1.2 深空探测典型任务中的制导控制技术

深空探测任务的种类很多,按照对象可以分为月球探测、火星等大行星探测、小行星/彗星等小天体探测;按照探测方式可以分为飞越探测、环绕探测、着陆探测、采样返回探测;按照任务段可以分为转移段、接近段、制动段、环绕段、进入下降着陆段(EDL)、天体表面停留段、起飞上升段、交会对接段、返回再入段等。不同的探测对象,不同的探测方式,不同的飞行阶段对制导的要求不同,采用的具体制导方式也不同,可谓是五花八门,包罗万象。本节将通过两个最具有代表性的探测任务来对深空探测中的制导控制技术进行介绍。这两个任务覆盖的飞行阶段比较多,很具有代表性。

1.2.1　月球探测中的制导控制技术

从20世纪50年代以来,人类开展了多次月球探测,共发射了50多个月球探测器或载人飞船,实现了月球飞越探测、环绕探测、着陆探测、采样返回探测以及载人登月。其中比较有代表性的包括美国的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);苏联的Luna系列(1959~1976)、Zond系列(1965~1970);欧空局的SMART⁃1(2003);中国的嫦娥系列(2007至今);日本的SELENE(2007);印度的Chandrayaan⁃1(2008)。

飞越探测是最为简单的探测模式,探测器只是以双曲线轨道飞过月球,并不进行轨道控制。环绕探测是最常见的探测模式,探测器长期运行在环绕月球的圆形轨道上,便于对月观测。其飞行过程中最为关键的任务是近月制动,即在双曲线轨道上刹车制动,进入环绕月球轨道。着陆探测是实现近距离就位探测的必要方式,探测器首先要通过近月制动运行在环月轨道上,之后降低轨道高度,并在近月点实施动力下降,即由发动机降低探测器飞行速度,飞行高度随之降低,最终软着陆到月面。采样返回探测是在着陆探测的基础上,探测器还要从月面上升,并进入环月轨道,经过交会对接之后加速脱离月球引力场进入月地返回轨道(也有探测器从月面上升后直接进入月地返回轨道),当探测器靠近地球时再入地球大气,利用空气阻力实施减速,并着陆到地面或海面,完成回收。而载人登月对于制导、导航与控制来说,与采样返回探测相近,最大的区别是有人带来的一些其他问题。因此,从技术难度上看,从低到高的顺序为飞越、环绕、着陆、采样返回和载人登月。而从飞行阶段看,从简单到复杂的顺序也同样是飞越、环绕、着陆、采样返回和载人登月。通常月球采样返回探测任务包含了其他类型探测所必须经历的各种飞行阶段。所以,接下来就以采样返回为代表,看看制导在不同飞行阶段所起到的主要作用。

月球采样返回探测任务中通常可以分为地月转移段、近月制动段、环月飞行段、着陆下降段、月面工作段、月面上升段、月球轨道交会对接段、环月等待段、月地转移(含月地加速)、地球再入回收段。在这些飞行段中,需要制导参与的飞行过程包括各种轨道控制、下降着陆、月面上升、月球轨道交会对接和地球大气再入。但是,对于现在的探测器来说,通常轨道机动和修正时的推力方向是地面设定的,它变成纯轨道控制问题,并不需要制导参与其中。而月球轨道交会也不是月球采样返回必需的飞行阶段。所以,下面只介绍动力下降、月面上升和地球大气再入中的制导问题。

图1⁃1为月球采样返回探测飞行示意图。

1.2.1.1　着陆下降过程的制导控制技术

(1)着陆下降的飞行过程(见图1⁃2)

从月球环绕飞行轨道下降到月球表面,大致可分为3个阶段进行[7⁃9]。每一个阶段不是独立的,前一个阶段完成的工作,要考虑后几个阶段的技术要求。

① 离轨段　根据所选定的落点坐标,确定在停泊轨道上开始下降的位置和时刻。制动发动机工作一个较短的时间,给予登月舱/探测器一个有限的制动冲量,探测器离开原来的运行轨道,开始向月面下降。

② 自由下降段(又称霍曼转移段)　探测器在制动冲量结束后,脱离原来的运行轨道,转入过渡轨道。过渡轨道是一条新的椭圆轨道,其近月点在所选定的落点附近。

③ 动力下降段　探测器沿过渡轨道下降到距离月面一定的高度时(通常是霍曼转移轨道的近月点),制动发动机开机。这一阶段发动机推力的作用并不仅仅是减速,其输出的推力大小和方向均由制导律决定,目标是以零速、零高度、垂直状态到达月面。

(2)着陆下降对制导律的要求

一旦开启动力下降后,由于能量的减少,探测器的高度和速度不再能保证探测器运行在安全稳定的轨道上,所以动力下降过程是不可逆的。这使得动力下降过程成为月球软着陆中最为关键的一个阶段,它对制导提出了多方面的要求[10⁃12]。

① 推进剂消耗最优或次优性　软着陆过程中的制动减速只能依靠制动发动机完成,所携带的推进剂的绝大部分也将用于此目的。实现最省推进剂消耗,就意味着减轻着陆器的总质量;降低发射成本,就意味着提高着陆器有效载荷的携带能力。

② 鲁棒性　对于在具有初始导航误差、系统环境干扰、敏感器及制动发动机测量和参数误差的情况下实现软着陆,制导律的鲁棒性就很重要。

③ 自主性　当探测器从离月面十几千米高度开始制动减速后,探测器下降快、时间短。需要由导航敏感器测量着陆信息,制导控制计算机根据导航信息,利用制导律计算控制信号,控制信号作用制动发动机和姿控系统。由于地月之间的距离遥远,这个过程应在探测器上自主实现。

④ 实时性　整个着陆过程时间很短,器载计算机运算能力有限,因此制导计算的计算量不能太大。

(3)着陆下降制导律

月球着陆探测发展几十年来,根据任务目标和约束的不同,不同的探测器使用了不同的制导控制技术,总的来说可以归结为三种。

① 重力转弯制导方法　对于早期的月球探测着陆制导过程,探测器是按照击中轨道飞向月球的。在离月球很远的地方就需要进行轨道修正,然后调整方向,打开着陆发动机,进行制动减速。这时的制导过程是一种部分开环的方式,导航测量需要依靠深空网来进行[13]。后来的软着陆过程出现经过环月轨道降落到月面的方式,这时的制导过程基本也是一种半开环半闭环的方式。在主制动段采用开环制导方式抵消速度,然后在接近月面的过程中打开着陆敏感器,进行闭环制导。这期间的着陆过程大多采用重力转弯着陆制导方法[14]。

重力转弯的基本思想是通过姿控系统将制动发动机的推力方向与探测器速度矢量的反方向保持一致,进行制动减速,实现垂直到达月面的软着陆过程[14]。它是一种简单实用的制导方法,比较适合于低成本、所用敏感器简单的无人着陆任务。

在重力转弯过程中,进行开环制导是一种相对简单的方法。文献[14]对开环制导的重力转弯过程及其在工程中的应用进行了深入分析。在此基础上,一些学者对重力转弯制导过程和它的改进方法作了进一步研究[15⁃20]。J.A.Jungmann(1966)推导出重力转弯制导过程的解析关系表达式,并对常值推重比情况下的着陆过程进行了分析;S.J.Citron(1964)研究了以同时调节推力大小和推力与速度方向夹角的办法对重力转弯过程进行改进,实现落点控制;T.Y.Feng(1968)为提高着陆精度,将比例导航加对数减速(proportional navigation plus logarithmic deceleration)应用于重力转弯制导过程中;R.K.Cheng(1969)和Citron将轨迹跟踪的想法应用到重力转弯过程中,并设计了线性反馈制导控制律去跟踪预先给定的着陆轨迹,以实现重力转弯过程的闭环制导;基于同一想法,为跟踪预先给定的着陆轨迹C.R.McInnes(1995)设计了非线性反馈制导控制律。海盗号探测器(Viking Planetary Lander)软着陆于火星表面就是应用了对高度⁃速度进行跟踪的重力转弯闭环制导方法。

但是,这些研究和应用都没有考虑燃料最优问题,对于轨迹跟踪的制导过程也没有给出稳定性证明,并且它们都是基于推力连续可调的制动发动机进行的。可连续调节的变推力发动机结构复杂,对于一些低成本探测器来说应用受限。

② 多项式制导　这种制导方式假定推力加速度是时间的二次函数,这样整个运行轨迹(位置)就可以用四次多项式来描述(多项式系数待定)。当给定终端的约束,例如位置、速度、加速度、加加速度(加速度的导数)时,就可以求解出多项式的系数,从而计算出制导指令。阿波罗11在月面软着陆时使用的就是这种制导方法[21,22],其制导流入如图1⁃3所示。

不过,这种制导律本身并不是能量最优的轨迹。但是终端约束的选择,可以改变标称情况下飞行轨迹的推进剂消耗。在阿波罗任务中,通过终端参数的选择,使得推进剂消耗接近最优,并且其飞行轨迹能够满足宇航员承受的过载限制,以及满足目视避障的要求。

③ 显式制导方法　显式制导方法就是根据着陆器的现时运动参数,按照控制泛函的显函数表达式进行实时计算的制导方法[23]。显式制导不需要跟踪标称轨迹,它会根据当前实时的速度和位置重新计算制导参数,在大干扰情况下具有较大的优越性。日本的SELENE项目[24]、美国的ALHAT项目[25]都计划采用显式制导完成动力下降,虽然它们所使用的具体算法存在差异。

显式制导对GNC计算机的速度和容量提出了较高的要求。GNC系统的任务就是要根据敏感器的测量信号,解算出探测器的运动参数,如位置、速度等,再依据制导律计算控制参数,以便导引探测器的运动。过去受到GNC计算机体积、容量和速度的限制,不可能实时求取探测器的运动参数,使得显式制导控制技术应用较为困难。但随着电子技术的发展,大规模集成电路的出现,GNC计算机不断更新换代,目前已经完全能适应显式制导的计算要求了[23]。

1.2.1.2　月面上升过程的制导控制技术

对于采样返回任务来说,当月面任务结束之后,必然需要进行月面起飞上升,使得探测器能够进入月球环绕轨道或者直接进入地月转移轨道。从某种意义上说,月面上升过程可以看作是月面下降过程的逆过程。

(1)月面上升的飞行过程

由于没有大气,且引力较小,所以月面上升比地球发射火箭要简单一些,单级即可入轨。整个飞行过程大致可以分为三个阶段,如图1⁃4所示:垂直上升,脱离月面到安全高度;转弯,向目标飞行方向转向,同时开始产生水平速度;轨道入射,探测器在某种制导律作用下一边加速一边提升飞行高度,直到进入预定的目标轨道。

从飞行过程看,第一个和第二个阶段都是程序控制的,用于为第三个阶段服务,而第三个阶段才真正需要制导律起作用。

(2)月面上升对制导律的要求

月面上升过程是将月球样品或成员返回地球的第一步,这个过程制导律需要考虑的约束包括以下几项[26]。

① 推进剂消耗最优　由于月面上升所需要的推进剂是着陆器运送到月面上的,所以相比着陆过程推进剂更为紧张。计算表明,从月面每带回1kg质量,光着陆和上升过程就要付出3kg推进剂质量,其中着陆过程要消耗2kg推进剂,上升过程又要消耗1kg推进剂。由此可见,上升过程减少推进剂消耗就能增加带回的样品或人员/货物质量,也能成倍减少为完成任务总的推进剂携带量,效益非常明显。

② 最小化探测器与月面临近区域地形碰撞的风险　月面起飞的位置是科学探测最感兴趣的地方,往往地形崎岖,甚至位于陨石坑或盆地的中央。因此,月面起飞上升阶段,制导律或制导参数设计时必须考虑起飞上升过程与地形碰撞的风险。

③ 其他约束　与特定任务相关的约束,比如对于载人任务来说,要求登月舱舷窗向下,便于成员全程观察月面;或者要求飞行时间尽可能短,以便于后续与留轨飞行器快速交会等。

(3)月面上升制导律

月面上升的任务可以看作是着陆任务的逆过程,对于制导律来说任务相似,均是在满足推进剂消耗最优条件下,达到给定的终端位置和速度。

从工程上的使用情况看,月面上升制导律目前只有两种,即重返月球Altair登月舱的动力显式制导[26]和阿波罗的E制导[27,28],它们均属于显式制导这一类别。

从发展方向看,显式制导是一种比较通用和先进的动力过程制导方法,采用基本相同的制导方程编排,往往只需修改制导终端参数,就可以同时应用到月球着陆和上升过程。因此本书并不单独拿出章节来介绍月面上升的制导律,读者可以参看着陆部分的相关内容。

1.2.1.3　地球大气再入过程的制导控制技术

这里的地球大气再入过程是指进行月球科学探索后,为回收各种探测数据,探测器返回地球时高速再入大气层的过程。该过程的初始速度可达11km/s,初始动能约为近地轨道航天器再入时的2倍,是航天器探月返回地球最后且最艰辛的一程,将接受严酷的气动加热和过载环境的考验。该过程制导控制技术主要研究的是小升阻比航天器高速再入地球大气层所带来的一系列问题,包括再入轨迹设计、再入制导与控制方法等相关内容。

(1)地球大气再入的飞行过程

由于初始再入速度过大,探测器需要更充分地利用地球大气进行减速。为此,设计人员通过对初始再入角进行约束,以保证探测器经过大气层初次减速后又重新跳出大气层,然后在地心引力作用下再次再入地球大气,并最终着陆地面。这类再入轨迹被称为跳跃式再入轨迹。典型的跳跃式轨迹如图1⁃5所示。Apollo飞船再入制导飞行轨迹可分为七个阶段:再入前的姿态保持阶段,初始滚转与常值阻力阶段,轨迹规划与常值阻力阶段,下降控制阶段,上升控制阶段,开普勒阶段和最终再入阶段等。

再入前的姿态保持阶段持续到器载加速度计初次检测到0.05g的信息,开始转入初始滚转与常值阻力阶段,该阶段一直维持到下降速率至223.4m/s为止。达到此条件后,制导逻辑转换到轨迹规划与常值阻力阶段。轨迹规划的任务是分析后续再入轨迹的基本特性并耗散航天器可能具有的多余能量,并由器载计算机搜索能够满足飞至着陆点航程要求的常值倾侧角值。随后转入下降控制阶段,飞行至下降速率为零后,转入上升控制阶段和开普勒阶段。当阻力再次增至0.2g时,开始最终再入阶段飞行,直至到达目标着陆点。

(2)地球大气再入对制导律的要求

高速返回的地球大气再入过程,过载和热流约束变得十分苛刻。为了保证再入过程的安全,制导律需要严格满足以下约束条件。

① 终端状态约束　终端状态约束是表示航天器的末端飞行状态及其与落点区的相对位置关系。根据需求,终端状态约束主要考虑在固定终端高度处的经度、纬度等参数,即考虑实际落点较目标落点的偏差需在某一要求的精度约束范围内。

② 气动加热约束　气动加热约束包括对热流峰值的约束和总吸热量的约束。由于驻点区域是返回器气动加热较严重的区域,常以驻点热流来表征气动热环境的参数。驻点气动加热的计算发展比较完善[7],为了减小气动加热,要求驻点热流不超过给定的最大值。

③ 过载约束　再入过程的过载值是气动减速效率的表现。过载直接或间接地影响着航天器结构安全,所搭载设备的工作性能,甚至对于载人任务,直接危害到航天员的心理和生理机能。因此需要对过载的峰值进行约束,要求瞬时过载小于最大允许过载。

④ 控制量约束　对于小升阻比的返回器,控制变量单一,为倾侧角σ。一般情况下,根据返回器的相关性能和分系统的要求,再入轨迹优化和制导方法设计中,应对倾侧角的可用范围加以约束。

(3)地球大气再入制导律

返回式卫星、载人飞船及深空探测器的地球大气再入过程,一般采用弹道升力式再入(可以看成是弹道式再入的改进)。而弹道升力式再入轨迹又可以分为跳跃式再入轨迹和直接再入轨迹。跳跃式再入一般用于深空探测器高速返回时的再入任务,如阿波罗登月飞船和嫦娥⁃5飞行试验器的再入制导过程。下面介绍几种典型的跳跃式再入制导方法。

① Apollo再入制导方法　1963年Lickly等在文献[29]中分析了Apollo飞船再入制导的设计过程,并对Apollo再入各个阶段自主独立的制导系统的设计过程作了详细的论述。1967年Young等在技术报告[31]中对再入初始状态变量,航天器自身特性以及过载、热流密度约束对再入制导性能的影响作了详细的分析。1969年阿波罗11号成功返回,Graves等和Moseley等分别在NASA技术报告[30]和[32]中对Apollo再入制导过程进行了经验总结。

Apollo再入算法通过在线生成参考轨迹,可以更好地利用当前时刻的飞行信息,制定出更加适当的再入轨迹,从而允许飞行状态在一定范围内偏离预期状态,具有较好的鲁棒性。从实际工程应用的角度看,Apollo制导算法只有一个控制变量,并采用纵程、横程独立设计的方法和跟踪参考轨迹的控制方式,简单易行,解决了阿波罗航天器及其他舱式航天器的探月返回再入问题,并且后续也得到广泛的应用和发展。在文献[33]中Carman等在对Apollo制导算法总结的基础上,将其修改为适用于火星大气进入的制导律,并给出了详细的制导律方程和增益的计算方法。

实际上阿波罗航天器因再入的纵程较小,并未采用跳出大气层的跳跃式再入方式。因此,阿波罗式跳跃再入制导并没有经过实际应用的检验。Bairstow在文献[34]对Apollo算法的局限性进行了总结,并在此基础上提出了基于PredGuid思想的制导算法。下面列出文献中提到的阿波罗算法的局限和弱点。

a.由于当时计算机的计算能力有限,对再入方程作出了大量近似,假设条件也采用了许多经验公式及参数,有些近似甚至不可兼容,这些处理都严重影响其精度。

b.该算法只在轨迹规划和常值阻力阶段生成再入轨迹,并将生成的轨迹作为参考轨迹,而在向上飞行控制阶段对已制定的轨迹并没有进行偏差校正处理,即再入参考轨迹自身的精度有限且不能在线更新,这是轨迹的欠规划问题。

c.有限升力导致了航天器有限的控制能力,进而导致实际飞行状态与参考状态之间的偏差无法得到有效的校正,这是欠跟踪问题。

d.复杂的制导算法和切换逻辑。

e.算法完全忽略了Kepler阶段的大气阻力影响,对于长纵程的再入过程,实际开普勒阶段大气阻力的影响会很大。

Apollo制导算法的这些缺点严重制约了该算法在大航程条件下的精度。

② PredGuid及PredGuid⁃EMT再入制导方法　美国Draper实验室为1980年大气层内飞行实验设计了一种预测⁃校正制导算法,喷气推进实验室(JPL)的Sarah等人根据美国重返月球计划,将这种制导算法与阿波罗再入飞行制导方案结合,形成一种称为PredGuid[35]的跳跃式返回制导方案,S.H.Bairstow[36,37]将其用于猎户座航天器的制导律设计。

PredGuid制导方案可分为5个阶段,分别是初始滚转控制段、能量控制段、向上控制段、大气层外飞行段和二次再入段。其中能量控制段继承了阿波罗返回制导方案的轨迹规划段,利用解析方法预估剩余航程,确定航天器飞行轨迹;大气层外飞行段航天器处于无控状态;二次再入段仍采用标准轨道法制导。

与Apollo制导方法相比,PredGuid对向上控制段的改进体现在以下两个方面:a.向上控制段的制导目标用二次再入初始点处的飞行状态取代跳出点飞行状态,这样可以避免大气边界处较大不确定性对二次再入段飞行的影响;b.向上控制段制导律由原来的标准轨迹制导改为预测校正制导,这样可以减少在轨迹规划段解析预测航程时由于假设条件和模型简化产生的误差;另外,PredGuid的二次再入标准轨道不是预先存储在船载计算机,而是在轨迹规划段根据实际飞行状态所设计的。

PredGuid⁃EMT的制导方法是由美国学者Mille在PredGuid制导方法的基础上进行改进提出的,其侧重于从能量的角度进行制导律设计。

PredGuid⁃EMT主要从以下几方面对PredGuid进行改进:a.初始再入段升力模式有全升力向上和向下两种情况,改为优化滚动角以逼近再入走廊的中心区域;b.PredGuid的能量控制段中包括常值阻力制导,经过大量仿真和优化分析,阻力值确定为4g,而PredGuid⁃EMT的常值阻力则根据当前航程情况实时计算得到;c.PredGuid⁃EMT从初始进入段就开始判断飞行航程,确定是否采用直接再入模式,并且为直接再入方式设计专门制导程序,改善直接返回的飞行性能。

③ NSEG制导方法　NSEG(Numerical Skip Entry Guidance)[35]方法是NASA下属单位Johnson空间中心开发的一套适用于月球返回长航程再入任务的算法。该制导算法最早在1992年提出,可以分为四个阶段,下面针对各阶段的特点进行简要介绍。

数值预测⁃校正制导段:该段开始于再入点,在每个制导周期内通过迭代计算来获得常值倾侧角幅值,以保证由当前点至第二次再入点的航程能够收敛到期望值。迭代过程中,航程预报仅考虑纵向平面运动,侧向运动通过横程走廊加以控制,因此航程差是倾侧角的单变量函数,采用有界试位法求解。

混合制导段:该段采用混合倾侧角指令来实现数值算法解与Apollo制导算法解之间的过渡。

二次再入段:该段与Apollo的二次再入段算法相同,大约持续到相对速度降至487m/s为止。

终端比例导引段:该段中倾侧角指令与航向偏差成比例,最终将航天器导引到期望的降落伞开伞区域。

除了第四段外,NSEG的侧向制导都是通过倾侧角的符号翻转来实现。

④ NPC制导方法　学者陆平和Brunner[38⁃40]提出了一种全程采用数值预测⁃校正进行制导的算法。其核心在于采用“线性加常值”的倾侧角剖面进行预测,校正过程仅需调整一个变量,采用割线法进行求解,具体实现过程在第4章论述。侧向运动通过调整倾侧角符号以保证横程偏差在阈值范围内。

1.2.2　火星探测中的制导控制技术

火星着陆探测过程中,进入、降落与着陆段(Entry,Descent,and Landing,简称EDL)是火星探测器近亿公里旅途的最后6~7min,是火星表面探测任务的关键阶段,也是最困难的阶段,如图1⁃6所示。EDL过程的导航、制导与控制技术是着陆火星表面探测任务的关键技术。从火星探测器以2万千米每小时的速度进入火星大气开始,经历大气减速、降落伞拖拽、动力减速等一系列的阶段,最终安全精确地降落在火星表面。四十多年来,先后开展的火星探测任务中,失败案例近50%,均是由于火星着陆器在下降着陆过程中出现意外,导致整个探测任务的失败。苏联的火星⁃6于1973年8月5日发射,着陆器在下降期间出现故障,与地球失去联系;美国1999年1月3日发射的火星极地着陆器,在着陆下降期间通信功能丧失,着陆器坠毁;欧空局在2003年6月2日发射的火星快车/猎兔犬⁃2的火星着陆器也在着陆过程中坠毁。

与我国现有的返回式卫星、神舟飞船相比,火星探测器的进入、降落与着陆过程有一定的相似性,但是由于火星大气层的成分、物理性质与地球的大气存在较大的差别,火星大气具有较大的不确定性,并时常有狂风、沙尘暴,火星探测器在如此稀薄的大气里运动,使得整个EDL过程历经时间短、状态变化快,对减速性能的要求非常高。

已经成功着陆火星表面的火星探测器减速着陆系统的技术特点,如表1⁃1所示。

通过分析比较各火星探测减速着陆系统可知,目前成功的火星进入器进入方式,除“海盗”号和“火星科学实验室”的构型采用了升力体设计外,其他任务均采用的是无升力的弹道式进入。但“海盗”号任务采用的是无闭环的制导控制系统,即不对再入轨迹进行任何控制,而只有“火星科学实验室”采用了先进的升力式制导控制技术。

“火星科学实验室”采用升力式构型设计,进入前通过弹出配平质量,使质心偏离中心轴线,在进入过程以配平攻角状态飞行,进而通过控制滚转角改变升力方向以达到控制飞行轨迹的目的。这样不但可以增加轨迹控制能力,提高着陆精度,而且可以使进入轨迹更加平缓,提高气动减速性能,降低对热防护系统的要求。

由于着陆过程的制导控制技术与月球类似,这里只介绍火星大气进入过程的制导控制技术。

(1)火星大气进入的飞行过程

火星大气进入过程是从进入距离火星表面约120km处的火星大气层的上边界开始,至开伞点的一段大气减速飞行过程,飞行时间一般持续4~5min。根据现有火星探测器的数据,从进入火星大气开始,至降落伞开伞,探测器的速度由几公里每秒迅速减小到几百米每秒,这个阶段主要是依靠探测器自身的气动阻力进行减速。由于火星大气非常稀薄,相比地球上的减速着陆,同样的有效载荷需要更大直径的外形结构和更好的防热材料,如图1⁃7所示,图中右图为美国火星进入探测器气动外形方案。

(2)火星大气进入对制导律的要求

火星大气进入制导的目的是使探测器在理想的开伞高度处满足开伞点各项约束,同时保证整个进入过程满足过载和热流密度的约束。然而火星大气进入过程,开伞点处各项约束具有非一致性。最主要的表现为提高开伞点航程精度和保证满足开伞条件之间的非一致性,以及多个开伞条件自身之间的非一致性。开伞的多个约束条件包括开伞高度、动压和马赫数约束,而这些变量之间本身相互关联,如速度相同时,高度越高则动压会越小。当开伞需要保证较高的高度时,动压就容易偏小,而当需要保证充分的开伞动压时,高度又易过低而不满足开伞条件。

因此需要强调的是,航程精度约束和开伞条件约束相比,开伞条件约束更强,需要在先满足开伞条件约束时,再考虑精度问题。如果开伞条件已经满足,此时可以不考虑航程偏差进行开伞操作,前提是开伞条件都得到满足。但如果动压和马赫数满足约束而此时高度太高,开伞时间需要被延迟以等待到达必要的开伞高度。

由于航程约束以及过载和热流的约束与地球大气再入过程类似,这里主要描述制导律需要满足的开伞点状态的约束。

① 开伞点高度　由于降落伞减速后探测器采用动力减速系统,需要给操作预留足够的时间以确保安全着陆(soft landing),所以这里提出最小的开伞高度。对MSL着陆系统,最小高度定为4.0km[41]、3.5km[42],文献[33]中还给出了开伞点的最大高度为13.5km。

② 马赫数　开伞点处的马赫数直接影响两个物理量:气动热流和膨胀动力(inflation dynamics)。马赫数不宜过高或过低,过高则驻点热流过高或导致激烈的膨胀,使得降落伞无法承受。对MSL着陆系统,马赫数限制为1.4~2.2。

③ 动压　充分的动压确保开伞膨胀。对MSL着陆系统,动压限制为250~850Pa。

(3)火星大气进入制导律

目前为止,大气进入段制导与控制方法相关研究内容很多。其中包括解析预测校正算法[43⁃46]、能量控制算法、数值预测校正算法[47,48]和终端点控制器[49]。这些算法均以倾侧角的调整为控制量。文献[50]将这些方法分为EDL理论制导、解析预测校正制导、数值预测校正制导三类。在文献[51]中Hamel将这些算法主要分为三类:解析算法、数值算法和预先设计标称轨迹法。解析预测校正算法和能量控制算法属于第一类,这类算法主要通过某些假设来得到解析制导律;数值预测校正算法,根据当前状态积分剩余轨迹来预测目标点的状态,从而利用偏差来实时地校正倾侧角指令值,因此它属于第二类——数值算法;第三类又称为标称轨迹方法,通过离线设计最优参考轨迹并进行存储,制导过程中试图在每个时刻都保持这种最优性能,使进入器按标称轨迹飞行。也有文献将火星EDL轨迹制导与控制方法大体上分为两类[52⁃58]:一类是跟踪参考轨迹,即根据预先已知的数据设计一条参考轨迹,然后控制探测器跟踪参考轨迹;另一类是基于状态预测的轨迹修正[59],即根据当前状态和动力学模型预测终端的状态值,并与终端状态的期望值比较作差,从而修正当前轨迹。参考轨迹跟踪的优点是简单、容易实现,缺点在于它是基于线性化的方法,在真实轨迹与参考轨迹相差较大时,线性化假设不成立,从而导致制导控制误差增大。另外,参考轨迹跟踪方法只有一条固定的参考轨迹,在空气动力学和大气密度参数有较大变化时控制系统无法达到有效控制的目的。基于状态预测的轨迹修正方法的优点在于当探测器状态、大气参数变化时,它可以改变原有预定轨迹进而减小误差,对控制系统要求低,具有一定的环境适应能力,但它的缺点也很明显,必须要依靠准确的动力学模型和大气模型来预测探测器终端的状态。由于目前我们对火星大气密度建模很不全面,基于这点,参考轨迹制导是更优的选择。同时就目前对火星地理环境的了解状况以及探测器上的数据处理能力,第一类方法更适合短期内的火星EDL任务,但第二种方法更有发展潜力,是下一代火星EDL任务中进入轨迹制导与控制的首选方案[60]。