CN117022680B - 轨控发动机故障下的自主离轨制动控制方法和装置 - Google Patents

Abstract

本发明涉及飞行器离轨制动技术领域，特别涉及一种轨控发动机故障下的自主离轨制动控制方法和装置。方法包括：到达第一离轨制动点时，利用第一轨控发动机进行离轨制动，同时对第一轨控发动机是否故障进行在轨诊断；当第一轨控发动机故障时，判断第二轨控发动机的开机占空比是否小于占空比阈值；第一轨控发动机的推力小于第二轨控发动机；若否，则基于飞行器的当前轨道信息和目标再入点信息，二次规划剩余制动脉冲和第二离轨制动点，以保证飞行器能够利用第二轨控发动机继续执行剩余脉冲。本方案，可以对第一轨控发动机进行在轨诊断，以在诊断出第一轨控发动机故障后，快速二次规划出可行的制动策略，确保故障情况下仍然可以高精度离轨返回。

Description

轨控发动机故障下的自主离轨制动控制方法和装置

技术领域

本发明实施例涉及飞行器离轨制动技术领域，特别涉及一种轨控发动机故障下的自主离轨制动控制方法和装置。

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。可重复使用飞行器与飞船返回相比因为其需要更强的自主性、快速机动性，同时对地面站的使用有很多的限制，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，这就导致如果其采用神舟飞船地面规划星上执行的策略存在较多的使用约束，极大限制了其自主性和快速机动性，因此，可重复使用飞行器的离轨制动最好采用星上在轨自主规划的策略。

另外，离轨制动所需的轨控发动机一般具有有限的使用次数，长时间的在轨运行和多次轨控后，可能会发生单机故障或性能异常的情况。为了保证离轨制动的故障容错，飞行器上通常会配备推力大小不一样的两类轨控发动机。因此，在轨诊断出一种轨控发动机出现问题后，怎么快速的切换利用剩下的轨控发动机执行离轨制动脉冲，这点对天地往返飞行器的自主离轨制动返回成功至关重要。

然而，传统的自主离轨制动控制方法并没有涉及轨控发动机的在轨诊断，以及诊断出故障后如何快速二次规划出剩余脉冲的离轨制动方法。因此，传统的自主离轨制动控制方法的实用性较差，难以实现可重复使用飞行器在轨控发动机故障下的高精度离轨返回。

因此，亟需一种轨控发动机故障下的自主离轨制动控制方法。

发明内容

为了解决传统的自主离轨制动控制方法的实用性较差，难以实现可重复使用飞行器在轨控发动机故障下的高精度离轨返回的问题，本发明实施例提供了一种轨控发动机故障下的自主离轨制动控制方法和装置。

第一方面，本发明实施例提供了一种轨控发动机故障下的自主离轨制动控制方法，方法包括：

到达第一离轨制动点时，利用第一轨控发动机进行离轨制动，同时对所述第一轨控发动机是否故障进行在轨诊断；

当所述第一轨控发动机故障时，判断第二轨控发动机的开机占空比是否小于占空比阈值；其中，所述第一轨控发动机的推力小于所述第二轨控发动机；

若是，则直接利用所述第二轨控发动机根据所述开机占空比执行间歇开机；

若否，则基于所述飞行器的当前轨道信息和目标再入点信息，对剩余脉冲进行二次规划，以确定第二离轨制动点的位置信息、剩余制动脉冲规划值和制动角；

基于所述第二离轨制动点的位置信息和制动角，对所述飞行器进行姿态调整，以在到达所述第二离轨制动点时，基于所述开机占空比和剩余制动脉冲规划值，控制所述第二轨控发动机执行剩余脉冲。

第二方面，本发明实施例还提供了一种轨控发动机故障下的自主离轨制动控制装置，装置包括：

诊断单元，用于到达第一离轨制动点时，利用第一轨控发动机进行离轨制动，同时对所述第一轨控发动机是否故障进行在轨诊断；

判断单元，用于当所述第一轨控发动机故障时，判断第二轨控发动机的开机占空比是否小于占空比阈值；其中，所述第一轨控发动机的推力小于所述第二轨控发动机；

第一制动单元，用于若是时，直接利用所述第二轨控发动机根据所述开机占空比执行间歇开机；

规划单元，用于若否时，基于所述飞行器的当前轨道信息和目标再入点信息，对剩余脉冲进行二次规划，以确定第二离轨制动点的位置信息、剩余制动脉冲规划值和制动角；

第二制动单元，用于基于所述第二离轨制动点的位置信息和制动角，对所述飞行器进行姿态调整，以在到达所述第二离轨制动点时，基于所述开机占空比和剩余制动脉冲规划值，控制所述第二轨控发动机执行剩余脉冲。

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轨控发动机故障下的自主离轨制动控制方法和装置，通过对第一轨控发动机进行在轨诊断，在诊断出第一轨控发动机故障后，先基于第二轨控发动机预先设置的开机占空比与占空比阈值的关系，判断是否可以直接开启第二轨控发动机，使第二轨控发动机按照开机占空比直接进行间歇制动；当第二轨控发动机的开机占空比大于等于占空比阈值时，基于飞行器的当前轨道信息和目标再入点信息，二次规划剩余制动脉冲和第二离轨制动点，以利用第二轨控发动机继续执行剩余脉冲。因此，本方案可以对第一轨控发动机进行在轨诊断，以在诊断出第一轨控发动机故障后，快速二次规划出可行的制动策略，确保飞行器在轨控发动机故障情况下仍然可以高精度离轨返回。

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轨控发动机故障下的自主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实验下制动速度增量变化曲线图；

图3是本发明一实施例提供的一种计算设备的硬件架构图；

图4是本发明一实施例提供的一种轨控发动机故障下的自主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。

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轨控发动机故障下的自主离轨制动控制方法，该方法包括：

步骤100，到达第一离轨制动点时，利用第一轨控发动机进行离轨制动，同时对第一轨控发动机是否故障进行在轨诊断；

步骤102，当第一轨控发动机故障时，判断第二轨控发动机的开机占空比是否小于占空比阈值；其中，第一轨控发动机的推力小于第二轨控发动机；

步骤104，若是，则直接利用第二轨控发动机根据开机占空比执行间歇开机；

步骤106，若否，则基于飞行器的当前轨道信息和目标再入点信息，对剩余脉冲进行二次规划，以确定第二离轨制动点的位置信息、剩余制动脉冲规划值和制动角；

步骤108，基于第二离轨制动点的位置信息和制动角，对飞行器进行姿态调整，以在到达第二离轨制动点时，基于开机占空比和剩余制动脉冲规划值，控制第二轨控发动机执行剩余脉冲。

本发明实施例中，通过对第一轨控发动机进行在轨诊断，在诊断出第一轨控发动机故障后，先基于第二轨控发动机预先设置的开机占空比与占空比阈值的关系，判断是否可以直接开启第二轨控发动机，使第二轨控发动机按照开机占空比直接进行间歇制动；当第二轨控发动机的开机占空比大于等于占空比阈值时，基于飞行器的当前轨道信息和目标再入点信息，二次规划剩余制动脉冲和第二离轨制动点，以利用第二轨控发动机继续执行剩余脉冲。因此，本方案可以对第一轨控发动机进行在轨诊断，以在诊断出第一轨控发动机故障后，快速二次规划出可行的制动策略，确保飞行器在轨控发动机故障情况下仍然可以高精度离轨返回。

针对步骤100：

根据飞行器配置的轨控发动机大小，离轨制动时优先选择推力小的轨控发动机（即第一轨控发动机）进行离轨制动。首先，规划出第一离轨制动点和总的制动脉冲，在飞行器到达第一离轨制动点时，利用第一轨控发动机进行离轨制动，同时对第一轨控发动机是否故障进行在轨诊断。当在轨诊断出第一轨控发动机故障后，以利用推力大的发动机（即第二轨控发动机）执行后续离轨制动任务。

接下来，对在轨诊断方式进行详细说明。

由于在离轨制动的轨控过程中会消耗燃料，贮箱中的燃料逐步减少，因此标称加速度是缓慢增大的。然而，由于加速度计存在测量噪声或野值，直接采用加速度计的测量值对第一轨控发动机是否故障进行在轨诊断，很容易出现测量误差导致误诊，因此可以考虑使用加速度的累计量进行判断。

使用加速度的累计量进行判断的常规方式可以采用加速度计测量的实际累计速度增量和标称累计速度增量比对，可以消除加速度测量噪声的影响，但第一轨控发动机的故障可能发生在轨控中后期，随着实际累计速度增量的增大，对故障判断的敏感度将会下降。如下限设置为标称值的70%，第一轨控发动机若在执行超过规划开机时长的70%后不再输出推力，则采用常规方式无法诊断出第一轨控发动机故障。

因此，本发明实施例在采用实际累计速度增量和标称累计速度增量比对判断的基础上，将轨控过程拆分为多个时间片，每个时间片作为一个诊断周期，即为一个故障诊断周期，在每个故障诊断周期内，将实际累计速度增量和标称累计速度增量进行比对，如果二者之差超过设计的阈值，则在轨诊断出第一轨控发动机故障。如果一个诊断周期内没有诊断出第一轨控发动机故障，则在一个诊断周期结束后，将实际累计速度增量和标称累计速度增量清零，下一个诊断周期重新开始新的周期诊断。

因此，在一些实施方式中，可以通过如下方式对第一轨控发动机进行在轨诊断：

针对每一个诊断周期，均执行：

将标称累计速度增量和加速度计测量的实际累计速度增量清零，同时记录当前诊断周期的开始星时；

在当前诊断周期的每一个控制周期，均对标称累计速度增量和加速度计测量的实际累计速度增量进行累加计算，并实时判断每一个控制周期下标称累计速度增量和加速度计测量的实际累计速度增量的差值的绝对值是否大于等于故障诊断阈值；

当标称累计速度增量和加速度计测量的实际累计速度增量的差值的绝对值大于等于故障诊断阈值，且大于等于故障诊断阈值的累计时间超过时间阈值时，确定第一轨控发动机故障；

否则，则继续对当前诊断周期的每一个控制周期进行故障诊断，直至实时星时与当前诊断周期的开始星时的差值大于等于诊断周期的周期时长时，跳转执行将标称累计速度增量和加速度计测量的实际累计速度增量清零，以开始下一个诊断周期。

在本发明实施例中，每一个控制周期时标称累计速度增量是通过如下方式进行累加计算的：

式中，为当前控制周期的标称累计速度增量，/>为上一控制周期的标称累计速度增量，/>为当前的标称加速度，/>为控制周期的时长；

每一个控制周期时加速度计测量的实际累计速度增量是通过如下方式进行累加计算的：

式中，为当前控制周期的实际累计速度增量，/>为上一控制周期的实际累计速度增量，/>为加速度计测量的实际加速度，/>为控制周期的时长。

因此，在本发明实施例中，通过将轨控过程切分为多个诊断周期，通过对每一个诊断周期中每一个控制周期下实际累计速度增量与标称累计速度增量比对，大于等于故障诊断阈值的累计时间超过时间阈值时，判断第一轨控发动机状态异常，既保证了故障发生时诊断的快速性，同时可以尽可能地避免因测量噪声引起的误判。

针对步骤102：

在本步骤中，由于第一轨控发动机和第二轨控发动机工作时产生的干扰力矩不同，当第一轨控发动机在离轨制动过程中，是利用控制能力较小的姿态发动机进性姿态控制，以消除第一轨控发动机对姿态控制产生的干扰力矩，那么，当第一轨控发动机在离轨制动过程中突然故障，直接切换推力较大的第二轨控发动机进行制动，会导致飞行器的制动姿态不稳，因此，可以事先基于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第二轨控发动机的开机占空比，以使第二轨控发动机间歇开机进行离轨制动，可以使得控制力较小的姿态发动机尽可能地能够维持住飞行器的制动姿态。

然而，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，第二轨控发动机的开机占空比有可能会大于等于占空比阈值，那么这种情况下，直接利用第二轨控发动机根据开机占空比执行间歇开机是不行的，需要对第二离轨制动点、剩余制动脉冲规划值和制动角进行二次规划。而当第二轨控发动机的开机占空比小于占空比阈值时，推力小的第一轨控发动机出现故障切换为第二轨控发动机则不需要进行二次规划，因为此时直接开启第二轨控发动机，并根据设计的开机占空比进行间歇开机，其执行效果类似于用第一轨控发动机执行离轨脉冲。

需要说明的是，开机占空比为第二轨控发动机的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。

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。

针对步骤104：

在本步骤中，需要确定第二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，第二轨控发动机的开关机序列应为：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。那么，在第一轨控发动机故障，且判断第二轨控发动机的开机占空比小于占空比阈值时，应该按照开关机序列直接控制第二轨控发动机开机500s，然后关闭500s，开机500s..，直至从第一离轨制动点开始后，飞行器的制动速度累加值达到步骤100初始规划的总的制动脉冲时，离轨制动结束。

针对步骤106：

在一些实施方式中，步骤“基于飞行器的当前轨道信息和目标再入点信息，对剩余脉冲进行二次规划，以确定第二离轨制动点的位置信息、剩余制动脉冲规划值和制动角”，可以包括如下步骤S1-S4：

步骤S1，基于飞行器的当前轨道信息和目标再入点信息，确定过渡轨道信息；其中，当前轨道信息包括当前轨道的平均轨道根数半长轴、平均轨道偏心率和平均轨道近地点幅角；过渡轨道信息包括过渡轨道的平均轨道根数半长轴、平均轨道偏心率和平均轨道近地点幅角。

在本步骤中，根据星上导航值可以得到当前轨道的平均轨道根数半长轴，平均轨道偏心率/>，平均轨道近地点幅角/>。同时，根据飞行器的当前轨道信息和期望的目标再入点信息，可以转化出过渡轨道的平均轨道根数半长轴/>，平均轨道偏心率/>，平均轨道近地点幅角/>，具体转化方式可以参考刘林的《人造地球卫星轨道力学》，在这里不再赘述。

步骤S2，将飞行器的当前轨道与过渡轨道的交点确定为第二离轨制动点，以基于在交点处两条轨道的飞行器地心距和纬度幅角均相等的条件，利用当前轨道信息和过渡轨道信息建立方程组，求解第二离轨制动点的纬度幅角和飞行器地心距。

在本步骤中，根据轨道控制理论知识，离轨制动的过渡过道和飞行器的当前轨道必须有交点，交点即为第二离轨制动点。可以理解，当前轨道在交点处的飞行器地心距、纬度幅角分别与过渡轨道在交点处的飞行器地心距、纬度幅角一致。

那么，可以建立方程组为：

其中，

式中，为当前轨道在交点处的地心距，/>为过渡轨道在交点处的地心距，/>和分别为当前轨道和过渡轨道的平均轨道根数半长轴，/>和/>分别为当前轨道和过渡轨道的平均轨道偏心率，/>和/>分别为当前轨道和过渡轨道在交点处的真近点角，/>和分别为当前轨道和过渡轨道在交点处的纬度幅角，/>和/>分别为当前轨道和过渡轨道的平均轨道近地点幅角。

根据上述方程组，可以求解出第二离轨制动点的纬度幅角和飞行器地心距。

步骤S3，基于当前轨道信息、过渡轨道信息和第二离轨制动点的纬度幅角，分别确定离轨制动前和离轨制动后的切向速度分量和法向速度分量，以得到剩余制动脉冲规划值。

在一些实施方式中，可以通过如下公式确定出离轨制动前的法向速度分量和切向速度分量：

式中，和/>分别为离轨制动前的法向速度分量和切向速度分量，/>为当前轨道的平均轨道根数半长轴，/>为当前轨道的平均轨道偏心率，/>为当前轨道在交点处的真近点角，/>为引力常数。

同理，可以通过如下公式确定出离轨制动后的法向速度分量和切向速度分量：

式中，和/>分别为离轨制动后的法向速度分量和切向速度分量，/>为过渡轨道的平均轨道根数半长轴，/>为过渡轨道的平均轨道偏心率，/>为过渡轨道在交点处的真近点角，/>为引力常数。

从而，可以得到剩余制动脉冲规划值为。

在一些实施方式中，在步骤S3之后，还包括：

将剩余制动脉冲规划值大于规划值阈值作为第一判断条件，将第二离轨制动点的纬度幅角小于纬度幅角阈值作为第二判断条件；其中，纬度幅角阈值是基于当前轨道的纬度幅角、预设的保护时间和当前的轨道角速度确定的；

当第一判断条件和第二判断条件均不符合时，直接将剩余制动脉冲规划值作为最终的剩余制动脉冲规划值；

当第一判断条件和第二判断条件至少有一个符合时，启动保护策略，以利用保护策略计算新的剩余制动脉冲规划值和新的第二离轨制动点的纬度幅角作为最终的剩余制动脉冲规划值和第二离轨制动点的纬度幅角。

在本实施例中，虽然利用步骤S1-S3的二次规划方式更为精确，但是为了以防万一，还是需要设置保护策略，以在步骤S1-S3的二次规划结果出现重大偏差时，利用保护策略得到精度较低的规划结果来执行剩余脉冲。

具体地，第一判断条件为剩余制动脉冲规划值大于规划值阈值，即；第二判断条件为第二离轨制动点的纬度幅角/>，其中，/>为当前轨道的纬度幅角，/>为当前的轨道角速度，/>为预置的保护时间。

当步骤S1-S3二次规划得到的剩余制动脉冲规划值和第二离轨制动点的纬度幅角，均不符合第一判断条件和第二判断条件时，直接将步骤S1-S3二次规划得到的剩余制动脉冲规划值和第二离轨制动点的纬度幅角分别作为最终的剩余制动脉冲规划值和最终的第二离轨制动点的纬度幅角。

当步骤S1-S3二次规划得到的剩余制动脉冲规划值和第二离轨制动点的纬度幅角中，至少有一个符合第一判断条件或第二判断条件时，则启动保护策略，以利用保护策略计算新的剩余制动脉冲规划值和新的第二离轨制动点的纬度幅角作为最终的剩余制动脉冲规划值和第二离轨制动点的纬度幅角。

在一些实施方式中，保护策略是通过如下公式计算新的剩余制动脉冲规划值和新的第二离轨制动点的纬度幅角的：

其中，

式中，为新的第二离轨制动点的纬度幅角，/>为当前轨道的纬度幅角，为当前的轨道角速度，/>为第一轨控发动机执行剩余脉冲的理论开机时间，/>为第二轨控发动机执行剩余脉冲的理论开机时间，/>为新的剩余制动脉冲规划值，/>为第一轨控发动机故障之前规划的总的制动脉冲，/>为在诊断出第一轨控发动机故障时，利用加速度计已经实际累积的速度增量，/>和/>分别为第一轨控发动机和第二轨控发动机的比冲，m为飞行器的质量，/>和/>分别为第一轨控发动机和第二轨控发动机的推力。

步骤S4，基于剩余制动脉冲规划值，确定飞行器的制动角。

本步骤中，根据最终的剩余制动脉冲规划值，可以确定飞行器的制动角。

针对步骤108：

在到达最终的第二离轨制动点的纬度幅角前1000s时，基于步骤S4确定的制动角对飞行器进行姿态调整，以在到达第二离轨制动点时，使第二轨控发动机开机，直至第二轨控发动机启动后的制动速度累加值达到剩余制动脉冲规划值时，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，进行了以下数值仿真。

基于上述方法进行数值仿真，验证先用小的轨控发动机进行离轨制动，制动过程中人为设置推力消失，在轨自主诊断出小的轨控发动机故障后，接着进行二次规划，利用大的轨控发动机完成后续离轨制动。

闭环离轨制动仿真结果如图2所示。图2为仿真实验下制动速度增量变化曲线图。由图2可以看出，当小的轨控发动机诊断出故障不可用后，本发明所提方法在线经过二次规划出离轨制动策略，利用大的轨控发动机完成剩余的离轨制动脉冲，最终再入点实际速度为7584.5m/s，实际的再入点航迹倾角为1.12度，与期望值偏差都很小，可以很好的满足精度要求，验证了本发明实施例所提方法的有效性。

如图3、图4所示，本发明实施例提供了一种轨控发动机故障下的自主离轨制动控制装置。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3所示，为本发明实施例提供的一种轨控发动机故障下的自主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3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4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轨控发动机故障下的自主离轨制动控制装置，装置包括：

诊断单元401，用于到达第一离轨制动点时，利用第一轨控发动机进行离轨制动，同时对第一轨控发动机是否故障进行在轨诊断；

判断单元402，用于当第一轨控发动机故障时，判断第二轨控发动机的开机占空比是否小于占空比阈值；其中，第一轨控发动机的推力小于第二轨控发动机；

第一制动单元403，用于若是时，直接利用第二轨控发动机根据开机占空比执行间歇开机；

规划单元404，用于若否时，基于飞行器的当前轨道信息和目标再入点信息，对剩余脉冲进行二次规划，以确定第二离轨制动点的位置信息、剩余制动脉冲规划值和制动角；

第二制动单元405，用于基于第二离轨制动点的位置信息和制动角，对飞行器进行姿态调整，以在到达第二离轨制动点时，基于开机占空比和剩余制动脉冲规划值，控制第二轨控发动机执行剩余脉冲。

在本发明一个实施例中，诊断单元401是通过如下方式对第一轨控发动机进行在轨诊断的：

针对每一个诊断周期，均执行：

将标称累计速度增量和加速度计测量的实际累计速度增量清零，同时记录当前诊断周期的开始星时；

在当前诊断周期的每一个控制周期，均对标称累计速度增量和加速度计测量的实际累计速度增量进行累加计算，并实时判断每一个控制周期下标称累计速度增量和实际累计速度增量的差值的绝对值是否大于等于故障诊断阈值；

当标称累计速度增量和实际累计速度增量的差值的绝对值大于等于故障诊断阈值，且大于等于故障诊断阈值的累计时间超过时间阈值时，确定第一轨控发动机故障；

否则，则继续对当前诊断周期的每一个控制周期进行故障诊断，直至实时星时与当前诊断周期的开始星时的差值大于等于诊断周期的周期时长时，跳转执行将标称累计速度增量和加速度计测量的实际累计速度增量清零，以开始下一个诊断周期。

在本发明一个实施例中，诊断单元401中每一个控制周期时标称累计速度增量是通过如下方式进行累加计算的：

式中，为当前控制周期的标称累计速度增量，/>为上一控制周期的标称累计速度增量，/>为当前的标称加速度，/>为控制周期的时长；

每一个控制周期时加速度计测量的实际累计速度增量是通过如下方式进行累加计算的：

式中，为当前控制周期的实际累计速度增量，/>为上一控制周期的实际累计速度增量，/>为加速度计测量的实际加速度，/>为控制周期的时长。

在本发明一个实施例中，规划单元404用于执行：

基于飞行器的当前轨道信息和目标再入点信息，确定过渡轨道信息；其中，当前轨道信息包括当前轨道的平均轨道根数半长轴、平均轨道偏心率和平均轨道近地点幅角；过渡轨道信息包括过渡轨道的平均轨道根数半长轴、平均轨道偏心率和平均轨道近地点幅角；

将当前轨道与过渡轨道的交点确定为第二离轨制动点，以基于在交点处两条轨道的飞行器地心距和纬度幅角均相等的条件，利用当前轨道信息和过渡轨道信息建立方程组，求解第二离轨制动点的纬度幅角和飞行器地心距；

基于当前轨道信息、过渡轨道信息和第二离轨制动点的纬度幅角，分别确定离轨制动前和离轨制动后的切向速度分量和法向速度分量，以得到剩余制动脉冲规划值；

基于剩余制动脉冲规划值，确定飞行器的制动角。

在本发明一个实施例中，规划单元404中方程组为：

其中，

式中，为当前轨道在交点处的地心距，/>为过渡轨道在交点处的地心距，/>和分别为当前轨道和过渡轨道的平均轨道根数半长轴，/>和/>分别为当前轨道和过渡轨道的平均轨道偏心率，/>和/>分别为当前轨道和过渡轨道在交点处的真近点角，/>和分别为当前轨道和过渡轨道在交点处的纬度幅角，/>和/>分别为当前轨道和过渡轨道的平均轨道近地点幅角。/>

在本发明一个实施例中，规划单元404在基于当前轨道信息、过渡轨道信息和第二离轨制动点的纬度幅角，分别确定离轨制动前和离轨制动后的切向速度分量和法向速度分量，以得到剩余制动脉冲规划值之后，还用于：

将剩余制动脉冲规划值大于规划值阈值作为第一判断条件，将第二离轨制动点的纬度幅角小于纬度幅角阈值作为第二判断条件；其中，纬度幅角阈值是基于当前轨道的纬度幅角、预设的保护时间和当前的轨道角速度确定的；

当第一判断条件和第二判断条件均不符合时，直接将剩余制动脉冲规划值作为最终的剩余制动脉冲规划值；

当第一判断条件和第二判断条件至少有一个符合时，启动保护策略，以利用保护策略计算新的剩余制动脉冲规划值和新的第二离轨制动点的纬度幅角作为最终的剩余制动脉冲规划值和第二离轨制动点的纬度幅角。

在本发明一个实施例中，规划单元404中保护策略是通过如下公式计算新的剩余制动脉冲规划值和新的第二离轨制动点的纬度幅角的：

其中，

式中，为新的第二离轨制动点的纬度幅角，/>为当前轨道的纬度幅角，为当前的轨道角速度，/>为第一轨控发动机执行剩余脉冲的理论开机时间，/>为第二轨控发动机执行剩余脉冲的理论开机时间，/>为新的剩余制动脉冲规划值，/>为第一轨控发动机故障之前规划的总的制动脉冲，/>为在诊断出第一轨控发动机故障时，利用加速度计已经实际累积的速度增量，/>和/>分别为第一轨控发动机和第二轨控发动机的比冲，m为飞行器的质量，/>和/>分别为第一轨控发动机和第二轨控发动机的推力。

可以理解的是，本发明实施例示意的结构并不构成对一种轨控发动机故障下的自主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，一种轨控发动机故障下的自主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轨控发动机故障下的自主离轨制动控制方法。

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轨控发动机故障下的自主离轨制动控制方法。

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 (9)

1.一种轨控发动机故障下的自主离轨制动控制方法，其特征在于，包括：

到达第一离轨制动点时，利用第一轨控发动机进行离轨制动，同时对所述第一轨控发动机是否故障进行在轨诊断；

当所述第一轨控发动机故障时，判断第二轨控发动机的开机占空比是否小于占空比阈值；其中，所述第一轨控发动机的推力小于所述第二轨控发动机；

若是，则直接利用所述第二轨控发动机根据所述开机占空比执行间歇开机；

若否，则基于飞行器的当前轨道信息和目标再入点信息，对剩余脉冲进行二次规划，以确定第二离轨制动点的位置信息、剩余制动脉冲规划值和制动角；

基于所述第二离轨制动点的位置信息和制动角，对所述飞行器进行姿态调整，以在到达所述第二离轨制动点时，基于所述开机占空比和剩余制动脉冲规划值，控制所述第二轨控发动机执行剩余脉冲；

是通过如下方式对所述第一轨控发动机进行在轨诊断的：

针对每一个诊断周期，均执行：

将标称累计速度增量和加速度计测量的实际累计速度增量清零，同时记录当前诊断周期的开始星时；

在当前诊断周期的每一个控制周期，均对所述标称累计速度增量和加速度计测量的实际累计速度增量进行累加计算，并实时判断每一个控制周期下标称累计速度增量和实际累计速度增量的差值的绝对值是否大于等于故障诊断阈值；

当标称累计速度增量和实际累计速度增量的差值的绝对值大于等于故障诊断阈值，且大于等于故障诊断阈值的累计时间超过时间阈值时，确定所述第一轨控发动机故障；

否则，则继续对当前诊断周期的每一个控制周期进行故障诊断，直至实时星时与当前诊断周期的开始星时的差值大于等于所述诊断周期的周期时长时，跳转执行所述将标称累计速度增量和加速度计测量的实际累计速度增量清零，以开始下一个诊断周期。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，每一个控制周期时所述标称累计速度增量是通过如下方式进行累加计算的：

式中，为当前控制周期的标称累计速度增量，/>为上一控制周期的标称累计速度增量，/>为当前的标称加速度，/>为控制周期的时长；

每一个控制周期时加速度计测量的实际累计速度增量是通过如下方式进行累加计算的：

式中，为当前控制周期的实际累计速度增量，/>为上一控制周期的实际累计速度增量，/>为加速度计测量的实际加速度，/>为控制周期的时长。

3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述基于所述飞行器的当前轨道信息和目标再入点信息，对剩余脉冲进行二次规划，以确定第二离轨制动点的位置信息、剩余制动脉冲规划值和制动角，包括：

基于所述飞行器的当前轨道信息和目标再入点信息，确定过渡轨道信息；其中，当前轨道信息包括当前轨道的平均轨道根数半长轴、平均轨道偏心率和平均轨道近地点幅角；所述过渡轨道信息包括过渡轨道的平均轨道根数半长轴、平均轨道偏心率和平均轨道近地点幅角；

将当前轨道与过渡轨道的交点确定为第二离轨制动点，以基于在交点处两条轨道的飞行器地心距和纬度幅角均相等的条件，利用当前轨道信息和所述过渡轨道信息建立方程组，求解所述第二离轨制动点的纬度幅角和飞行器地心距；

基于当前轨道信息、过渡轨道信息和所述第二离轨制动点的纬度幅角，分别确定离轨制动前和离轨制动后的切向速度分量和法向速度分量，以得到剩余制动脉冲规划值；

基于所述剩余制动脉冲规划值，确定所述飞行器的制动角。

4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述方程组为：

其中，

式中，为当前轨道在交点处的地心距，/>为过渡轨道在交点处的地心距，/>和/>分别为当前轨道和过渡轨道的平均轨道根数半长轴，/>和/>分别为当前轨道和过渡轨道的平均轨道偏心率，/>和/>分别为当前轨道和过渡轨道在交点处的真近点角，/>和/>分别为当前轨道和过渡轨道在交点处的纬度幅角，/>和/>分别为当前轨道和过渡轨道的平均轨道近地点幅角。

5.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，在所述基于当前轨道信息、过渡轨道信息和所述第二离轨制动点的纬度幅角，分别确定离轨制动前和离轨制动后的切向速度分量和法向速度分量，以得到剩余制动脉冲规划值之后，还包括：

将剩余制动脉冲规划值大于规划值阈值作为第一判断条件，将所述第二离轨制动点的纬度幅角小于纬度幅角阈值作为第二判断条件；其中，所述纬度幅角阈值是基于当前轨道的纬度幅角、预设的保护时间和当前的轨道角速度确定的；

当所述第一判断条件和所述第二判断条件均不符合时，直接将所述剩余制动脉冲规划值作为最终的剩余制动脉冲规划值；

当所述第一判断条件和所述第二判断条件至少有一个符合时，启动保护策略，以利用所述保护策略计算新的剩余制动脉冲规划值和新的第二离轨制动点的纬度幅角作为最终的剩余制动脉冲规划值和第二离轨制动点的纬度幅角。

6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，所述保护策略是通过如下公式计算新的剩余制动脉冲规划值和新的第二离轨制动点的纬度幅角的：

其中，

式中，为新的第二离轨制动点的纬度幅角，/>为当前轨道的纬度幅角，/>为当前的轨道角速度，/>为所述第一轨控发动机执行剩余脉冲的理论开机时间，/>为所述第二轨控发动机执行剩余脉冲的理论开机时间，/>为新的剩余制动脉冲规划值，/>为所述第一轨控发动机故障之前规划的总的制动脉冲，/>为在诊断出所述第一轨控发动机故障时，利用加速度计已经实际累积的速度增量，/>和/>分别为所述第一轨控发动机和所述第二轨控发动机的比冲，m为所述飞行器的质量，/>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。

7.一种轨控发动机故障下的自主离轨制动控制装置，其特征在于，包括：

诊断单元，用于到达第一离轨制动点时，利用第一轨控发动机进行离轨制动，同时对所述第一轨控发动机是否故障进行在轨诊断；

判断单元，用于当所述第一轨控发动机故障时，判断第二轨控发动机的开机占空比是否小于占空比阈值；其中，所述第一轨控发动机的推力小于所述第二轨控发动机；

第一制动单元，用于若是时，直接利用所述第二轨控发动机根据所述开机占空比执行间歇开机；

规划单元，用于若否时，基于飞行器的当前轨道信息和目标再入点信息，对剩余脉冲进行二次规划，以确定第二离轨制动点的位置信息、剩余制动脉冲规划值和制动角；

第二制动单元，用于基于所述第二离轨制动点的位置信息和制动角，对所述飞行器进行姿态调整，以在到达所述第二离轨制动点时，基于所述开机占空比和剩余制动脉冲规划值，控制所述第二轨控发动机执行剩余脉冲；

所述诊断单元是通过如下方式对第一轨控发动机进行在轨诊断的：

针对每一个诊断周期，均执行：

将标称累计速度增量和加速度计测量的实际累计速度增量清零，同时记录当前诊断周期的开始星时；

在当前诊断周期的每一个控制周期，均对标称累计速度增量和加速度计测量的实际累计速度增量进行累加计算，并实时判断每一个控制周期下标称累计速度增量和实际累计速度增量的差值的绝对值是否大于等于故障诊断阈值；

当标称累计速度增量和实际累计速度增量的差值的绝对值大于等于故障诊断阈值，且大于等于故障诊断阈值的累计时间超过时间阈值时，确定第一轨控发动机故障；

否则，则继续对当前诊断周期的每一个控制周期进行故障诊断，直至实时星时与当前诊断周期的开始星时的差值大于等于诊断周期的周期时长时，跳转执行将标称累计速度增量和加速度计测量的实际累计速度增量清零，以开始下一个诊断周期。

8.一种计算设备，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1-6中任一项所述的方法。

9.一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1-6中任一项所述的方法。