300根据所述至少一个飞行参数值执行安全操作，其中，当所述至少一个飞行参数值在所述第一安全阈值和所述第二安全阈值之间或等于所述第二安全阈值时，使所述飞行器的炸毁系统解除保险，从而所述飞行器处于待炸毁状态；当所述至少一个飞行参数值大于所述第二安全阈值时，使所述炸毁系统炸毁所述飞行器。

本发明的实施例通过针对火箭的飞行参数设定安全区间，并根据当前飞行参数与安全区间的关系，判定安全操作，一方面确保了危险临近时自主炸毁操作的可靠性，另一方面也避免了飞行器飞行故障的误炸操作。

在火箭飞行过程中，对火箭飞行状态具有重大影响的参数包括火箭在飞行过程的位置参数、速度参数、弹道参数、落点坐标、程序角、飞行器的姿态角以及发动机点火时刻、关机时刻的温度和压力参数。通常情况下，例如，火箭按照大致预定的轨道飞行，因此，其飞行过程中的坐标参数应该在一定的范围内，否则可能说明火箭已经偏离预定的飞行轨道。同样，火箭的飞行速度参数也可以显示火箭的状态。例如，在发射一段时候，如果火箭飞行正常，其应当达到一定的速度值，反之，可能说明发动机、姿控系统等出现故障。其它几个参数也具有类似的作用，即火箭正常工作情况下应当在一定的范围内。本发明设置针对参数的阈值范围主要是因为火箭在飞行过程中常常受到各种干扰，但在这些干扰或扰动影响存在的情况下，火箭的飞行参数可以仍然在允许的范围内，从而火箭的这些飞行参数存在一定的安全区间。

也就是说，理想情况下，的火箭应该完全按预定的弹道飞行。但火箭在飞行过程中存在各种扰动和各种误差传播，从而使得这些参数可能会在一定区域内变化。通过分别对这些参数设定阈值区间，可以确保火箭的飞行参数在该阈值区间变化时，不会影响火箭的成功发射，或者尽管火箭的发射可能失败，但不会对地面安全造成影响。相反，如果某些参数，超过设定的阈值范围，则故障箭可能对落点处的地面基础设施、人口密集区造成破坏。

换言之，安控的目标对象为飞行中的运载火箭，其可看作欧式空间中的一个移动的点：式中：t_i为飞行时间；(x_i,y_i,z_i)为火箭在发射坐标系中的位置；为火箭在发射坐标系中的速度；(L_i,B_i,H_i)为t_i时刻火箭动力终止故障箭的落点大地坐标；A_i为t_i时刻火箭的射向。在火箭飞行的某个时刻，这些参数应当在适当的范围内，如果超出允许的范围，则可能需要对火箭执行炸毁操作。

因此，可以针对影响火箭发射成败的关键参数进行实时检测，并结合飞行参数与阈值区间的关系，使火箭执行或不执行相应的安全操作。表1中列出了可以被实时监测的一些飞行参数，但本发明所涵盖的参数并不限于表1。前文所指第一阈值例如可以相当于故障阈值，即某个参数超出该阈值，则判断飞行器可能发生故障。例如，当飞行参数发生故障时，安全控制系统可以发出警告信息。例如，尽管飞行器飞行过程的参数超出上述故障阈值，但火箭仍然可能完成预定任务，或至少不会对地面设备和人员造成危害。当飞行参数超过该阈值时，箭上系统只是做好炸毁准备，但并不执行火箭的炸毁操作。例如，多个参数的故障阈值可以共同构成警告线。例如，前文所指第二阈值可以为安全阈值。当某一个或多个飞行参数超过其对应的安全阈值时，故障箭对地面人员和设备造成安全威胁的可能性大幅增加，此时，需要对故障箭实施炸毁，即这些参数的安全阈值构成火箭发生故障时的必炸线。

表1安控监测参数

参见图2，当本发明的实施例针对多个火箭飞行的关键参数分别设定第一阈值和第二阈值之后，多个阈值参数可以在欧式空间形成一个“管道”或者“围栏”。当火箭在“安全管道”的内部1飞行时，认为火箭是安全的，当火箭飞出安全管道之后，应当立即对火箭实施炸毁。具体地，本发明所指的“安全管道”可以按如下理解：当多个参数的值都在对应的第一阈值之内时，也即火箭处于安全管道的内壁以内1时，火箭飞行处于健康状态；当多个参数的值处于第一阈值和第二阈值之间时，也即火箭处于“安全管道”的内壁和外壁之间2时，火箭处于待炸毁的亚健康状态；当至少一个飞行参数位于第二阈值之外，也即火箭处于上述“安全管道”的外壁之外3时，火箭处于危险状态，应对火箭实施炸毁。

在一个实施例中，所述当所述至少一个飞行参数值大于第一安全阈值且小于或等于第二安全阈值时，使所述飞行器的炸毁系统解除保险，从而所述飞行器处于待炸毁状态，以及当所述至少一个飞行参数大于第二安全阈值时，使所述炸毁系统炸毁所述飞行器包括：当所述多个飞行参数值中的任意一个在对应的第一安全阈值和第二安全阈值之间时，使所述飞行器的炸毁系统解除保险，从而所述飞行器处于待炸毁状态，以及当所述多个飞行参数值中的任意一个大于对应的第二安全阈值时，使所述炸毁系统炸毁所述飞行器。本发明的实施例通过对多个参数分别设定第一阈值和第二阈值，并根据多个飞行参数与对应的第一阈值和第二阈值关系执行针对火箭的安全操作，实现了火箭飞行的安全控制，提高了火箭安全控制的可靠性，避免出现火箭的误炸、迟炸或安全控制系统失效等情况。

在一个实施例中，所述当所述多个飞行参数值中的任意一个在对应的第一安全阈值和第二安全阈值之间时，使所述飞行器的炸毁系统解除保险，从而所述飞行器处于待炸毁状态包括：当至少三个飞行参数分别处于与对应的第一阈值和第二阈值之间时，进一步判断该至少三个飞行参数的变化趋势；且在该至少三个飞行参数值均向对应的第二阈值靠近且至少两个飞行参数值与对应的第二阈值之差的绝对值小于对应的第一阈值和第二阈值之差的绝对值的5％时，使所述炸毁系统炸毁所述飞行器。例如，对于飞行器的速度参数(其它飞行参数与此类似)，在飞行器飞行的某一时刻，第一阈值为1000m/s，第二阈值为1200m/s,当前飞行器的飞行速度为V，V在1000m/s与2000m/s之间，则满足(2000-V)/(1200-1000)<5％时，使炸毁系统炸毁飞行器。本发明的实施例通过在至少三个飞行参数均位于对应的第一阈值和第二阈值之间时，进一步跟踪这些飞行参数的变化，从而即使在这些飞行参数没有超出对应的第二阈值的情况下，也可以提前判断火箭的故障状态，并在满足条件的情况下执行火箭的炸毁操作。

在该实施例中，例如，在三个参数均加速向对应的第二阈值靠近时，可以在这三个飞行参数与对应的第二阈值的距离均小于10％时，即执行火箭的炸毁。如果三个飞行参数向对应的第二阈值靠近，但靠近速度减缓，甚至在接近对应第二阈值时，均停止进一步变化，仍然认为火箭处于安全飞行的待炸毁状态。例如，当两个处于对应的第一阈值和第二阈值之间的飞行参数均向第一阈值靠近，另一个处于对应第一阈值和第二阈值之间的飞行参数向第二阈值靠近，则按前文所述的处理方式即可。例如，如果70％以上关键参数均分别处于对应的第一阈值和第二阈值之间且加速恶化时，可以选择直接炸毁火箭。

另外，在上述实施例中，还可以根据与火箭坠毁对地面及人员的安全威胁程度设置参数的优先级。例如，飞行器的落点坐标的优先级可以大于发动机参数、发动机的相关参数的优先级可以大于飞行姿态参数，飞行器的飞行姿态的优先级可以大于飞行器的飞行速度等。需要说明的是，各个飞行参数的优先级可以根据火箭的型号、首区、落区和飞行弹道所经历区域的地面情况等因素综合确定，因此，不限于本文所给定的优先级。判断原则是，优先级越高的参数，其判定火箭故障状态的效力越高。即可以以更少的高优先级参数、超出第一阈值更少的量，向第二阈值相对慢的靠近速度，即可判定炸毁火箭。同样，优先级越低的参数，其判断火箭故障状态的效力越低，即需要以更多的低优先级参数、超过第一阈值更多的量，向第二阈值更高的靠近速度，才能够判定炸毁火箭。此外，还可以设置火箭状态综合判定参数，即按优先级给与各个飞行参数不同的权重，优先级高的飞行参数具有更高的权重，优先级低的参数的权重较低，火箭的最终判定由各个参数与其权重之和确定。也就是说，针对火箭状态的权重越大，则其故障等级越高，控制火箭炸毁的几率越大。针对火箭状态的权重越小，则其故障等级越低，控制火箭炸毁的几率越低。

或者，可以将多个飞行参数分类组合，从而根据某几个飞行参数的组合所表现出的整体情况，关联地判断火箭所处的状态，进而执行相应地操作。例如，火箭的姿态角可以和火箭的坐标组合。例如，火箭的速度可以与发动机的相关参数以及火箭的坐标等相组合。例如，火箭的速度参数可以与火箭坠毁时的大致的落点坐标组合等。本发明的实施例通过设置参数的优先级，以及将各参数组合，提高了对火箭安全飞行判断的准确性。

在一个实施例中，例如，所述多个飞行参数包括飞行器的位置参数、速度参数、弹道参数、落点坐标、程序角、飞行器的姿态角以及发动机点火时刻、关机时刻的温度和压力参数。这些参数可以从各自的角度反应飞行过程中的火箭的工作状态，从而为安全控制系统的决策提供参考。

在一个实施例中，所述获取该飞行器的所述至少一个飞行参数值包括：判断所述飞行器在飞行过程中的位置，且在所述飞行器的落点位置处于发射场之外时，启动针对该飞行器的安全控制，从而获取该飞行器的所述第一飞行参数值。通常请况下，火箭在起飞后的初始阶段，为了保护发射场地的基础设施和人员安全，一般不允许炸毁火箭。只有在火箭发生故障后的落点离开发射场保护区后，安全控制系统才开始工作。本发明的实施例，通过首先判断飞行器在飞行过程中的位置，避免了安全控制系统在火箭发射的初始阶段即进行火箭炸毁而导致的安全事故，提高了火箭飞行的安全性。

在一个实施例中，所述获取该飞行器的所述至少一个飞行参数值后还可以包括：判断飞行器的飞行状态，且在所述飞行器的主动飞行段结束、飞行器飞行速度不小于5000m/s或飞行高度不小于10km时，终止针对飞行器飞行的安全控制。也就是说，飞行器的主动段飞行正常结束后，火箭的坠落点符合设计预期，从而不会对地面和人员造成威胁。同样，当飞行器的飞行速度在一定时间内达到一定程度或飞行高度达到一定高度后，可以大致判断飞行器飞行正常，或者即使发生故障，也基本不会对地面设施和人员造成威胁。本发明的实施例通过在火箭不需要安全控制系统时，及时关闭该系统，从而避免了可能由安全控制系统导致的火箭的误判和误炸，且避免了信号之间的相互干扰，进一步提高了火箭发射成功的概率，降低了系统的复杂程度，节省了能源。

在上述一些实施例中，所述当所述至少一个飞行参数值在所述第一安全阈值和所述第二安全阈值之间或等于所述第二安全阈值时，使所述飞行器的炸毁系统解除保险，从而所述飞行器处于待炸毁状态之后包括：判断所述至少一个飞行参数的变化速度，且在所述至少一个参数位于第一阈值和第二阈值的中点位置与第二阈值之间且加速向所述第二安全阈值靠近时，使所述炸毁系统炸毁所述飞行器。本发明的实施例通过判断飞行参数所处位置且向第二阈值的接近速度，执行火箭的安全操作，实现了对火箭状态趋势的提前预判，从而为火箭的安全操作预留了更多时间。

本发明的另一个方面提供了一种飞行器安全飞行的控制系统。参见图3，安全控制系统包括：预设模块10，获取模块20和控制模块30。其中所述预设模块10用于针对飞行器飞行过程中的至少一个飞行参数设定第一安全阈值和第二安全阈值。所述获取模块20用于获取飞行器的所述至少一个飞行参数值。所述控制模块30在所述飞行参数值大于第一安全阈值且小于或等于第二安全阈值时，控制所述飞行器的炸毁系统40解除保险，从而所述飞行器处于待炸毁状态，且在所述飞行参数大于第二安全阈值时，控制所述炸毁系统炸毁所述飞行器。

本发明提供的安全系统，通过预设模块、获取模块和控制模块的配合，可以确保火箭等飞行器的安全飞行，并在火箭发生故障且可能对地面或人员构成威胁时，及时炸毁火箭。

在一个实施例中，所述控制模块30用于针对所述飞行器飞行过程中的多个飞行参数分别设定第一安全阈值和第二安全阈值。如前所述，例如，多个飞行参数可以包括飞行器的位置参数、速度参数、弹道参数、落点坐标、程序角、飞行器的姿态角以及发动机点火时刻、关机时刻的温度和压力参数等。本发明的实施例通过对多个参数分别设定阈值，可以及时诊断飞行器的故障，进一步提高火箭的飞行安全，并确保火箭对地面和人员受到安全威胁时，及时炸毁故障箭。

在一个实施例中，所述控制模块30用于在所述多个飞行参数值中的任意一个在对应的第一安全阈值和第二安全阈值之间时，控制所述飞行器的炸毁系统40解除保险，从而所述飞行器处于待炸毁状态，且在所述多个飞行参数中的任意一个大于第二安全阈值时，控制所述炸毁系统40炸毁所述飞行器。本发明的实施例通过针对飞行器飞行过程中多个参数分别设置第一阈值和第二阈值，可以形成确保飞行器安全飞行的“安全管道”或“围栏”，并在某个飞行参数处于第一阈值和第二阈值之间时，及时调整火箭至待炸毁状态，并且在某个飞行参数超出该安全管道时，及时实施火箭的炸毁，从而确保火箭发射的安全。

在一个实施例中，所述控制模块30还用于在至少三个飞行参数分别处于对应的第一阈值和第二阈值之间时，进一步判断该至少三个飞行参数的变化趋势。且在该至少三个飞行参数值均处于第一阈值和第二阈值之间且向对应的第二阈值靠近时，控制模块30在所述至少三个飞行参数值中的两个与对应的第二阈值的之差的绝对值小于对应的第一阈值和第二阈值之差的绝对值的5％时，控制所述炸毁系统40炸毁飞行器。进一步地，上述值可以为2％，从而控制模块30可以进一步避免火箭的误炸。本发明实施例的安全控制系统，通过根据三个飞行参数与对应阈值的关系，以及其相对于对应第二阈值的变化趋势和距离，可以对火箭的故障状态变化进行及早预判，从而为安全系统的工作争取了更多时间，进一步提高了火箭飞行的安全性。

在一个实施例中，所述控制模块用于在所述多个飞行参数中的至少一个处于所述第一阈值与第二阈值之间且加速向第二阈值靠近时，控制模块30控制所述炸毁系统40炸毁所述飞行器。例如，可以在该至少一个飞行参数处于第一阈值和第二阈值正中间，且加速向第二阈值靠近时，控制模块30控制所述炸毁系统40炸毁所述飞行器。例如，控制模块30还可以进一步判断该飞行参数向第二阈值靠近的加速度变化是否增大。如果增大，可以在该飞行参数到达第二阈值前相应的使控制模块30控制炸毁火箭的时间适当提前(例如，在该飞行参数与第二阈值之差的绝对值大于第一阈值与第二阈值之差的绝对值的5％时，例如该值在5％-10％之间时，即可炸毁火箭)，反之，则可以使控制模块30控制火箭的炸毁时间靠后(例如，该飞行参数与第二阈值之差的绝对值小于第一阈值与第二阈值之差的绝对值的2％时，炸毁故障火箭)。例如，该飞行参数距离第二阈值越近，向第二阈值靠近的加速度越大，则控制模块30应控制炸毁系统40越早的炸毁火箭。本发明的实施例提供的安全控制系统，通过提前判断飞行参数与阈值的关系及变化的速度，可以使安全控制系统提前对火箭的状态变化进行预判，从而为火箭的安全坠毁预留更多时间。

在一个实施例中，所述控制模块30包括检测单元31和执行单元32。其中所述检测单元31用于检测飞行器在飞行过程中的位置或飞行状态。所述执行单元32用于根据飞行器的位置或状态启动或关闭安全控制系统。在所述检单元31在检测到飞行器飞行至发射场之外时，所述执行单元32启动安全控制系统。并且在检测单元31在检测到飞行器的主动飞行段结束、飞行器飞行速度不小于5000m/s或飞行高度不小于10km时，所述执行单元32关闭安全控制系统。本发明的实施例提供的安全控制系统，通过在控制模块中设置检测单元31和执行单元32，可以更好的检测飞行器所处的位置和状态，并且执行单元32可以根据检测结果更好的执行火箭的安全操作，从而避免了在火箭起飞阶段及飞行后段的误炸，极大的提高了火箭飞行的安全性。

本发明的再一个方面提供了一种存储器，其存储有计算机可读指令。在所述计算机可读指令被调用时，执行上述的方法。

本发明的又一个方面提供了一种服务器，包括存储器和处理器，所述存储器存储可执行程序，所述控制器用于调用所述可执行程序，从而执行上述的方法。

本领域普通技术人员可以意识到，结合本文中所公开的实施例描述的各示例的单元及算法步骤，能够以电子硬件、或者计算机软件和电子硬件的结合来实现。这些功能究竟以硬件还是软件方式来执行，取决于技术方案的特定应用和设计约束条件。专业技术人员可以对每个特定的应用来使用不同方法来实现所描述的功能，但是这种实现不应认为超出本发明的范围。

所属领域的技术人员可以清楚地了解到，为描述的方便和简洁，上述描述的系统、装置和单元的具体工作过程，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。

在本申请所提供的几个实施例中，应该理解到，所揭露的系统、装置和方法，可以通过其它的方式实现。例如，以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，例如，所述单元的划分，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，例如多个单元或组件可以结合或者可以集成到另一个系统，或一些特征可以忽略，或不执行。另一点，所显示或讨论的相互之间的耦合或直接耦合或通信连接可以是通过一些接口，装置或单元的间接耦合或通信连接，可以是电性，机械或其它的形式。

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单元来实现本实施例方案的目的。

另外，在本发明各个实施例中的各功能单元可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中。

所述功能如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储器中。基于这样的理解，本发明的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储器中，包括若干指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)执行本发明各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储器包括：U盘、移动硬盘、只读存储器(ROM，Read-OnlyMemory)。随机存取存储器(RAM，Random，Access，Memory)、磁碟或者光盘等各种可以存储程序校验码的介质。

随着逻辑元器件的运算能力逐渐提高以及电子围栏技术和传感器信息融合技术的发展，本发明的实施例的安全控制系统，将“地面炸毁决策”放置到箭上单机内自主执行，取消了“箭到地、人为决策、地到箭”环节，基于遥测、外测得“遥控”炸毁，变为运载火箭的“自主炸毁”，提高了火箭自主炸毁的可靠性，降低了火箭成本。

例如，一方面，本发明实施例的安全控制方法和系统，无需在箭上设置安全控制天线和安全指令接收机，从而减少天线及接收机的安装对箭体结构的影响，并在一定程度上节约了成本。另一方面，本发明实施例的安全控制系统对外弹道测量精度的要求降低，因此，可以取消地基外测，箭上可以对应地取消应答机及天线，既可以减少天线安装对箭体结构的影响，并进一步降低火箭的设备成本。

需要说明的是，本发明实施例的安全控制方法和系统，可以与由计算机执行的自毁方法配合使用，从而为运载火箭的安全提供双保险，以进一步保障运载火箭首区和航区的安全。

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。