CN116902227A - 姿控欠能力下的离轨制动控制方法、装置、设备及介质 - Google Patents

Abstract

本发明涉及飞行器离轨制动技术领域，特别涉及一种姿控欠能力下的离轨制动控制方法、装置、设备及介质。方法包括：当飞行器处于姿控欠能力时，获取第一轨控发动机的开关机序列的开机占空比和单次开机时长；其中，第一轨控发动机为飞行器的两个轨控发动机中推力较大的轨控发动机，开机占空比为开关机序列的每一开关周期中开机时长占周期时长的比值；基于开关机序列的开机占空比和单次开机时长，使第一轨控发动机间歇开机进行离轨制动；直至满足预先设置的停止制动条件时，控制第一轨控发动机关机，完成飞行器的离轨制动。本方案可以通过使第一轨控发动机间歇开机，来实现姿控欠能力下的高精度离轨制动，保证飞行器到达再入点的精度。

Description

姿控欠能力下的离轨制动控制方法、装置、设备及介质

技术领域

本发明实施例涉及飞行器离轨制动技术领域，特别涉及一种姿控欠能力下的离轨制动控制方法、装置、设备及介质。

背景技术

可重复使用飞行器在完成空间任务后，还需确保能够顺利返回。在进入大气层前，飞行器需要从在轨轨道进行离轨制动，完成离轨制动后飞行器经过空间滑行到达再入点。在进行离轨制动时，通常会使用推力大的轨控发动机来制动，为了保证制动时的姿态，通常会使用控制力较大的姿态发动机来消除轨控发动机制动时对飞行器姿态的干扰力矩，以此来保证飞行器的离轨制动精度和到达再入点的精度。

然而，传统的离轨制动控制方法并没有考虑控制力较大的姿态发动机故障时，即姿控欠能力下的离轨制动策略。那么，现有的离轨制动控制方法在自主计算制动过程中，当飞行器处于姿控欠能力下，只能利用控制力较小的姿态发动机控制离轨制动时的飞行器姿态，那么就无法消除轨控发动机产生的干扰力矩，导致飞行器无法保持标称的制动姿态，进而影响了离轨制动的精度和到达再入点的精度。

因此，亟需一种姿控欠能力下的离轨制动控制方法。

发明内容

为了解决传统的离轨制动控制方法在姿控欠能力下，无法保证离轨制动精度和到达再入点精度的问题，本发明实施例提供了一种姿控欠能力下的离轨制动控制方法、装置、设备及介质。

第一方面，本发明实施例提供了一种姿控欠能力下的离轨制动控制方法，方法包括：

当飞行器处于姿控欠能力时，获取第一轨控发动机的开关机序列的开机占空比和单次开机时长；其中，所述第一轨控发动机为所述飞行器的两个轨控发动机中推力较大的轨控发动机，所述开机占空比为开关机序列的每一开关周期中开机时长占周期时长的比值；

基于开关机序列的所述开机占空比和所述单次开机时长，使所述第一轨控发动机间歇开机进行离轨制动；

直至满足预先设置的停止制动条件时，控制所述第一轨控发动机关机，完成所述飞行器的离轨制动。

第二方面，本发明实施例还提供了一种姿控欠能力下的离轨制动控制装置，装置包括：

获取单元，用于当飞行器处于姿控欠能力时，获取第一轨控发动机的开关机序列的开机占空比和单次开机时长；其中，所述第一轨控发动机为所述飞行器的两个轨控发动机中推力较大的轨控发动机，所述开机占空比为开关机序列的每一开关周期中开机时长占周期时长的比值；

制动单元，用于基于开关机序列的所述开机占空比和所述单次开机时长，使所述第一轨控发动机间歇开机进行离轨制动；

停止单元，用于直至满足预先设置的停止制动条件时，控制所述第一轨控发动机关机，完成所述飞行器的离轨制动。

第三方面，本发明实施例还提供了一种计算设备，包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时，实现本说明书任一实施例所述的方法。

第四方面，本发明实施例还提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，当所述计算机程序在计算机中执行时，令计算机执行本说明书任一实施例所述的方法。

本发明实施例提供了一种姿控欠能力下的离轨制动控制方法、装置、设备及介质，当控制力较大的姿态发动机故障时，即姿控欠能力时，通过使推力较大的轨控发动机，即第一轨控发动机基于预先设置的开关机序列的开机占空比和单次开机时长，来间歇开机进行离轨制动，通过间歇开机可以使得控制力较小的姿态发动机能够维持住飞行器的制动姿态，以此来实现姿控欠能力下的高精度离轨制动，保证飞行器到达再入点的精度。

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，下面将对实施例或现有技术描述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是本发明一实施例提供的一种姿控欠能力下的离轨制动控制方法的流程图；

图2是本发明一实施例提供的仿真过程中离轨制动时制动速度累加值的变化图；

图3是本发明一实施例提供的仿真过程中各姿态角的波动情况；

图4是本发明一实施例提供的一种计算设备的硬件架构图；

图5是本发明一实施例提供的一种姿控欠能力下的离轨制动控制装置结构图。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例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做出创造性劳动的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。

如前所述，可重复使用飞行器不同于载人飞船，其要求机动性能强，能够快速的进行天地往返飞行，所以有可能导致地基和天基测控资源没法全方位全时段的监视飞行，造成地面规划星上执行的离轨制动策略存在较多的使用约束。因此，为了实现可重复使用飞行器的快速机动性，必须增强其自主性。飞行器最终返回落点的精度依赖于飞行器再入点与标称再入点的偏差，为了确保再入点的精度，必须设计自主性能强、制导精度高的离轨制动算法。离轨制动任务设计根据飞行器气动特性，规划出制动脉冲，飞行器经过空间滑行，实现再入点位置、速度的六自由度目标值。由此可以看出为了保证飞行器的返回落点精度，对飞行器的离轨制动提出了很高的要求。而且，离轨制动脉冲执行的时候，为了保证执行的准确性，必须保证离轨制动姿态能维持在标称姿态。因为可重复使用飞行器在轨时间长和在轨任务多，配备了控制力矩大小不同的姿态发动机。如果控制力矩较大的姿态发动机出现故障，只能利用控制力矩较小的姿态发动机控制离轨制动姿态，此时就处于姿控欠能力下。

另外，可重复使用飞行器一般会配置推力大小不一样的两类轨控发动机。推力大的轨控发动机因为推力大，同样的制动脉冲开机弧段短，在轨测控资源更容易保证，方便地面监控和制动过程的处置，因此离轨制动会优先使用推力大的轨控发动机，但是同时推力大的轨控发动机产生的干扰力矩也较大，那么在飞行器处于姿控欠能力时，控制力矩较小的姿态发动机就无法消除推力大的轨控发动机产生的干扰力矩，进而导致离轨制动姿态无法保持在标称制动姿态，进一步影响离轨制动的精度。

综上所述，飞行器处于姿控欠能力时，若直接使用推力小的轨控发动机，势必会难以保证在轨测控资源、地面监控和制动过程的处置。那么，为了更精准快速地实现离轨制动，发明人可以考虑使推力较大的轨控发动机，即第一轨控发动机间歇开机制动，以此来使得控制力较小的姿态发动机能够维持住飞行器的制动姿态，进一步可以实现姿控欠能力下的高精度离轨制动和高精度的再入点制导。

下面描述以上构思的具体实现方式。

请参考图1，本发明实施例提供了一种姿控欠能力下的离轨制动控制方法，该方法包括：

步骤100，当飞行器处于姿控欠能力时，获取第一轨控发动机的开关机序列的开机占空比和单次开机时长；其中，第一轨控发动机为飞行器的两个轨控发动机中推力较大的轨控发动机，开机占空比为开关机序列的每一开关周期中开机时长占周期时长的比值；

步骤102，基于开关机序列的开机占空比和单次开机时长，使第一轨控发动机间歇开机进行离轨制动；

步骤104，直至满足预先设置的停止制动条件时，控制第一轨控发动机关机，完成飞行器的离轨制动。

本发明实施例中，当控制力较大的姿态发动机故障时，即姿控欠能力时，通过使推力较大的轨控发动机，即第一轨控发动机基于预先设置的开关机序列的开机占空比和单次开机时长，来间歇开机进行离轨制动，通过间歇开机可以使得控制力较小的姿态发动机能够维持住飞行器的制动姿态，以此来实现姿控欠能力下的高精度离轨制动，保证飞行器到达再入点的精度。

针对步骤100：

在本实施例中，当接收到飞行器处于姿控欠能力的信号时，飞行器开始自主启动本方案的离轨制动控制方法。

首先，获取飞行器的两个轨控发动机中推力较大的轨控发动机，即第一轨控发动机的开关机序列的开机占空比和单次开机时长，其中，开机占空比为开关机序列的每一开关周期中开机时长占周期时长的比值，单次开机时长为开关机序列中第一轨控发动机每次开启的时长。

举例来说，当开机占空比为1/2，单次开机时长为500s时，那么开关机序列应为：开500s，关500s，开500s，关500s…。可以理解，一个开关周期为一次开机和一次关机。

针对步骤102：

在一些实施方式中，步骤102可以包括：

启动第一轨控发动机进行脉冲制动，并开始进行计时；

当计时时长满足初始关机条件时，使第一轨控发动机关机，完成第一个脉冲制动；其中，关机条件是基于开机占空比、单次开机时长和初始开机次数计算的，初始开机次数为0；

针对开关机序列的每一开关周期，均执行：

将开机次数加1；

基于当前开机次数、开机占空比和单次开机时长，确定当前开关周期的开机条件；

当计时时长满足当前开关周期的开机条件时，使第一轨控发动机开机，以进行当前开关周期的脉冲制动；

基于当前开机次数、开机占空比和单次开机时长，确定当前开关周期的关机条件；

当计时时长满足当前开关周期的关机条件时，使第一轨控发动机关机，完成当前开关周期的脉冲制动。

在本发明实施例中，开机条件为：

关机条件为：

式中，为计时时长，/>为单次开机时长，/>为当前开机次数，/>为开机占空比。

按照开机占空比为1/2，单次开机时长/>为500s进行举例，将开机标志OBT_EngineOpenFlag置1，启动第一轨控发动机进行脉冲制动，并开始进行计时，此时开机次数为初始值0，那么初始关机条件为：计时时长/>，即计时时长大于等于500s时，关闭第一轨控发动机，完成第一个脉冲制动；针对开关机序列接下来的每一开关周期，均执行：将开机次数加1，即当前开机次数/>为1，那么，当计时时长满足：计时时长/>，即计时时长小于1500s，且/>≥1000s时，将开机标志置1，使第一轨控发动机开机，以进行当前开关周期的脉冲制动，当计时时长满足当前开关周期的关机条件，即/>≥1500s时，使第一轨控发动机关机，完成当前开关周期的脉冲制动。

针对步骤104：

在一些实施方式中，停止制动条件为：

式中，为制动速度累加值，/>为制动速度规划值，/>为制动速度阈值。

在本实施例中，制动速度阈值可以设置为0.1，由于飞行器的制动速度累加值在制动和测量时均会产生误差，因此难以保证制动速度累加值刚好等于制动速度规划值，故设置了制动速度阈值，只要保证制动速度累加值与制动速度规划值的差值的绝对值小于等于制动速度阈值时，控制第一轨控发动机停止制动，因此通过上述停止制动条件公式来关闭第一轨控发动机，能够提高停止制动的可靠性。

在一些实施方式中，停止制动条件也可以为：

式中，为计时时长，/>为规划的制动时间。

在本实施例中，当计时时长大于等于规划的制动时间时，控制第一轨控发动机停止制动，因此通过上述停止制动条件公式来关闭第一轨控发动机，同样能够提高停止制动的可靠性。

另外，在制动过程中，优先使用推力大的轨控发动机进行间歇制动，当推力大的轨控发动机异常时，再考虑推力小的轨控发动机，即第二轨控发动机。

在一些实施方式中，在完成飞行器的离轨制动之前，还包括：

实时判断第一轨控发动机是否异常；

当第一轨控发动机异常时，基于开机占空比和预先设置的占空比阈值，确定第二轨控发动机是否可以进行离轨制动；其中，第二轨控发动机为飞行器的两个轨控发动机中推力较小的轨控发动机，占空比阈值是基于第一轨控发动机和第二轨控发动机的推力确定的；

当开机占空比小于占空比阈值时，利用第二轨控发动机进行离轨制动；

当开机占空比大于等于占空比阈值时，基于当前飞行器所处轨道的近地点高度，确定是否继续进行离轨制动。

在本发明实施例中，占空比阈值是通过如下公式计算的：

式中，为占空比阈值，/>和/>分别为第一轨控发动机和第二轨控发动机的推力，k为可调节的比例系数。

在本实施例中，开机占空比是通过考虑第一轨控发动机的推力和控制力较小的姿态发动机的控制力矩来设计的，因此，当第一轨控发动机异常时，可以基于开机占空比和预先设置的占空比阈值的大小关系，确定第二轨控发动机是否能够进行离轨制动。举例来说，若第一轨控发动机和第二轨控发动机的推力分别为1000和300，而开机占空比为1/2，说明控制力较小的姿态发动机可以消除推力为500的轨控发动机的干扰力矩，通过第一轨控发动机和第二轨控发动机的推力，以及可调节比例系数，计算占空比阈值，再基于开机占空比和预先设置的占空比阈值的大小关系，可以判断第二轨控发动机是否可以进行离轨制动。当开机占空比小于占空比阈值时，利用第二轨控发动机不间断地进行离轨制动；当开机占空比大于等于占空比阈值时，可以基于当前飞行器所处轨道的近地点高度，确定是否继续进行离轨制动。

在一些实施方式中，步骤“基于当前飞行器所处轨道的近地点高度，确定是否继续进行离轨制动”，可以包括：

当当前飞行器所处轨道的近地点高度大于180km时，则使飞行器返回在轨轨道，停止离轨制动；

当当前飞行器所处轨道的近地点高度大于180km时，则对第一轨控发动机和第二轨控发动机均发送开机指令，直至制动速度累加值达到制动速度规划值时，完成飞行器的离轨制动。

在本实施例中，第一轨控发动机可能是在离轨制动前异常的，也可能是在第一轨控发动机间歇开机制动到一半时异常的，那么就需要通过第一轨控发动机异常时飞行器所处轨道的近地点高度来判断是否继续进行离轨制动，若当前飞行器所处轨道的近地点高度大于180km时，说明飞行器离再入点较远，在第一轨控发动机异常且开机占空比大于等于占空比阈值的情况下，需要控制飞行器返回在轨轨道，停止离轨制动，以进行后续发动机故障处置；当当前飞行器所处轨道的近地点高度小于等于180km时，说明飞行器离再入点较近，则不管第一轨控发动机和第二轨控发动机的状态，对第一轨控发动机和第二轨控发动机均发送开机指令，强制继续进行不间断的离轨制动，直至制动速度累加值达到制动速度规划值时，完成飞行器的离轨制动。

为了验证本发明实施例所提方法的有效性，设计以下实施例。

针对某配置有推力大小不一样的两种轨控发动机的飞行器，推力大的轨控发动机产生的俯仰干扰力矩大于控制力较小的姿控发动机的控制能力，设计第一轨控发动机开机占空比g_Kopen为0.2，单次开机时长g_openDT为10s。按照上述方法执行离轨制动，闭环离轨制动仿真结果如图2和图3所示。

图2为间歇开机进行离轨制动时制动速度累加值的变化图，图3为飞行器在间歇开机离轨制动过程中姿态角（横滚角、偏航角和俯仰角）的波动情况。

由图2仿真结果显示整个制动过程第一轨控发动机共开机33次，累计开机时长330s，由图3仿真结果显示在2550-4200s整个制动过程姿态角都控制在一定的范围内，尤其是俯仰姿控能力有限，但俯仰角也都控制在10度以内，而且仿真结果最后再入点精度很高，再入点速度7583s，与期望的再入点速度7584s误差很小，再入角期望为-1.2度，实际为-1.17度，实际的再入角与期望角度误差也较小。

如图4、图5所示，本发明实施例提供了一种姿控欠能力下的离轨制动控制装置。装置实施例可以通过软件实现，也可以通过硬件或者软硬件结合的方式实现。从硬件层面而言，如图4所示，为本发明实施例提供的一种姿控欠能力下的离轨制动控制装置所在计算设备的一种硬件架构图，除了图4所示的处理器、内存、网络接口、以及非易失性存储器之外，实施例中装置所在的计算设备通常还可以包括其他硬件，如负责处理报文的转发芯片等等。以软件实现为例，如图5所示，作为一个逻辑意义上的装置，是通过其所在计算设备的CPU将非易失性存储器中对应的计算机程序读取到内存中运行形成的。本实施例提供的一种姿控欠能力下的离轨制动控制装置，装置包括：

获取单元501，用于当飞行器处于姿控欠能力时，获取第一轨控发动机的开关机序列的开机占空比和单次开机时长；其中，第一轨控发动机为飞行器的两个轨控发动机中推力较大的轨控发动机，开机占空比为开关机序列的每一开关周期中开机时长占周期时长的比值；

制动单元502，用于基于开关机序列的开机占空比和单次开机时长，使第一轨控发动机间歇开机进行离轨制动；

停止单元503，用于直至满足预先设置的停止制动条件时，控制第一轨控发动机关机，完成飞行器的离轨制动。

在本发明一个实施例中，在停止单元503执行完成飞行器的离轨制动之前，还包括异常处理单元504，用于执行：

实时判断第一轨控发动机是否异常；

当第一轨控发动机异常时，基于开机占空比和预先设置的占空比阈值，确定第二轨控发动机是否可以进行离轨制动；其中，第二轨控发动机为飞行器的两个轨控发动机中推力较小的轨控发动机，占空比阈值是基于第一轨控发动机和第二轨控发动机的推力确定的；

当开机占空比小于占空比阈值时，利用第二轨控发动机进行离轨制动；

当开机占空比大于等于占空比阈值时，基于当前飞行器所处轨道的近地点高度，确定是否继续进行离轨制动。

在本发明一个实施例中，异常处理单元504中占空比阈值是通过如下公式计算的：

式中，为占空比阈值，/>和/>分别为第一轨控发动机和第二轨控发动机的推力，k为可调节的比例系数。

在本发明一个实施例中，异常处理单元504在执行基于当前飞行器所处轨道的近地点高度，确定是否继续进行离轨制动时，用于：

当当前飞行器所处轨道的近地点高度大于180km时，则使飞行器返回在轨轨道，停止离轨制动；

当当前飞行器所处轨道的近地点高度小于等于180km时，则对第一轨控发动机和第二轨控发动机均发送开机指令，直至制动速度累加值达到制动速度规划值时，完成飞行器的离轨制动。

在本发明一个实施例中，制动单元502用于执行：

启动第一轨控发动机进行脉冲制动，并开始进行计时；

当计时时长满足初始关机条件时，使第一轨控发动机关机，完成第一个脉冲制动；其中，关机条件是基于开机占空比、单次开机时长和初始开机次数计算的，初始开机次数为0；

针对开关机序列的每一开关周期，均执行：

将开机次数加1；

基于当前开机次数、开机占空比和单次开机时长，确定当前开关周期的开机条件；

当计时时长满足当前开关周期的开机条件时，使第一轨控发动机开机，以进行当前开关周期的脉冲制动；

基于当前开机次数、开机占空比和单次开机时长，确定当前开关周期的关机条件；

当计时时长满足当前开关周期的关机条件时，使第一轨控发动机关机，完成当前开关周期的脉冲制动。

在本发明一个实施例中，制动单元502中开机条件为：

关机条件为：

式中，为计时时长，/>为单次开机时长，/>为当前开机次数，/>为开机占空比。

在本发明一个实施例中，停止单元503中停止制动条件为：

式中，为制动速度累加值，/>为制动速度规划值，/>为制动速度阈值。

可以理解的是，本发明实施例示意的结构并不构成对一种姿控欠能力下的离轨制动控制装置的具体限定。在本发明的另一些实施例中，一种姿控欠能力下的离轨制动控制装置可以包括比图示更多或者更少的部件，或者组合某些部件，或者拆分某些部件，或者不同的部件布置。图示的部件可以以硬件、软件或者软件和硬件的组合来实现。

上述装置内的各模块之间的信息交互、执行过程等内容，由于与本发明方法实施例基于同一构思，具体内容可参见本发明方法实施例中的叙述，此处不再赘述。

本发明实施例还提供了一种计算设备，包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时，实现本发明任一实施例中的一种姿控欠能力下的离轨制动控制方法。

本发明实施例还提供了一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质上存储有计算机程序，所述计算机程序在被处理器执行时，使所述处理器执行本发明任一实施例中的一种姿控欠能力下的离轨制动控制方法。

具体地，可以提供配有存储介质的系统或者装置，在该存储介质上存储着实现上述实施例中任一实施例的功能的软件程序代码，且使该系统或者装置的计算机（或CPU或MPU）读出并执行存储在存储介质中的程序代码。

在这种情况下，从存储介质读取的程序代码本身可实现上述实施例中任何一项实施例的功能，因此程序代码和存储程序代码的存储介质构成了本发明的一部分。

用于提供程序代码的存储介质实施例包括软盘、硬盘、磁光盘、光盘（如CD-ROM、CD-R、CD-RW、DVD-ROM、DVD-RAM、DVD-RW、DVD+RW）、磁带、非易失性存储卡和ROM。可选择地，可以由通信网络从服务器计算机上下载程序代码。

此外，应该清楚的是，不仅可以通过执行计算机所读出的程序代码，而且可以通过基于程序代码的指令使计算机上操作的操作系统等来完成部分或者全部的实际操作，从而实现上述实施例中任意一项实施例的功能。

此外，可以理解的是，将由存储介质读出的程序代码写到插入计算机内的扩展板中所设置的存储器中或者写到与计算机相连接的扩展模块中设置的存储器中，随后基于程序代码的指令使安装在扩展板或者扩展模块上的CPU等来执行部分和全部实际操作，从而实现上述实施例中任一实施例的功能。

需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。

本领域普通技术人员可以理解：实现上述方法实施例的全部或部分步骤可以通过程序指令相关的硬件来完成，前述的程序可以存储在计算机可读取的存储介质中，该程序在执行时，执行包括上述方法实施例的步骤；而前述的存储介质包括：ROM、RAM、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质中。

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。

Claims (10)

1.一种姿控欠能力下的离轨制动控制方法，其特征在于，包括：

当飞行器处于姿控欠能力时，获取第一轨控发动机的开关机序列的开机占空比和单次开机时长；其中，所述第一轨控发动机为所述飞行器的两个轨控发动机中推力较大的轨控发动机，所述开机占空比为开关机序列的每一开关周期中开机时长占周期时长的比值；

基于开关机序列的所述开机占空比和所述单次开机时长，使所述第一轨控发动机间歇开机进行离轨制动；

直至满足预先设置的停止制动条件时，控制所述第一轨控发动机关机，完成所述飞行器的离轨制动。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在完成所述飞行器的离轨制动之前，还包括：

实时判断所述第一轨控发动机是否异常；

当所述第一轨控发动机异常时，基于所述开机占空比和预先设置的占空比阈值，确定第二轨控发动机是否可以进行离轨制动；其中，所述第二轨控发动机为所述飞行器的两个轨控发动机中推力较小的轨控发动机，所述占空比阈值是基于所述第一轨控发动机和所述第二轨控发动机的推力确定的；

当所述开机占空比小于所述占空比阈值时，利用所述第二轨控发动机进行离轨制动；

当所述开机占空比大于等于所述占空比阈值时，基于当前所述飞行器所处轨道的近地点高度，确定是否继续进行离轨制动。

3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述占空比阈值是通过如下公式计算的：

式中，为所述占空比阈值，/>和/>分别为所述第一轨控发动机和所述第二轨控发动机的推力，k为可调节的比例系数。

4.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述基于当前所述飞行器所处轨道的近地点高度，确定是否继续进行离轨制动，包括：

当当前所述飞行器所处轨道的近地点高度大于180km时，则使所述飞行器返回在轨轨道，停止离轨制动；

当当前所述飞行器所处轨道的近地点高度小于等于180km时，则对所述第一轨控发动机和所述第二轨控发动机均发送开机指令，直至制动速度累加值达到制动速度规划值时，完成所述飞行器的离轨制动。

5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述基于开关机序列的所述开机占空比和所述单次开机时长，使所述第一轨控发动机间歇开机进行离轨制动，包括：

启动所述第一轨控发动机进行脉冲制动，并开始进行计时；

当计时时长满足初始关机条件时，使所述第一轨控发动机关机，完成第一个脉冲制动；其中，所述关机条件是基于所述开机占空比、所述单次开机时长和初始开机次数计算的，所述初始开机次数为0；

针对开关机序列的每一开关周期，均执行：

将所述开机次数加1；

基于当前开机次数、所述开机占空比和所述单次开机时长，确定当前开关周期的开机条件；

当计时时长满足当前开关周期的开机条件时，使所述第一轨控发动机开机，以进行当前开关周期的脉冲制动；

基于当前开机次数、所述开机占空比和所述单次开机时长，确定当前开关周期的关机条件；

当计时时长满足当前开关周期的关机条件时，使所述第一轨控发动机关机，完成当前开关周期的脉冲制动。

6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，所述开机条件为：

所述关机条件为：

式中，为计时时长，/>为所述单次开机时长，/>为当前开机次数，/>为所述开机占空比。

7.根据权利要求1-6中任一项所述的方法，其特征在于，所述停止制动条件为：

式中，为制动速度累加值，/>为制动速度规划值，/>为制动速度阈值。

8.一种姿控欠能力下的离轨制动控制装置，其特征在于，包括：

获取单元，用于当飞行器处于姿控欠能力时，获取第一轨控发动机的开关机序列的开机占空比和单次开机时长；其中，所述第一轨控发动机为所述飞行器的两个轨控发动机中推力较大的轨控发动机，所述开机占空比为开关机序列的每一开关周期中开机时长占周期时长的比值；

制动单元，用于基于开关机序列的所述开机占空比和所述单次开机时长，使所述第一轨控发动机间歇开机进行离轨制动；

停止单元，用于直至满足预先设置的停止制动条件时，控制所述第一轨控发动机关机，完成所述飞行器的离轨制动。

9.一种计算设备，包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时，实现如权利要求1-7中任一项所述的方法。

10.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，当所述计算机程序在计算机中执行时，令计算机执行权利要求1-7中任一项所述的方法。