具体实施方式

本申请实施例通过提供一种基于火箭测控通信系统的模式切换方法，解决了现有技术中存在的无法满足特殊任务的可靠通信需求或数据传输需求等技术问题。

本申请实施例的技术方案为解决上述技术问题，总体思路如下：本申请提供一种火箭测控通信系统，该系统包括通过总线耦合连接的中心计算机、惯性组合导航、测控中心单元及其他功能设备(例如单机)。其中，测控中心单元可获取火箭测控通信系统的模式切换指令，和/或运载火箭的当前姿态信息；进而根据模式切换指令和/或当前姿态信息，确定运载火箭所需处于的目标工作模式，最后将运载火箭从当前工作模式切换至目标工作模式下进行对应的数据传输，以满足特殊任务的可靠通信需求及数据传输需求，从而保证了数据传输的高可靠性及安全性。

为了更好的理解上述技术方案，下面将结合说明书附图以及具体的实施方式对上述技术方案进行详细的说明。

首先说明，本文中出现的术语“和/或”，仅仅是一种描述关联对象的关联关系，表示可以存在三种关系，例如，A和/或B，可以表示：单独存在A，同时存在A和B，单独存在B这三种情况。另外，本文中字符“/”，一般表示前后关联对象是一种“或”的关系。

请参见图1，是本申请实施例提供的一种火箭测控通信系统的结构示意图。如图1所示的火箭测控通信系统100中包括中心计算机101、惯性组合导航102、其他单机103、测控中心单元104、至少一个合路器105(图示仅以2个为例示出，但并不构成限定)、相控阵天线106及功率放大器107。这些部件均可以通过总线耦合连接，例如图示中心计算机101、惯性组合导航102、其他单机103及测控中心单元104可通过箭上总线耦合连接。其中，箭上总线是数据的传输通道，可采用控制器域网(Controller Area Network，CAN)总线、1553总线、时间触发以太网(Time-Triggered Ethernet，TTE)总线、或其他总线等。

中心计算机101是火箭测控通信系统的中心控制核心，其实施箭上的控制、弹道在线规划、及负责运载火箭的信息交互、计算及处理等功能。中心计算机101在进行弹道重新规划时，可进行任务的重新规划，同时给测控中心单元104发送模式切换指令，以切换运载火箭的工作模式。

惯性组合导航102是指综合各种导航设备，由监视器和计算机进行控制的导航系统，例如全球定位系统(Global Positioning System，GPS)惯性组合导航、或北斗卫星导航系统(BeiDou Navigation Satellite System，BDS)等，图示仅以GPS/BD惯性组合导航为例示出，还可以是其他组合导航系统，本申请并不构成限定。本申请涉及的惯性组合导航102其目的是为运载火箭提供位置、姿态信息，将结果输出到箭上总线上，供其他单机103使用。

测控中心单元104能够实现运载火箭的姿态控制、时序控制及控制系统中各部件的协调工作等等。所述测控中心单元104包括综合基带模块，但不局限于综合基带模块，还可包括传感器供电、传感器信息采集及数据综合等模块。其中，综合基带模块采用软件无线电架构设计，其包括两路接收通道和两路发射通道。

合路器105与接收天线连接，其中每个合路器105所连接的天线数量不做限定，图示仅以每个合路器105分别连接2根接收天线为例示出，且在实际应用中，系统中配置的合路器105的数量也不做限定，图示以2个合路器105为例示出。火箭测控通信系统100中还配置有天基测控的相控阵天线106，用以远距离传输数据，具体可通过控制相位改变天线方向图最大值的指向，以达到波束扫描的目的。所述相控阵天线106可由天线阵列、发射组件通道、波控板、电源模块及结构件组成，其具备高功率小波束定向指向功率、或低功率大波束功能等，能够根据测控中心单元104获取得模式切换指令进行切换，以实现不同工作状态的切换。

火箭测控通信系统100中还配置有功率放大器107，功率放大器107与至少一根S频段发射天线连接，图示以两根发射天线为例，用以将信号放大到足够功率，经匹配网络再由其连接的S频段发射天线发射出去。本例中所述功率放大器107是S频段射频信号的滤波放大，由声表滤波、前级放大、功分、功率放大、耦合、隔离及腔体滤波组成，其能够根据外部指令关闭放大器，其工作频点、带宽、增益均能满足大动态脉冲编码-频率编码(Pulse-CodeModulation/Frequency Modulation，PCM-FM)调制和中继卫星S频段多址SMA体制时工作频段的需要。

在实际应用中，火箭测控通信系统100配置有5种工作模式，每个合路器105对应一个接收通道，每根发射天线对应一个发射通道，图示所涉及的火箭测控通信系统100对应有两个发射通道(具体可为第一发射通道和第二发射通道)、及两个接收通道(具体可为第一接收通道和第二接收通道)。其中，第一发射通道用于天基测控传输，其工作频点为f₀，基带传输时可根据选择输出高码率码流数据(模式)和低码率码流数据(模式)。高码率模式对应的工作体制为二进制相移键控(Binary Frequency Shift Keying，BPSK)和级联卷积(ReedSolomon，RS)编码、或正交相移键控(Quadrature Phase Shift Keying，QPSK)和低密度奇偶校验码(Low Density Parity Check，LDPC)编码，低码率模式时工作体制为BPSK和码分多址(Code Division Multiple Acess，CDMA)体制下，数据经调制后输出到天基测控的相控阵天线，并根据姿态调整相控阵天线指向。第二发射通道用于多模式通信，采用PCM-FM调制体制，其工作频点为f₁；第二发射通道还支持采用SMA体制工作，其工作频点为f₂。第一接收通道采用SMA体制，其工作频点为f₂，用于接收SMA体制的前向数据，上传指令和地面安控等；第二接收通道支持工作在BPSK和CDMA制式下，其工作频点为f₃，用于接收地面上行数据，进行上行通道数据的传输等。

基于图所示的火箭测控通信系统100，请参见图2是本申请实施例提供的一种基于火箭测控通信系统的模式切换方法的流程示意图。如图2所示的方法应用于火箭测控通信系统100中的测控中心单元104上，所述方法具体包括如下实施步骤：

S201、测控中心单元104获取火箭测控通信系统100的模式切换指令，和/或获取运载火箭的当前姿态信息。

本申请所述模式切换指令为用于请求将所述火箭测控通信系统100的当前工作模式切换至预设的目标工作模式的指令，所述目标工作模式与所述当前工作模式不同。在实际应用中，所述模式切换指令具体可为通过用户操作触发而生成的，也可为系统自动检测获得的，本申请不做限定。

S202、根据所述模式切换指令和/或所述当前姿态信息，确定所述运载火箭的目标工作模式。

本申请所述目标工作模式具体可根据所述模式切换指令和/或所述当前姿态信息确定而得，所述目标工作模式(或所述当前工作模式)包括但不限于以下中的任一项：预设的第一模式、第二模式、第三模式、第四模式及第五模式。这五个工作模式具体可为系统或用户自定义设置的，其具体工作模式或状况将在下文进行详述。

在一具体实施例中，本申请可仅根据系统接收的模式切换指令来确定当前所需切换的目标工作模式，例如模式切换指令用于指示从当前的第一模式切换至第二模式，则可直接切换至第二模式；也可以仅根据获取的当前姿态信息来确定所需切换的目标工作模式，还可以根据获取的模式切换指令以及当前姿态信息来确定所需切换的目标工作模式，本申请不做限定。

S203、将所述运载火箭的当前工作模式切换至所述目标工作模式下进行数据通信，以适应不同特殊任务的可靠通信需求或特殊任务情况下的数据传输需求等。

在一些实施例中，若所述当前工作模式为第一模式(也可称为工作模式1)，则基于火箭测控通信系统的模式切换方法具体可参见图3所示，其具体包括如下实施步骤：

S301、测控中心单元104获取运载火箭在当前任务阶段的飞行时间和装订参数。该装订参数用于指示执行当前任务阶段飞行所能接受的最大时间阈值。在实际应用中，运载火箭在不同任务阶段对应的装订参数可以不同，也可相同，本申请不做限定。

S302、在第一模式下，判断所述飞行时间是否大于所述装订参数(也可称为装订值)。

S303、若所述飞行时间小于或等于所述装订参数，则维持所述当前工作模式不变，并输出所述当前工作模式。

S304、若所述飞行时间大于所述装订参数，则将所述第一模式切换至预设的第二模式。

S305、判断是否接收到所述火箭测控通信系统的模式切换指令。

本申请在测控中心单元104判断到未接收到所述模式切换指令时，继续执行步骤S306；当接收到所述模式切换指令后，仍旧继续执行步骤S306。

S306、获取运载火箭的当前姿态信息。

S307、根据所述模式切换指令和/或所述当前姿态信息，进行模式选择及切换。

在获得所述模式切换指令和/或所述当前姿态信息后，可根据获得的上述信息确定出与之对应的目标工作模式，进而将系统的当前工作模式切换至所述目标工作模式。

请一并参见图4示出一种模式切换的状态示意图。如图4示出5种工作模式相互切换所需满足的条件，即上述依据所述模式切换指令和/或所述当前姿态信息所能确定的目标工作模式。如图4中，若所述当前工作模式为第一模式(可简称为模式1)，仅需通过判断飞行时间是否大于装订参数(装订值)即可确定目标工作模式，具体地当飞行时间小于或等于装订值时，所述目标工作模式仍为第一模式；若飞行时间大于装订值，则目标工作模式为第二模式(可简称为模式2)，此时系统可将第一模式切换至第二模式。

若所述当前工作模式为第二模式，则根据获取的模式切换指令和/或运载火箭的当前姿态信息，确定此时所述第二模式所需切换的目标工作模式。具体地，若仅有当前姿态信息用于指示运载火箭的姿态正常，则维持第二模式，即目标工作模式仍为第二模式。若所述模式切换指令用于指示切换至预设的第三模式(即为模式3切换指令)，且所述当前姿态信息用于指示运载火箭的姿态正常，则确定所述目标工作模式为所述第三模式(可简称为模式3)。若所述模式切换指令用于指示切换至预设的第四模式(即模式切换指令为模式4指令)，且所述当前姿态信息用于指示运载火箭的姿态正常，则确定所述目标工作模式为所述第四模式(可简称为模式4)。若仅有所述当前姿态信息用于指示运载火箭的姿态异常或无姿态(信息)，无姿态信息表示运载火箭处于静止状态，或没有任何变化姿态，此时确定所述目标工作模式为第五模式(可简称为模式5)。

若所述当前工作模式为第三模式，则同样可根据获取的模式切换指令和/或运载火箭的当前姿态信息，确定所述第三模式所需切换的目标工作模式。具体地，若仅有所述当前姿态信息用于指示运载火箭的姿态正常，则维持第三模式，即目标工作模式仍为第三模式。若所述模式切换指令用于指示切换至预设的第二模式(即为模式2切换指令)，且所述当前姿态信息用于指示运载火箭的姿态正常，则确定所述目标工作模式为所述第二模式。若仅有所述当前姿态信息用于指示运载火箭的姿态异常或无姿态，则确定所述目标工作模式为第五模式。

若所述当前工作模式为第四模式，则同样可根据获取的模式切换指令和/或运载火箭的当前姿态信息，确定所述第四模式所需切换的目标工作模式。具体地，若仅有所述当前姿态信息用于指示运载火箭的姿态正常，则确定所述目标工作模式为第四模式。若所述模式切换指令用于指示切换至第二模式(即为模式2切换指令)，且所述当前姿态信息用于指示运载火箭的姿态正常，则确定所述目标工作模式为第二模式。若仅有所述当前姿态信息用于指示运载火箭的姿态异常或无姿态，则确定所述目标工作模式为第五模式。

若所述当前工作模式为第五模式，则同样可根据获取的模式切换指令和/或运载火箭的当前姿态信息，确定所述第五模式所需切换的目标工作模式。具体地，若仅有所述当前姿态信息用于指示运载火箭的姿态异常或无姿态，则确定所述目标工作模式仍为第五模式。若所述模式切换指令用于指示切换至预设的第三模式(即为模式3切换指令)，且所述当前姿态信息用于指示运载火箭的姿态正常，则确定所述目标工作模式为所述第三模式。若仅有所述当前姿态信息用于指示运载火箭的姿态正常，则确定所述目标工作模式为预设的第四模式。

在可选实施例中，若系统处于第一模式(模式1)时，可允许打开系统中的功率放大器，进而基于第一发射通道中传输数据的码率大小来控制相控阵天线进行对应功率的数据传输，例如第一发射通道传输高码率数据时，此时可采用BPSK调制和级联卷积RS编码，或者采用QPSK调制和LDPC编码，并配合控制天基测控相控阵天线进行高功率小角度(即窄波束角)的数据传输。又如第一发射通道传输低码率数据时，此时可采用BPSK和CDMA的工作制式，配合控制天基测控相控阵天线进行低功率大角度(即宽波束角)的数据传输。其中，窄波束和宽波束是相对而言的，例如当波束角度超过一定阈值时其可称为宽波束；否则称为窄波束。

在可选实施例中，若系统处于第二模式(模式2)时，第一发射通道(或其对应传输的第一码流，可简称为流1)工作于高码率天基模式、第二发射通道(或其传输的第二码流，可简称为流2)工作于SMA体制下，此时可关闭功率放大器，控制相控阵天线高功率输出，以进行对应的码流数据传输。

在可选实施例中，若系统处于第三模式(模式3)时，流1工作于低码率天基模式、流2工作于SMA体制下，此时可关闭功率放大器，控制相控阵天线低功率输出，以进行对应的码流数据传输。

在可选实施例中，若系统处于第四模式(模式4)时，流1工作于高码率天基模式、流2工作于SMA体制下，此时可打开功率放大器，控制相控阵天线高功率输出，以进行对应的码流数据传输。

在可选实施例中，若系统处于第五模式(模式5)时，流1工作于低码率天基模式、流2工作于SMA体制下，此时可打开功率放大器，控制相控阵天线低功率输出，以进行对应的码流数据传输。

在实际使用过程中，本申请火箭测控通信系统支持5种工作模式。第一模式下，第一发射通道采用BPSK调制和RS级联卷积编码，或采用QPSK调制和LDPC编码，支持可装订配置、高码率码流数据传输；第二发射通道采用PCM-CM体制，且采用乘积码(Turbo ProductCode，TPC)编码，天基测控的相控阵天线高功率输出，功率放大器正常工作。第二模式下，第一发射通道采用BPSK调制和RS编码，或采用QPSK调制和LDPC编码，同样支持可装订配置、高码率码流数据传输；第二发射通道采用SMA体制，天基测控的相控阵天线高功率输出，功率放大器关闭。第三模式下，第一发射通道采用BPSK调制和RS编码，或采用QPSK调制和LDPC编码，同样支持可装订配置、低码率码流数据传输；第二发射通道采用SMA体制，天基测控的相控阵天线低功率输出，功率放大器关闭。第四模式下，第一发射通道采用BPSK调制和RS编码，或采用QPSK调制和LDPC编码，支持可装订配置、高码率码流数据传输；第二发射通道采用SMA体制，天基测控的相控阵天线高功率输出，功率放大器正常工作。第五模式，第一发射通道采用BPSK调制和RS编码，或QPSK调制和LDPC编码，支持可装订配置、低码率码流数据传输；第二发射通道采用SMA体制，天基测控的相控阵天线低功率输出，功率放大器正常工作。

在可选实施例中，第二发射通道可工作于PCM-FM和TPC，或SMA体制下，在初始上电时可工作于PCM-FM调制和TPC编码下，后面根据运载火箭的飞行时序切换至SMA体制，其具体切换流程可参见前述图2及图3所示的模式切换方法。在系统中结合测控网络，当飞行时间大于装订参数时，一旦检测到运载火箭的姿态异常，第二发射通道切换至SMA体制下工作，其发射通道对应的发射天线进行方向图全向发射，测控网络接收2个频点的无线数据，保证最大程度地获取数据。

在可选实施例中，火箭测控通信系统还可根据运载火箭的弹道规划状况来切换工作模式，例如飞行过程中发动机坏了，中心计算机重新计算飞行时间，且需切换至低码率数据传输时，此时可将工作模式切换至例如第三模式工作等。这样能降低电池能量损耗，满足更多弹道任务需求。系统可对运载火箭的工作制式(或体制)进行捕获、跟踪及数据接收，通过第一接收通道发射模式切换指令，进而提高运载火箭的安全性能。

通过实施本申请，利用火箭测控通信系统中的测控中心单元获取系统的模式切换指令和/或运载火箭的当前姿态信息，进而根据所述模式切换指令和/或所述当前姿态信息，确定其需所处的目标工作模式，进而切换至该目标工作模式下进行数据传输。从而能有效解决现有技术中无法满足特殊任务的可靠通信需求或数据传输需求等问题，有利于提升数据传输的可靠性和安全性。

请参见图5，是本申请实施例提供的另一种火箭测控通信系统(具体可为系统中的测控中心单元)的结构示意图。如图5所示的系统包括获取模块501、确定模块502以及切换模块503，其中：

所述获取模块501，用于获取所述火箭测控通信系统的模式切换指令，和/或获取运载火箭的当前姿态信息；

所述确定模块502，用于根据所述模式切换指令和/或所述当前姿态信息，确定所述运载火箭的目标工作模式；

所述切换模块503，用于将所述运载火箭的当前工作模式切换至所述目标工作模式下进行数据通信。

可选地，若所述当前工作模式为预设的第一模式，则所述获取所述火箭测控通信系统的模式切换指令之前，

所述获取模块501，还用于获取运载火箭在当前任务阶段的飞行时间及装订参数，所述装订参数用于表征所述当前任务阶段飞行所能接受的阈值；

所述切换模块503，还用于若所述飞行时间小于或等于所述装订参数，则维持所述运载火箭的当前工作模式；或者，若所述飞行时间大于所述装订参数，则将所述当前工作模式切换至预设的第二模式。

可选地，所述确定模块502具体用于：

若所述模式切换指令用于指示切换至预设的第三模式，且所述当前姿态信息用于指示所述运载火箭的姿态正常，则确定所述运载火箭的目标工作模式为预设的第三模式；或者，

若所述模式切换指令用于指示切换至预设的第四模式，且所述当前姿态信息用于指示所述运载火箭的姿态正常，则确定所述运载火箭的目标工作模式为预设的第四模式；或者，

若所述当前姿态信息用于指示所述运载火箭的姿态异常或无姿态，则确定所述运载火箭的目标工作模式为预设的第五模式。

可选地，若所述当前工作模式为预设的第三模式，则所述确定模块502具体用于：

若所述模式切换指令用于指示切换至预设的第二模式，且所述当前姿态信息用于指示所述运载火箭的姿态正常，则确定所述运载火箭的目标工作模式为预设的第二模式；或者，

若所述当前姿态信息用于指示所述运载火箭的姿态异常或无姿态，则确定所述运载火箭的目标工作模式为预设的第五模式。

可选地，若所述当前工作模式为预设的第四模式，则所述确定模块502具体用于：

若所述模式切换指令用于指示切换至预设的第二模式，且所述当前姿态信息用于指示所述运载火箭的姿态正常，则确定所述运载火箭的目标工作模式为预设的第二模式；或者，

若所述当前姿态信息用于指示所述运载火箭的姿态异常或无姿态，则确定所述运载火箭的目标工作模式为预设的第五模式。

可选地，若所述当前工作模式为预设的第五模式，则所述确定模块502具体用于：

若所述模式切换指令用于指示切换至预设的第三模式，且所述当前姿态信息用于指示所述运载火箭的姿态正常，则确定所述运载火箭的目标工作模式为预设的第三模式；或者，

若所述当前姿态信息用于指示所述运载火箭的姿态正常，则确定所述运载火箭的目标工作模式为预设的第四模式。

可选地，所述火箭测控通信系统配置有第一发射通道和第二发射通道，若所述目标工作模式为预设的第一模式，则所述系统还包括处理模块504；

所述处理模块504，用于打开所述火箭测控通信系统中的功率放大器，在所述第一模式下根据所述第一发射通道所需发射数据的码率控制相控阵天线进行对应功率的数据传输，且控制所述第二发射通道在中继卫星S频段多址SMA制式下进行数据传输。

可选地，所述火箭测控通信系统配置有第一发射通道和第二发射通道，若所述目标工作模式为预设的第二模式，则所述处理模块504还用于：

关闭所述火箭测控通信系统中的功率放大器，在所述第二模式下根据所述第一发射通道传输的高码率数据控制相控阵天线进行高功率、窄波速的数据传输，且控制所述第二发射通道在中继卫星S频段多址SMA制式下进行数据传输。

可选地，所述火箭测控通信系统配置有第一发射通道和第二发射通道，若所述目标工作模式为预设的第三模式，则所述处理模块504还用于：

关闭所述火箭测控通信系统中的功率放大器，在所述第三模式下根据所述第一发射通道传输的低码率数据控制相控阵天线进行低功率、宽波速的数据传输，且控制所述第二发射通道在中继卫星S频段多址SMA制式下进行数据传输。

通过实施本申请，利用火箭测控通信系统中的测控中心单元获取系统的模式切换指令和/或运载火箭的当前姿态信息，进而根据所述模式切换指令和/或所述当前姿态信息，确定其需所处的目标工作模式，进而切换至该目标工作模式下进行数据传输。从而能有效解决现有技术中无法满足特殊任务的可靠通信需求或数据传输需求等问题，有利于提升数据传输的可靠性和安全性。

本领域内的技术人员应明白，本发明的实施例可提供为方法、系统、或计算机程序产品。因此，本发明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，本发明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。

本发明是参照根据本发明实施例的方法、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。

尽管已描述了本发明的优选实施例，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发明范围的所有变更和修改。

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