1.2?深空探測典型任務中的制導控制技術

深空探測任務的種類很多,按照對象可以分為月球探測、火星等大行星探測、小行星/彗星等小天體探測;按照探測方式可以分為飛越探測、環繞探測、著陸探測、采樣返回探測;按照任務段可以分為轉移段、接近段、制動段、環繞段、進入下降著陸段(EDL)、天體表面停留段、起飛上升段、交會對接段、返回再入段等。不同的探測對象,不同的探測方式,不同的飛行階段對制導的要求不同,采用的具體制導方式也不同,可謂是五花八門,包羅萬象。本節將通過兩個最具有代表性的探測任務來對深空探測中的制導控制技術進行介紹。這兩個任務覆蓋的飛行階段比較多,很具有代表性。

1.2.1　月球探測中的制導控制技術

從20世紀50年代以來,人類開展了多次月球探測,共發射了50多個月球探測器或載人飛船,實現了月球飛越探測、環繞探測、著陸探測、采樣返回探測以及載人登月。其中比較有代表性的包括美國的Ranger系列(1961~1965)、Surveyor系列(1966~1968)、Lunar Orbiter系列(1966~1967)、Apollo系列(1963~1972)、Clementine(1994)、Lunar Reconnaissance Orbiter(2009);蘇聯的Luna系列(1959~1976)、Zond系列(1965~1970);歐空局的SMART?1(2003);中國的嫦娥系列(2007至今);日本的SELENE(2007);印度的Chandrayaan?1(2008)。

飛越探測是最為簡單的探測模式,探測器只是以雙曲線軌道飛過月球,并不進行軌道控制。環繞探測是最常見的探測模式,探測器長期運行在環繞月球的圓形軌道上,便于對月觀測。其飛行過程中最為關鍵的任務是近月制動,即在雙曲線軌道上剎車制動,進入環繞月球軌道。著陸探測是實現近距離就位探測的必要方式,探測器首先要通過近月制動運行在環月軌道上,之后降低軌道高度,并在近月點實施動力下降,即由發動機降低探測器飛行速度,飛行高度隨之降低,最終軟著陸到月面。采樣返回探測是在著陸探測的基礎上,探測器還要從月面上升,并進入環月軌道,經過交會對接之后加速脫離月球引力場進入月地返回軌道(也有探測器從月面上升后直接進入月地返回軌道),當探測器靠近地球時再入地球大氣,利用空氣阻力實施減速,并著陸到地面或海面,完成回收。而載人登月對于制導、導航與控制來說,與采樣返回探測相近,最大的區別是有人帶來的一些其他問題。因此,從技術難度上看,從低到高的順序為飛越、環繞、著陸、采樣返回和載人登月。而從飛行階段看,從簡單到復雜的順序也同樣是飛越、環繞、著陸、采樣返回和載人登月。通常月球采樣返回探測任務包含了其他類型探測所必須經歷的各種飛行階段。所以,接下來就以采樣返回為代表,看看制導在不同飛行階段所起到的主要作用。

月球采樣返回探測任務中通常可以分為地月轉移段、近月制動段、環月飛行段、著陸下降段、月面工作段、月面上升段、月球軌道交會對接段、環月等待段、月地轉移(含月地加速)、地球再入回收段。在這些飛行段中,需要制導參與的飛行過程包括各種軌道控制、下降著陸、月面上升、月球軌道交會對接和地球大氣再入。但是,對于現在的探測器來說,通常軌道機動和修正時的推力方向是地面設定的,它變成純軌道控制問題,并不需要制導參與其中。而月球軌道交會也不是月球采樣返回必需的飛行階段。所以,下面只介紹動力下降、月面上升和地球大氣再入中的制導問題。

圖1?1為月球采樣返回探測飛行示意圖。

1.2.1.1　著陸下降過程的制導控制技術

(1)著陸下降的飛行過程(見圖1?2)

從月球環繞飛行軌道下降到月球表面,大致可分為3個階段進行[7?9]。每一個階段不是獨立的,前一個階段完成的工作,要考慮后幾個階段的技術要求。

① 離軌段　根據所選定的落點坐標,確定在停泊軌道上開始下降的位置和時刻。制動發動機工作一個較短的時間,給予登月艙/探測器一個有限的制動沖量,探測器離開原來的運行軌道,開始向月面下降。

② 自由下降段(又稱霍曼轉移段)　探測器在制動沖量結束后,脫離原來的運行軌道,轉入過渡軌道。過渡軌道是一條新的橢圓軌道,其近月點在所選定的落點附近。

③ 動力下降段　探測器沿過渡軌道下降到距離月面一定的高度時(通常是霍曼轉移軌道的近月點),制動發動機開機。這一階段發動機推力的作用并不僅僅是減速,其輸出的推力大小和方向均由制導律決定,目標是以零速、零高度、垂直狀態到達月面。

(2)著陸下降對制導律的要求

一旦開啟動力下降后,由于能量的減少,探測器的高度和速度不再能保證探測器運行在安全穩定的軌道上,所以動力下降過程是不可逆的。這使得動力下降過程成為月球軟著陸中最為關鍵的一個階段,它對制導提出了多方面的要求[10?12]。

① 推進劑消耗最優或次優性　軟著陸過程中的制動減速只能依靠制動發動機完成,所攜帶的推進劑的絕大部分也將用于此目的。實現最省推進劑消耗,就意味著減輕著陸器的總質量;降低發射成本,就意味著提高著陸器有效載荷的攜帶能力。

② 魯棒性　對于在具有初始導航誤差、系統環境干擾、敏感器及制動發動機測量和參數誤差的情況下實現軟著陸,制導律的魯棒性就很重要。

③ 自主性　當探測器從離月面十幾千米高度開始制動減速后,探測器下降快、時間短。需要由導航敏感器測量著陸信息,制導控制計算機根據導航信息,利用制導律計算控制信號,控制信號作用制動發動機和姿控系統。由于地月之間的距離遙遠,這個過程應在探測器上自主實現。

④ 實時性　整個著陸過程時間很短,器載計算機運算能力有限,因此制導計算的計算量不能太大。

(3)著陸下降制導律

月球著陸探測發展幾十年來,根據任務目標和約束的不同,不同的探測器使用了不同的制導控制技術,總的來說可以歸結為三種。

① 重力轉彎制導方法　對于早期的月球探測著陸制導過程,探測器是按照擊中軌道飛向月球的。在離月球很遠的地方就需要進行軌道修正,然后調整方向,打開著陸發動機,進行制動減速。這時的制導過程是一種部分開環的方式,導航測量需要依靠深空網來進行[13]。后來的軟著陸過程出現經過環月軌道降落到月面的方式,這時的制導過程基本也是一種半開環半閉環的方式。在主制動段采用開環制導方式抵消速度,然后在接近月面的過程中打開著陸敏感器,進行閉環制導。這期間的著陸過程大多采用重力轉彎著陸制導方法[14]。

重力轉彎的基本思想是通過姿控系統將制動發動機的推力方向與探測器速度矢量的反方向保持一致,進行制動減速,實現垂直到達月面的軟著陸過程[14]。它是一種簡單實用的制導方法,比較適合于低成本、所用敏感器簡單的無人著陸任務。

在重力轉彎過程中,進行開環制導是一種相對簡單的方法。文獻[14]對開環制導的重力轉彎過程及其在工程中的應用進行了深入分析。在此基礎上,一些學者對重力轉彎制導過程和它的改進方法作了進一步研究[15?20]。J.A.Jungmann(1966)推導出重力轉彎制導過程的解析關系表達式,并對常值推重比情況下的著陸過程進行了分析;S.J.Citron(1964)研究了以同時調節推力大小和推力與速度方向夾角的辦法對重力轉彎過程進行改進,實現落點控制;T.Y.Feng(1968)為提高著陸精度,將比例導航加對數減速(proportional navigation plus logarithmic deceleration)應用于重力轉彎制導過程中;R.K.Cheng(1969)和Citron將軌跡跟蹤的想法應用到重力轉彎過程中,并設計了線性反饋制導控制律去跟蹤預先給定的著陸軌跡,以實現重力轉彎過程的閉環制導;基于同一想法,為跟蹤預先給定的著陸軌跡C.R.McInnes(1995)設計了非線性反饋制導控制律。海盜號探測器(Viking Planetary Lander)軟著陸于火星表面就是應用了對高度?速度進行跟蹤的重力轉彎閉環制導方法。

但是,這些研究和應用都沒有考慮燃料最優問題,對于軌跡跟蹤的制導過程也沒有給出穩定性證明,并且它們都是基于推力連續可調的制動發動機進行的。可連續調節的變推力發動機結構復雜,對于一些低成本探測器來說應用受限。

② 多項式制導　這種制導方式假定推力加速度是時間的二次函數,這樣整個運行軌跡(位置)就可以用四次多項式來描述(多項式系數待定)。當給定終端的約束,例如位置、速度、加速度、加加速度(加速度的導數)時,就可以求解出多項式的系數,從而計算出制導指令。阿波羅11在月面軟著陸時使用的就是這種制導方法[21,22],其制導流入如圖1?3所示。

不過,這種制導律本身并不是能量最優的軌跡。但是終端約束的選擇,可以改變標稱情況下飛行軌跡的推進劑消耗。在阿波羅任務中,通過終端參數的選擇,使得推進劑消耗接近最優,并且其飛行軌跡能夠滿足宇航員承受的過載限制,以及滿足目視避障的要求。

③ 顯式制導方法　顯式制導方法就是根據著陸器的現時運動參數,按照控制泛函的顯函數表達式進行實時計算的制導方法[23]。顯式制導不需要跟蹤標稱軌跡,它會根據當前實時的速度和位置重新計算制導參數,在大干擾情況下具有較大的優越性。日本的SELENE項目[24]、美國的ALHAT項目[25]都計劃采用顯式制導完成動力下降,雖然它們所使用的具體算法存在差異。

顯式制導對GNC計算機的速度和容量提出了較高的要求。GNC系統的任務就是要根據敏感器的測量信號,解算出探測器的運動參數,如位置、速度等,再依據制導律計算控制參數,以便導引探測器的運動。過去受到GNC計算機體積、容量和速度的限制,不可能實時求取探測器的運動參數,使得顯式制導控制技術應用較為困難。但隨著電子技術的發展,大規模集成電路的出現,GNC計算機不斷更新換代,目前已經完全能適應顯式制導的計算要求了[23]。

1.2.1.2　月面上升過程的制導控制技術

對于采樣返回任務來說,當月面任務結束之后,必然需要進行月面起飛上升,使得探測器能夠進入月球環繞軌道或者直接進入地月轉移軌道。從某種意義上說,月面上升過程可以看作是月面下降過程的逆過程。

(1)月面上升的飛行過程

由于沒有大氣,且引力較小,所以月面上升比地球發射火箭要簡單一些,單級即可入軌。整個飛行過程大致可以分為三個階段,如圖1?4所示:垂直上升,脫離月面到安全高度;轉彎,向目標飛行方向轉向,同時開始產生水平速度;軌道入射,探測器在某種制導律作用下一邊加速一邊提升飛行高度,直到進入預定的目標軌道。

從飛行過程看,第一個和第二個階段都是程序控制的,用于為第三個階段服務,而第三個階段才真正需要制導律起作用。

(2)月面上升對制導律的要求

月面上升過程是將月球樣品或成員返回地球的第一步,這個過程制導律需要考慮的約束包括以下幾項[26]。

① 推進劑消耗最優　由于月面上升所需要的推進劑是著陸器運送到月面上的,所以相比著陸過程推進劑更為緊張。計算表明,從月面每帶回1kg質量,光著陸和上升過程就要付出3kg推進劑質量,其中著陸過程要消耗2kg推進劑,上升過程又要消耗1kg推進劑。由此可見,上升過程減少推進劑消耗就能增加帶回的樣品或人員/貨物質量,也能成倍減少為完成任務總的推進劑攜帶量,效益非常明顯。

② 最小化探測器與月面臨近區域地形碰撞的風險　月面起飛的位置是科學探測最感興趣的地方,往往地形崎嶇,甚至位于隕石坑或盆地的中央。因此,月面起飛上升階段,制導律或制導參數設計時必須考慮起飛上升過程與地形碰撞的風險。

③ 其他約束　與特定任務相關的約束,比如對于載人任務來說,要求登月艙舷窗向下,便于成員全程觀察月面;或者要求飛行時間盡可能短,以便于后續與留軌飛行器快速交會等。

(3)月面上升制導律

月面上升的任務可以看作是著陸任務的逆過程,對于制導律來說任務相似,均是在滿足推進劑消耗最優條件下,達到給定的終端位置和速度。

從工程上的使用情況看,月面上升制導律目前只有兩種,即重返月球Altair登月艙的動力顯式制導[26]和阿波羅的E制導[27,28],它們均屬于顯式制導這一類別。

從發展方向看,顯式制導是一種比較通用和先進的動力過程制導方法,采用基本相同的制導方程編排,往往只需修改制導終端參數,就可以同時應用到月球著陸和上升過程。因此本書并不單獨拿出章節來介紹月面上升的制導律,讀者可以參看著陸部分的相關內容。

1.2.1.3　地球大氣再入過程的制導控制技術

這里的地球大氣再入過程是指進行月球科學探索后,為回收各種探測數據,探測器返回地球時高速再入大氣層的過程。該過程的初始速度可達11km/s,初始動能約為近地軌道航天器再入時的2倍,是航天器探月返回地球最后且最艱辛的一程,將接受嚴酷的氣動加熱和過載環境的考驗。該過程制導控制技術主要研究的是小升阻比航天器高速再入地球大氣層所帶來的一系列問題,包括再入軌跡設計、再入制導與控制方法等相關內容。

(1)地球大氣再入的飛行過程

由于初始再入速度過大,探測器需要更充分地利用地球大氣進行減速。為此,設計人員通過對初始再入角進行約束,以保證探測器經過大氣層初次減速后又重新跳出大氣層,然后在地心引力作用下再次再入地球大氣,并最終著陸地面。這類再入軌跡被稱為跳躍式再入軌跡。典型的跳躍式軌跡如圖1?5所示。Apollo飛船再入制導飛行軌跡可分為七個階段:再入前的姿態保持階段,初始滾轉與常值阻力階段,軌跡規劃與常值阻力階段,下降控制階段,上升控制階段,開普勒階段和最終再入階段等。

再入前的姿態保持階段持續到器載加速度計初次檢測到0.05g的信息,開始轉入初始滾轉與常值阻力階段,該階段一直維持到下降速率至223.4m/s為止。達到此條件后,制導邏輯轉換到軌跡規劃與常值阻力階段。軌跡規劃的任務是分析后續再入軌跡的基本特性并耗散航天器可能具有的多余能量,并由器載計算機搜索能夠滿足飛至著陸點航程要求的常值傾側角值。隨后轉入下降控制階段,飛行至下降速率為零后,轉入上升控制階段和開普勒階段。當阻力再次增至0.2g時,開始最終再入階段飛行,直至到達目標著陸點。

(2)地球大氣再入對制導律的要求

高速返回的地球大氣再入過程,過載和熱流約束變得十分苛刻。為了保證再入過程的安全,制導律需要嚴格滿足以下約束條件。

① 終端狀態約束　終端狀態約束是表示航天器的末端飛行狀態及其與落點區的相對位置關系。根據需求,終端狀態約束主要考慮在固定終端高度處的經度、緯度等參數,即考慮實際落點較目標落點的偏差需在某一要求的精度約束范圍內。

② 氣動加熱約束　氣動加熱約束包括對熱流峰值的約束和總吸熱量的約束。由于駐點區域是返回器氣動加熱較嚴重的區域,常以駐點熱流來表征氣動熱環境的參數。駐點氣動加熱的計算發展比較完善[7],為了減小氣動加熱,要求駐點熱流不超過給定的最大值。

③ 過載約束　再入過程的過載值是氣動減速效率的表現。過載直接或間接地影響著航天器結構安全,所搭載設備的工作性能,甚至對于載人任務,直接危害到航天員的心理和生理機能。因此需要對過載的峰值進行約束,要求瞬時過載小于最大允許過載。

④ 控制量約束　對于小升阻比的返回器,控制變量單一,為傾側角σ。一般情況下,根據返回器的相關性能和分系統的要求,再入軌跡優化和制導方法設計中,應對傾側角的可用范圍加以約束。

(3)地球大氣再入制導律

返回式衛星、載人飛船及深空探測器的地球大氣再入過程,一般采用彈道升力式再入(可以看成是彈道式再入的改進)。而彈道升力式再入軌跡又可以分為跳躍式再入軌跡和直接再入軌跡。跳躍式再入一般用于深空探測器高速返回時的再入任務,如阿波羅登月飛船和嫦娥?5飛行試驗器的再入制導過程。下面介紹幾種典型的跳躍式再入制導方法。

① Apollo再入制導方法　1963年Lickly等在文獻[29]中分析了Apollo飛船再入制導的設計過程,并對Apollo再入各個階段自主獨立的制導系統的設計過程作了詳細的論述。1967年Young等在技術報告[31]中對再入初始狀態變量,航天器自身特性以及過載、熱流密度約束對再入制導性能的影響作了詳細的分析。1969年阿波羅11號成功返回,Graves等和Moseley等分別在NASA技術報告[30]和[32]中對Apollo再入制導過程進行了經驗總結。

Apollo再入算法通過在線生成參考軌跡,可以更好地利用當前時刻的飛行信息,制定出更加適當的再入軌跡,從而允許飛行狀態在一定范圍內偏離預期狀態,具有較好的魯棒性。從實際工程應用的角度看,Apollo制導算法只有一個控制變量,并采用縱程、橫程獨立設計的方法和跟蹤參考軌跡的控制方式,簡單易行,解決了阿波羅航天器及其他艙式航天器的探月返回再入問題,并且后續也得到廣泛的應用和發展。在文獻[33]中Carman等在對Apollo制導算法總結的基礎上,將其修改為適用于火星大氣進入的制導律,并給出了詳細的制導律方程和增益的計算方法。

實際上阿波羅航天器因再入的縱程較小,并未采用跳出大氣層的跳躍式再入方式。因此,阿波羅式跳躍再入制導并沒有經過實際應用的檢驗。Bairstow在文獻[34]對Apollo算法的局限性進行了總結,并在此基礎上提出了基于PredGuid思想的制導算法。下面列出文獻中提到的阿波羅算法的局限和弱點。

a.由于當時計算機的計算能力有限,對再入方程作出了大量近似,假設條件也采用了許多經驗公式及參數,有些近似甚至不可兼容,這些處理都嚴重影響其精度。

b.該算法只在軌跡規劃和常值阻力階段生成再入軌跡,并將生成的軌跡作為參考軌跡,而在向上飛行控制階段對已制定的軌跡并沒有進行偏差校正處理,即再入參考軌跡自身的精度有限且不能在線更新,這是軌跡的欠規劃問題。

c.有限升力導致了航天器有限的控制能力,進而導致實際飛行狀態與參考狀態之間的偏差無法得到有效的校正,這是欠跟蹤問題。

d.復雜的制導算法和切換邏輯。

e.算法完全忽略了Kepler階段的大氣阻力影響,對于長縱程的再入過程,實際開普勒階段大氣阻力的影響會很大。

Apollo制導算法的這些缺點嚴重制約了該算法在大航程條件下的精度。

② PredGuid及PredGuid?EMT再入制導方法　美國Draper實驗室為1980年大氣層內飛行實驗設計了一種預測?校正制導算法,噴氣推進實驗室(JPL)的Sarah等人根據美國重返月球計劃,將這種制導算法與阿波羅再入飛行制導方案結合,形成一種稱為PredGuid[35]的跳躍式返回制導方案,S.H.Bairstow[36,37]將其用于獵戶座航天器的制導律設計。

PredGuid制導方案可分為5個階段,分別是初始滾轉控制段、能量控制段、向上控制段、大氣層外飛行段和二次再入段。其中能量控制段繼承了阿波羅返回制導方案的軌跡規劃段,利用解析方法預估剩余航程,確定航天器飛行軌跡;大氣層外飛行段航天器處于無控狀態;二次再入段仍采用標準軌道法制導。

與Apollo制導方法相比,PredGuid對向上控制段的改進體現在以下兩個方面:a.向上控制段的制導目標用二次再入初始點處的飛行狀態取代跳出點飛行狀態,這樣可以避免大氣邊界處較大不確定性對二次再入段飛行的影響;b.向上控制段制導律由原來的標準軌跡制導改為預測校正制導,這樣可以減少在軌跡規劃段解析預測航程時由于假設條件和模型簡化產生的誤差;另外,PredGuid的二次再入標準軌道不是預先存儲在船載計算機,而是在軌跡規劃段根據實際飛行狀態所設計的。

PredGuid?EMT的制導方法是由美國學者Mille在PredGuid制導方法的基礎上進行改進提出的,其側重于從能量的角度進行制導律設計。

PredGuid?EMT主要從以下幾方面對PredGuid進行改進:a.初始再入段升力模式有全升力向上和向下兩種情況,改為優化滾動角以逼近再入走廊的中心區域;b.PredGuid的能量控制段中包括常值阻力制導,經過大量仿真和優化分析,阻力值確定為4g,而PredGuid?EMT的常值阻力則根據當前航程情況實時計算得到;c.PredGuid?EMT從初始進入段就開始判斷飛行航程,確定是否采用直接再入模式,并且為直接再入方式設計專門制導程序,改善直接返回的飛行性能。

③ NSEG制導方法　NSEG(Numerical Skip Entry Guidance)[35]方法是NASA下屬單位Johnson空間中心開發的一套適用于月球返回長航程再入任務的算法。該制導算法最早在1992年提出,可以分為四個階段,下面針對各階段的特點進行簡要介紹。

數值預測?校正制導段:該段開始于再入點,在每個制導周期內通過迭代計算來獲得常值傾側角幅值,以保證由當前點至第二次再入點的航程能夠收斂到期望值。迭代過程中,航程預報僅考慮縱向平面運動,側向運動通過橫程走廊加以控制,因此航程差是傾側角的單變量函數,采用有界試位法求解。

混合制導段:該段采用混合傾側角指令來實現數值算法解與Apollo制導算法解之間的過渡。

二次再入段:該段與Apollo的二次再入段算法相同,大約持續到相對速度降至487m/s為止。

終端比例導引段:該段中傾側角指令與航向偏差成比例,最終將航天器導引到期望的降落傘開傘區域。

除了第四段外,NSEG的側向制導都是通過傾側角的符號翻轉來實現。

④ NPC制導方法　學者陸平和Brunner[38?40]提出了一種全程采用數值預測?校正進行制導的算法。其核心在于采用“線性加常值”的傾側角剖面進行預測,校正過程僅需調整一個變量,采用割線法進行求解,具體實現過程在第4章論述。側向運動通過調整傾側角符號以保證橫程偏差在閾值范圍內。

1.2.2　火星探測中的制導控制技術

火星著陸探測過程中,進入、降落與著陸段(Entry,Descent,and Landing,簡稱EDL)是火星探測器近億公里旅途的最后6~7min,是火星表面探測任務的關鍵階段,也是最困難的階段,如圖1?6所示。EDL過程的導航、制導與控制技術是著陸火星表面探測任務的關鍵技術。從火星探測器以2萬千米每小時的速度進入火星大氣開始,經歷大氣減速、降落傘拖拽、動力減速等一系列的階段,最終安全精確地降落在火星表面。四十多年來,先后開展的火星探測任務中,失敗案例近50%,均是由于火星著陸器在下降著陸過程中出現意外,導致整個探測任務的失敗。蘇聯的火星?6于1973年8月5日發射,著陸器在下降期間出現故障,與地球失去聯系;美國1999年1月3日發射的火星極地著陸器,在著陸下降期間通信功能喪失,著陸器墜毀;歐空局在2003年6月2日發射的火星快車/獵兔犬?2的火星著陸器也在著陸過程中墜毀。

與我國現有的返回式衛星、神舟飛船相比,火星探測器的進入、降落與著陸過程有一定的相似性,但是由于火星大氣層的成分、物理性質與地球的大氣存在較大的差別,火星大氣具有較大的不確定性,并時常有狂風、沙塵暴,火星探測器在如此稀薄的大氣里運動,使得整個EDL過程歷經時間短、狀態變化快,對減速性能的要求非常高。

已經成功著陸火星表面的火星探測器減速著陸系統的技術特點,如表1?1所示。

通過分析比較各火星探測減速著陸系統可知,目前成功的火星進入器進入方式,除“海盜”號和“火星科學實驗室”的構型采用了升力體設計外,其他任務均采用的是無升力的彈道式進入。但“海盜”號任務采用的是無閉環的制導控制系統,即不對再入軌跡進行任何控制,而只有“火星科學實驗室”采用了先進的升力式制導控制技術。

“火星科學實驗室”采用升力式構型設計,進入前通過彈出配平質量,使質心偏離中心軸線,在進入過程以配平攻角狀態飛行,進而通過控制滾轉角改變升力方向以達到控制飛行軌跡的目的。這樣不但可以增加軌跡控制能力,提高著陸精度,而且可以使進入軌跡更加平緩,提高氣動減速性能,降低對熱防護系統的要求。

由于著陸過程的制導控制技術與月球類似,這里只介紹火星大氣進入過程的制導控制技術。

(1)火星大氣進入的飛行過程

火星大氣進入過程是從進入距離火星表面約120km處的火星大氣層的上邊界開始,至開傘點的一段大氣減速飛行過程,飛行時間一般持續4~5min。根據現有火星探測器的數據,從進入火星大氣開始,至降落傘開傘,探測器的速度由幾公里每秒迅速減小到幾百米每秒,這個階段主要是依靠探測器自身的氣動阻力進行減速。由于火星大氣非常稀薄,相比地球上的減速著陸,同樣的有效載荷需要更大直徑的外形結構和更好的防熱材料,如圖1?7所示,圖中右圖為美國火星進入探測器氣動外形方案。

(2)火星大氣進入對制導律的要求

火星大氣進入制導的目的是使探測器在理想的開傘高度處滿足開傘點各項約束,同時保證整個進入過程滿足過載和熱流密度的約束。然而火星大氣進入過程,開傘點處各項約束具有非一致性。最主要的表現為提高開傘點航程精度和保證滿足開傘條件之間的非一致性,以及多個開傘條件自身之間的非一致性。開傘的多個約束條件包括開傘高度、動壓和馬赫數約束,而這些變量之間本身相互關聯,如速度相同時,高度越高則動壓會越小。當開傘需要保證較高的高度時,動壓就容易偏小,而當需要保證充分的開傘動壓時,高度又易過低而不滿足開傘條件。

因此需要強調的是,航程精度約束和開傘條件約束相比,開傘條件約束更強,需要在先滿足開傘條件約束時,再考慮精度問題。如果開傘條件已經滿足,此時可以不考慮航程偏差進行開傘操作,前提是開傘條件都得到滿足。但如果動壓和馬赫數滿足約束而此時高度太高,開傘時間需要被延遲以等待到達必要的開傘高度。

由于航程約束以及過載和熱流的約束與地球大氣再入過程類似,這里主要描述制導律需要滿足的開傘點狀態的約束。

① 開傘點高度　由于降落傘減速后探測器采用動力減速系統,需要給操作預留足夠的時間以確保安全著陸(soft landing),所以這里提出最小的開傘高度。對MSL著陸系統,最小高度定為4.0km[41]、3.5km[42],文獻[33]中還給出了開傘點的最大高度為13.5km。

② 馬赫數　開傘點處的馬赫數直接影響兩個物理量:氣動熱流和膨脹動力(inflation dynamics)。馬赫數不宜過高或過低,過高則駐點熱流過高或導致激烈的膨脹,使得降落傘無法承受。對MSL著陸系統,馬赫數限制為1.4~2.2。

③ 動壓　充分的動壓確保開傘膨脹。對MSL著陸系統,動壓限制為250~850Pa。

(3)火星大氣進入制導律

目前為止,大氣進入段制導與控制方法相關研究內容很多。其中包括解析預測校正算法[43?46]、能量控制算法、數值預測校正算法[47,48]和終端點控制器[49]。這些算法均以傾側角的調整為控制量。文獻[50]將這些方法分為EDL理論制導、解析預測校正制導、數值預測校正制導三類。在文獻[51]中Hamel將這些算法主要分為三類:解析算法、數值算法和預先設計標稱軌跡法。解析預測校正算法和能量控制算法屬于第一類,這類算法主要通過某些假設來得到解析制導律;數值預測校正算法,根據當前狀態積分剩余軌跡來預測目標點的狀態,從而利用偏差來實時地校正傾側角指令值,因此它屬于第二類——數值算法;第三類又稱為標稱軌跡方法,通過離線設計最優參考軌跡并進行存儲,制導過程中試圖在每個時刻都保持這種最優性能,使進入器按標稱軌跡飛行。也有文獻將火星EDL軌跡制導與控制方法大體上分為兩類[52?58]:一類是跟蹤參考軌跡,即根據預先已知的數據設計一條參考軌跡,然后控制探測器跟蹤參考軌跡;另一類是基于狀態預測的軌跡修正[59],即根據當前狀態和動力學模型預測終端的狀態值,并與終端狀態的期望值比較作差,從而修正當前軌跡。參考軌跡跟蹤的優點是簡單、容易實現,缺點在于它是基于線性化的方法,在真實軌跡與參考軌跡相差較大時,線性化假設不成立,從而導致制導控制誤差增大。另外,參考軌跡跟蹤方法只有一條固定的參考軌跡,在空氣動力學和大氣密度參數有較大變化時控制系統無法達到有效控制的目的。基于狀態預測的軌跡修正方法的優點在于當探測器狀態、大氣參數變化時,它可以改變原有預定軌跡進而減小誤差,對控制系統要求低,具有一定的環境適應能力,但它的缺點也很明顯,必須要依靠準確的動力學模型和大氣模型來預測探測器終端的狀態。由于目前我們對火星大氣密度建模很不全面,基于這點,參考軌跡制導是更優的選擇。同時就目前對火星地理環境的了解狀況以及探測器上的數據處理能力,第一類方法更適合短期內的火星EDL任務,但第二種方法更有發展潛力,是下一代火星EDL任務中進入軌跡制導與控制的首選方案[60]。