天問一號火星軟著陸制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制系統(tǒng)

趙 宇, 王曉磊, 黃翔宇,2, 劉旺旺， 郝 策， 李化云

1. 北京控制工程研究所，北京 100094

2. 空間智能控制技術(shù)重點實驗室， 北京 100094

0 引 言

天問一號執(zhí)行我國首次火星全球遙感與區(qū)域巡視探測任務(wù)，計劃一步實現(xiàn)火星環(huán)繞、著陸和巡視三大工程目標.成功實施火星表面軟著陸是天問一號任務(wù)的最重要目標之一.天問一號探測器由環(huán)繞器和著陸巡視器組成，著陸巡視器由進入艙和祝融號火星車組成，進入艙由著陸平臺及包裹著陸平臺的背罩、防熱大底組成.如圖1所示.

2021年5月15日7時18分，天問一號探測器成功著陸在火星烏托邦平原南部預(yù)選區(qū)，首次火星探測任務(wù)著陸火星取得圓滿成功；天問一號探測器成功著陸火星，邁出了我國星際探測征程的重要一步，實現(xiàn)了從地月系就位探測到行星際就位探測的跨越.

天問一號的火星進入下降著陸過程(entry，descentand landing， EDL)從探測器降軌前10 min開始，歷經(jīng)大氣層外的巡航、分離滑行，以及大氣層內(nèi)的大氣減速、傘降減速和動力下降過程，到著陸火星表面結(jié)束，包括約3 h的大氣層外飛行以及約9 min的大氣層內(nèi)飛行，是保證天問一號探測器安全著陸的最為關(guān)鍵階段.EDL過程主要任務(wù)是減速和機動，以保證探測器接觸火星表面的狀態(tài)(姿態(tài)和速度)安全和落區(qū)地形地貌安全，該任務(wù)由天問一號進入艙艙制導(dǎo)導(dǎo)航與控制系統(tǒng)(簡稱GNC系統(tǒng))負責(zé)實施.

火星EDL過程涵蓋了復(fù)雜的月球著陸過程和地球大氣再入過程，是火星探測任務(wù)中最復(fù)雜、最危險、最具技術(shù)挑戰(zhàn)的階段，因此，天問一號火星軟著陸GNC系統(tǒng)的設(shè)計和研制面臨著巨大的挑戰(zhàn)：

1)GNC系統(tǒng)需要實現(xiàn)完全自主.EDL過程期間，進入艙距地球約3×108km，地火單向通信時延長達18 min，而EDL過程不可逆(動作多、環(huán)環(huán)相扣)、時間短(僅7～10 min)，地面站接收到EDL過程開始的信號時，著陸器已到達火星表面，地面站完全無法干預(yù)著陸器的控制，要求GNC系統(tǒng)需要實現(xiàn)完全自主.

2)GNC系統(tǒng)需要實現(xiàn)大沖擊、高動態(tài)環(huán)境下的自主高容錯導(dǎo)航與決策.EDL過程需要將著陸器從約1.7×104km/h的速度快速減至接近零，同時還要按導(dǎo)航結(jié)果順序觸發(fā)完成配平翼展開、降落傘打開、大底分離、著陸緩沖機構(gòu)展開、傘-背罩組合體分離、主動發(fā)動機開、傘-背罩組合體規(guī)避和障礙規(guī)避等一系列動作，才能實現(xiàn)安全著陸.期間的各項分離展開動作沖擊大，尤其開傘后存在的降落傘喘振現(xiàn)象，會引起著陸器出現(xiàn)較大的角加速度和角速度等高動態(tài)過程；一旦喘振過程著陸器出現(xiàn)角速度過大，引起多個陀螺飽和，會導(dǎo)致導(dǎo)航基準丟失、任務(wù)失敗.可見火星EDL過程任務(wù)復(fù)雜、關(guān)鍵環(huán)節(jié)、動作多，不可逆，因此，要求GNC系統(tǒng)實現(xiàn)大沖擊、高動態(tài)環(huán)境下自主高容錯導(dǎo)航與決策.

3)GNC系統(tǒng)需要實現(xiàn)多約束下的自適應(yīng)軌跡規(guī)劃與制導(dǎo).火星表面大氣密度、溫度、風(fēng)及沙塵等環(huán)境參數(shù)不確知性大，進入艙所能承受的最大過載、最大熱流、總吸熱量和開傘狀態(tài)等約束多，對大氣進入制導(dǎo)自適應(yīng)能力提出了極高的要求.火星表面地形地貌復(fù)雜、沒有落區(qū)高分辨率數(shù)據(jù)支持，需在軌自主選擇安全著陸區(qū)；另外，傘降減速結(jié)束后拋掉的傘和背罩將繼續(xù)飛行，著陸器減速下降過程中可能與拋掉的傘-背罩組合體發(fā)生碰撞，也可能被降落傘罩住，給著陸安全帶來極大風(fēng)險，因此，GNC系統(tǒng)面臨著同時實現(xiàn)減速、障礙和傘-背罩組合體規(guī)避機動控制的挑戰(zhàn).

4)GNC系統(tǒng)需要實現(xiàn)大干擾下的快速姿態(tài)機動魯棒容錯控制.火星EDL過程動力學(xué)復(fù)雜、動力下降入口條件散布大，制導(dǎo)給出的目標姿態(tài)變化快，對動力減速過程姿態(tài)的快速準確跟蹤控制提出極高的要求；動力減速過程干擾力矩大且快時變，著陸平臺慣量小和推力器最小沖量大導(dǎo)致時延影響大，推力器故障影響大，因此，要求GNC系統(tǒng)實現(xiàn)大干擾姿態(tài)機動的魯棒快速跟蹤和高容錯控制.

面對上述技術(shù)挑戰(zhàn)，在借鑒相關(guān)技術(shù)的基礎(chǔ)上，逐步形成火星軟著陸制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制技術(shù)，成功應(yīng)用于天問一號火星著陸任務(wù).本文介紹了執(zhí)行天問一號火星EDL任務(wù)的GNC系統(tǒng)飛行階段劃分、系統(tǒng)組成、方案架構(gòu)，以及針對火星EDL任務(wù)的特色設(shè)計，最后介紹了GNC系統(tǒng)在軌飛行結(jié)果.

1 飛行階段及GNC系統(tǒng)組成

1.1 飛行階段劃分

天問一號火星著陸過程分為大氣層外和大氣層內(nèi)兩部分.

按飛行程序，天問一號探測器于火星大氣進入前5 h實施降軌機動，調(diào)整軌道為火星大氣進入軌道，進入前約3 h環(huán)繞器和進入艙分離，環(huán)繞器升軌，進入艙沿火星大氣進入軌道運行直至進入火星大氣.GNC系統(tǒng)在大氣層外可細分為巡航段和進入準備段，巡航段的主要任務(wù)是：進行敏感器狀態(tài)確認、完成陀螺常漂及加計零位的估計、進行系統(tǒng)EDL的狀態(tài)設(shè)置；根據(jù)提供的外測軌道數(shù)據(jù)在降軌前啟動導(dǎo)航，實時計算進入艙的位置和姿態(tài)；與環(huán)繞器分離后進行進入艙姿態(tài)控制，建立并維持與環(huán)繞器通訊的中繼姿態(tài).進入準備段的主要任務(wù)是：在火星大氣進入前將進入艙姿態(tài)調(diào)整為大氣進入姿態(tài)并維持.

進入艙在相對火星參考表面高度(MOLA高度)為125 km時，認為進入火星大氣層.進入艙在火星大氣層飛行的最重要任務(wù)是，以合適的方式受控的對進入艙減速，在7～10 min內(nèi)將進入艙由約4.8 km/s的進入速度以合理的加速度減為0 m/s.

天問一號EDL過程經(jīng)歷了氣動外形減速段、降落傘減速段、發(fā)動機動力減速段和著陸腿減速段四個階段，其中氣動減速段將進入艙速度由進入速度減到相對火星表面約1.8馬赫，降落傘減速段進一步減速到相對火星表面約60 m/s，而后利用推進發(fā)動機將速度減為約1.5m/s，最后著陸時利用著陸腿的緩沖壓縮將速度降為0 m/s.

氣動外形減速段GNC系統(tǒng)可細分為攻角配平段和升力控制段.攻角配平段是從大氣進入點(相對火星參考表面高度125 km)到阻力加速度足夠大(≥1.96 m/s2)，主要任務(wù)是保持進入姿態(tài)，對攻角配平、側(cè)滑角和滾轉(zhuǎn)角進行穩(wěn)定姿態(tài)控制.升力控制段從攻角配平段結(jié)束到發(fā)出開傘指令，主要任務(wù)是氣動減速和調(diào)節(jié)升力方向控制飛行航程和橫程，自主在特定馬赫數(shù)發(fā)出配平翼解鎖和展開指令(2.8 Ma)、降落傘打開指令(1.8 Ma).

降落傘減速段是從升力控制段結(jié)束到發(fā)出拋傘-背罩組合體指令，主要任務(wù)是利用降落傘進行氣動減速，根據(jù)馬赫數(shù)及角速度約束發(fā)出拋大底指令，拋大底后10 s展開著陸緩沖機構(gòu)，隨后測距測速敏感器開始工作，綜合高度(1～2 km)和速度測量信息給出拋除背罩和降落傘的指令.

發(fā)動機動力減速段GNC系統(tǒng)可細分為動力避障段、懸停成像段、避障機動段、緩速下降段，在設(shè)計上一定程度上借鑒了嫦娥月球著陸器的模式設(shè)計.其中動力避障段是從傘降控制段結(jié)束到進入懸停高度和速度范圍，主要任務(wù)是減速、規(guī)避傘-背罩組合體和粗避障，減速至接近零、高度下降至約100 m.懸停成像段是從動力減速段結(jié)束到找到安全著陸區(qū)(高度約100 m)，主要任務(wù)是保持懸停狀態(tài)，對著陸平臺下方落區(qū)進行三維和光學(xué)成像，精障礙檢測并選取安全著陸點.避障機動段是從懸停成像段結(jié)束到下降至著陸點上方20 m，主要任務(wù)是精避障和下降.根據(jù)懸停成像段選取的安全著陸區(qū)，下降到安全著陸區(qū)上方20 m，下降速度到預(yù)設(shè)值(約1.5 m/s)，水平速度接近零.緩速下降段是從避障機動段結(jié)束到關(guān)機策略生效，主要任務(wù)是保證著陸巡視器平穩(wěn)緩速下降到火星表面，著陸火星表面的速度和姿態(tài)控制精度滿足要求.著陸巡視器以預(yù)設(shè)的相對火星表面速度緩速下降，消除水平速度，姿態(tài)垂直火星表面，直到關(guān)機策略生效就關(guān)閉發(fā)動機和推力器，下降到火星表面.

著陸腿減速段是通過著陸腿的行程壓縮吸收著陸器的動能，實現(xiàn)著陸器的減速，此時GNC系統(tǒng)為落火后的無控模式，無需GNC施加控制.

整個大氣層內(nèi)的EDL過程階段劃分如圖2所示.

圖2 天問一號EDL過程任務(wù)段設(shè)計

1.2 系統(tǒng)工作模式及配置

根據(jù)著陸巡視器的飛行過程和飛行任務(wù)，GNC系統(tǒng)共設(shè)置了11種工作模式：巡航模式、分離滑行模式、進入準備模式、攻角配平模式、升力控制模式、傘降控制模式、動力避障模式、懸停成像模式、避障機動模式、緩速下降模式、無控模式.各模式的流程圖如圖3所示.

圖3 天問一號軟著陸GNC系統(tǒng)組成框圖

天問一號火星軟著陸GNC系統(tǒng)配置了敏感器、執(zhí)行機構(gòu)和控制器，系統(tǒng)架構(gòu)如圖3所示.配置的敏感器：星敏感器、慣性測量單元、微波測距測速敏感器、相控陣敏感器、多功能避障敏感器、光學(xué)避障敏感器、以及總體提供的配平翼展開到位開關(guān)、觸火開關(guān)等，為著陸巡視器提供軌跡、姿態(tài)測量信息.配置的控制器：進入下降控制單元，負責(zé)敏感器數(shù)據(jù)采集與處理，運行制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制算法，發(fā)出推進設(shè)備工作指令及火工品控制指令.配置的執(zhí)行機構(gòu)：推進系統(tǒng)包括推進線路盒、7 500 N變推力發(fā)動機和25 N以及250 N推力器等；屬于數(shù)管的火工品控制器進行火工品控制.

2 制導(dǎo)導(dǎo)航與控制方案設(shè)計

天問一號火星軟著陸GNC系統(tǒng)的控制方案架構(gòu)基本繼承了嫦娥系列月球著陸器的架構(gòu)[1,3]，可分為導(dǎo)航模塊，制導(dǎo)模塊，控制模塊和障礙識別與圖像處理模塊四部分，如圖4所示.

圖4 天問一號軟著陸GNC系統(tǒng)方案架構(gòu)

2.1 制導(dǎo)模塊

GNC系統(tǒng)在氣動減速段和動力減速段進行進入艙位置控制，有制導(dǎo)律設(shè)計的需求.

針對首次火星探測任務(wù)面臨的火星表面環(huán)境信息、進入艙氣動特性及進入點狀態(tài)不確知性大、進入艙任務(wù)約束多等諸多挑戰(zhàn)，以及滿足拋傘后著陸平臺的減速、傘-背罩組合體和地形地貌障礙的統(tǒng)一規(guī)避等諸多需求，GNC系統(tǒng)設(shè)計了大氣進入自適應(yīng)規(guī)劃與制導(dǎo)算法、多約束一體化自適應(yīng)規(guī)劃與控制策略等，實現(xiàn)了火星復(fù)雜飛行環(huán)境下的開傘狀態(tài)優(yōu)化控制、避障及背罩規(guī)避的協(xié)調(diào)一致控制，顯著提高了軟著陸的安全性與著陸精度.

(1)在氣動減速段，設(shè)計了一種自適應(yīng)軌跡規(guī)劃與制導(dǎo)方法[4]，該方法在基于標稱軌跡的解析預(yù)測校正制導(dǎo)算法基礎(chǔ)上，增加了自適應(yīng)航程補償及在線軌跡規(guī)劃，解決了初始進入點偏差較大時的標稱軌跡制導(dǎo)律不適用問題.制導(dǎo)律方案如圖5所示.

圖5 氣動減速段制導(dǎo)方案

首先設(shè)計強約束條件下的最優(yōu)進入角和參考傾側(cè)角剖面.根據(jù)最大熱流密度、總熱量、開傘條件等約束確定進入走廊，在進入走廊范圍內(nèi)優(yōu)化選取使標稱軌跡開傘高度最大的進入角，同時傾側(cè)角受通訊需求限制在0°～90°.經(jīng)數(shù)值仿真，在充分考慮制導(dǎo)律在環(huán)境參數(shù)散布情況下的魯棒性后，設(shè)計參考傾側(cè)角剖面為52°，考慮開傘高度最高，設(shè)計進入角為-11.6°.

然后，進入艙機動能力有限，為提高控制效率，需完成制導(dǎo)律由主控縱程轉(zhuǎn)為主控橫程的臨界速度設(shè)計.當(dāng)探測器速度小于該速度時，即使全升力向上也無法擴展航程，對航程的調(diào)節(jié)能力變得有限.經(jīng)計算仿真，天問一號該參數(shù)取為1.7 km/s.

最后，設(shè)置不同的進入點初始縱程偏差，在傾側(cè)角滿足約束條件下進行仿真，判斷不同進入點下開傘狀態(tài)是否滿足給定約束.通過不斷正向加大初始縱程或負向減小初始縱程，直到有開傘約束不被滿足為止，由此可確定更新參考軌跡的初始經(jīng)緯度偏差閾值.

目前，高職教師到企業(yè)掛職鍛煉的時間一般為2-6個月（一個學(xué)期），最長也僅為1年（一個學(xué)年），掛職的時間相對較短。在短時間內(nèi)，教師很難做到與企業(yè)崗位、企業(yè)團隊和企業(yè)管理等相融合，與企業(yè)的融合度不夠。因時間相對較短，企業(yè)也存在著不愿意將關(guān)鍵核心的崗位安排給掛職教師，通常會安排相對清閑的崗位，僅安排一些協(xié)作性、臨時性的工作。

在軌飛行時，在導(dǎo)航高度到達125 km時，需要根據(jù)實際的進入點位置完成參考軌跡的在線軌跡規(guī)劃.首先需要判斷初始進入點的經(jīng)緯度和理想值的偏差是否大于根據(jù)飛行能力設(shè)計的閾值，一旦超出閾值，則計算實際實際進入點對應(yīng)的氣動減速段縱程超出極限范圍的偏差量，根據(jù)該量對標稱軌跡總的待飛縱程參考值進行修正，然后再進行在線軌跡規(guī)劃設(shè)計，解算新的參考傾側(cè)角等參考軌跡參數(shù).該工作在配平攻角段完成.

當(dāng)阻力加速度大于1.96 m/s2時，轉(zhuǎn)入升力控制模式，此時采用基于標稱軌跡法的解析預(yù)測校正算法計算傾側(cè)角.當(dāng)速度小于臨界速度后，航程控制的能力將大大降低，繼續(xù)采用縱向制導(dǎo)律對航程施加控制效果不顯著且易導(dǎo)致控制量飽和，因此通過采用航向校正控制來有效地減小橫向偏差.當(dāng)速度小于2.8馬赫展開配平翼后，采用零傾側(cè)角指令飛行.

(2)針對拋傘及背罩后著陸平臺的減速、傘-背罩組合體和地形地貌障礙的統(tǒng)一規(guī)避等任務(wù)需求，動力下降段的制導(dǎo)律在充分借鑒嫦娥系列著陸制導(dǎo)律的基礎(chǔ)上，設(shè)計了多約束一體化自適應(yīng)軌跡規(guī)劃與控制方法[4]，實現(xiàn)了動力減速、避障和降落傘及背罩規(guī)避的協(xié)調(diào)一致控制，避免了由于降落傘及背罩與著陸平臺發(fā)生碰撞或降落到障礙區(qū)導(dǎo)致任務(wù)失敗的情況，顯著提高了軟著陸的安全.該方法根據(jù)傘-背罩與進入艙平臺的動力學(xué)特性和分離后的傘-背罩飛行軌跡仿真分析結(jié)果，結(jié)合探測器能力，確定規(guī)避背罩和粗避障機動策略為：若拋背罩時刻的水平速度≥25 m/s，則不執(zhí)行背罩規(guī)避機動控制，等待進入艙到達預(yù)定高度范圍(約800 m)進行粗避障成像和避障機動；否則，執(zhí)行背罩規(guī)避和粗避障機動控制.據(jù)此設(shè)計的傘-背罩組合體規(guī)避和粗避障一體化機動軌跡規(guī)劃描述如下.

如圖6所示，在傘降控制段記錄進入艙固連系下的位置A，拋背罩后記錄進入艙固連系下的位置B，并利用光學(xué)避障敏感器對著陸區(qū)進行光學(xué)成像；A、B和火星中心確定1個飛行軌跡平面，飛行軌跡平面與火星當(dāng)?shù)厮奖砻娴慕痪€為A1_B1.背罩-傘與進入艙平臺分離前具有相同的飛行速度，分離后的背罩-傘處于無控狀態(tài)，應(yīng)基本這個飛行軌跡平面內(nèi)及附近飛行，最終也必然落到交線A1_B1附近.

圖6 粗避障與背罩規(guī)避算法的安全區(qū)示意圖

依據(jù)背罩規(guī)避相對距離要求，進入艙平臺應(yīng)盡快飛離A_B和A1_B1構(gòu)成的平面，預(yù)先劃定直線L1和L2之間的區(qū)域是需要規(guī)避的危險區(qū)域，粗避障選取的安全著陸點必須在直線L1/L2外側(cè).考慮到粗障礙識別是通過對著陸區(qū)光學(xué)成像實現(xiàn)的，需要將地面交線A1_B1投影到像平面上，確定成像區(qū)域內(nèi)需要規(guī)避的危險區(qū)域，僅在安全區(qū)域(直線L1/L2外側(cè))選取安全著陸點，同時實現(xiàn)粗避障和背罩規(guī)避.

(3)為了同時滿足減速和軌跡機動的需求，在動力規(guī)避段采用了多項式減速與軌跡機動制導(dǎo)算法.在沒有獲取安全著陸點時，選取當(dāng)前星下位置為著陸點，僅減速和控制高度，不控制水平位置；一旦圖像處理獲取到安全著陸點，就引入水平位置控制，進行位置和速度的三維控制，實現(xiàn)背罩規(guī)避和粗避障或僅實現(xiàn)需要的粗避障.動力減速段的避障段初始速度接近垂直方向，受下降時間和推進劑等約束，著陸器發(fā)動機推力方向調(diào)整角度不能太大，設(shè)計了推力方向角度調(diào)整策略，優(yōu)先保證速度和高度控制，同時實現(xiàn)約束范圍的粗避障.

2.2 導(dǎo)航模塊

火星EDL過程采用的導(dǎo)航敏感器為IMU和測距測速敏感器，其中在傘降段拋大底以前僅IMU可用，為慣性導(dǎo)航；在拋掉大底以后測距測速敏感器可以提供相對于火星表面的速度和距離信息，對慣導(dǎo)進行修正，為慣性+測距測速修正導(dǎo)航.

由于慣性+測距測速修正導(dǎo)航系統(tǒng)不具備位置、速度和姿態(tài)的全可觀性，因此嫦娥系列月球軟著陸任務(wù)乃至國外火星著陸任務(wù)一般僅利用測距測速敏感器對三維速度和高度進行修正.這種方式對于火星著陸任務(wù)有著一定的風(fēng)險，這是因為火星EDL過程開傘時的喘振效應(yīng)明顯，會產(chǎn)生很大的角速度及角加速度嚴重影響了慣導(dǎo)系統(tǒng)的性能，特別是姿態(tài)確定的性能，甚至?xí)霈F(xiàn)多陀螺飽和現(xiàn)象導(dǎo)致導(dǎo)航姿態(tài)計算完全錯誤.如果慣導(dǎo)姿態(tài)確定精度下降或者計算錯誤，則就可能導(dǎo)致高度、速度等其他導(dǎo)航狀態(tài)量計算誤差大、計算錯誤的問題，給任務(wù)帶來失敗風(fēng)險.針對這一風(fēng)險，天問一號設(shè)計了多源融合高容錯著陸自主導(dǎo)航方案，如圖7所示.在開傘時對開傘的動態(tài)進行評估，當(dāng)出現(xiàn)多陀螺飽和時(超高動態(tài))，在測距測速敏感器可用后利用測距測速敏感器和IMU對導(dǎo)航基準進行重構(gòu)；當(dāng)出現(xiàn)陀螺性能下降可能導(dǎo)致姿態(tài)誤差過大的時候(高動態(tài))，在測距測速敏感器可用以后利用測距測速敏感器和IMU對垂向姿態(tài)進行修正；如果沒有出現(xiàn)超高動態(tài)和高動態(tài)，則直接利用測距測速敏感器對慣導(dǎo)的高度和速度進行修正.對于超高動態(tài)和高動態(tài)，在完成導(dǎo)航基準重構(gòu)或者引力方向修正以后就可以采用測距測速敏感器對慣導(dǎo)的高度和速度進行修正算法.

圖7 多源融合高容錯著陸自主導(dǎo)航方案

開傘后，對6個陀螺用平衡方程打分，若選取的3個陀螺中有陀螺角速度大于300(°)/s的情況，則認為發(fā)生了開傘后角速度過大，對應(yīng)超高速的情況，此時調(diào)用多陀螺飽和后的導(dǎo)航基準快速重構(gòu)方法.算法原理是微波類測速敏感器可直接測量獲取進入艙相對火星表面的速度，該測量速度的一段時間內(nèi)的變化量對應(yīng)于重力以及其他作用于進入艙上的非保守力的聯(lián)合作用；該段時間內(nèi)的加速度計累計量體現(xiàn)了作用于進入艙上的非保守力聯(lián)合作用，兩者做差可獲得一段時間內(nèi)重力所產(chǎn)生的速度增量，對該值進行平滑濾波可重構(gòu)重力方向.該算法僅能確定重力方向，無法確定探測器的水平方位角.

對于高動態(tài)，這時候沒有出現(xiàn)多陀螺飽和帶來的導(dǎo)航姿態(tài)基準丟失問題.但是大角速度和大角加速度會降低慣導(dǎo)姿態(tài)確定精度，從而會導(dǎo)致導(dǎo)航水平速度計算誤差過大，容易在著陸時帶來側(cè)翻風(fēng)險.這時候如果采取超高動態(tài)導(dǎo)航基準重構(gòu)算法進行導(dǎo)航重構(gòu)的話，將丟失水平方向的姿態(tài)，會損失著陸精度.針對這一問題，設(shè)計了高動態(tài)下基于測距測速敏感器的引力方向修正算法，原理在于利用導(dǎo)航基準重構(gòu)的引力方向?qū)T導(dǎo)姿態(tài)確定的引力方向進行修正，提高了最終的姿態(tài)確定精度，確保著陸安全，水平方位角依然使用慣導(dǎo)積分并濾波獲得.

2.3 控制模塊

控制方面針對火星EDL力學(xué)環(huán)境復(fù)雜，干擾大、時間短的特點，在充分借鑒嫦娥系列月球著陸器的方案基礎(chǔ)上，重點解決大干擾下姿態(tài)控制的快速性和魯棒性.

進入艙在EDL各階段的控制策略為：大氣層外的進入艙姿態(tài)控制采用像平面控制.大氣層內(nèi)采用PID+PWM姿控算法，但根據(jù)各飛行階段的任務(wù)，算法進行針對性的調(diào)整：氣動減速段的傾側(cè)角按照PID控制律進行姿態(tài)角控制，攻角和側(cè)滑角按速率阻尼方式計算控制量；傘降段的俯仰和偏航通道采用速率阻尼控制，為增加與動力減速段的銜接程度，滾動軸進行姿態(tài)和角速度控制，目標姿態(tài)與當(dāng)?shù)靥炷蠔|坐標系一致.

(1)由于傘降過程的動力學(xué)高度不確定性的特點，動力下降段的入口條件散布較大.動力規(guī)避段的持續(xù)時間只有約60s.探測器需要在極為有限的范圍內(nèi)完成減速過程及避障過程，并在最終時刻將姿態(tài)調(diào)整到豎直狀態(tài)，這導(dǎo)致制導(dǎo)系統(tǒng)給出的指令目標角度變化十分迅速.

針對動力避障段的姿態(tài)快速跟蹤問題，設(shè)計了一種推力指向與滾動姿態(tài)解耦控制方法[4].對于任意兩個坐標系之間的轉(zhuǎn)換，傳統(tǒng)一般可采用繞某個軸的一次轉(zhuǎn)動，和繞3個軸的3次轉(zhuǎn)動，前者對應(yīng)誤差四元數(shù)，后者對應(yīng)三軸歐拉角誤差.不同于傳統(tǒng)的一次轉(zhuǎn)動和3次轉(zhuǎn)動，火星進入艙將坐標系之間的轉(zhuǎn)換分解為兩次轉(zhuǎn)動.即第一次轉(zhuǎn)動為由推力方向按照最短路徑轉(zhuǎn)動到目標推力方向，第二次轉(zhuǎn)動為繞推力方向的轉(zhuǎn)動.將第一次轉(zhuǎn)動對應(yīng)的姿態(tài)誤差分解到俯仰和偏航軸，此時俯仰和偏航軸的控制將完全用于推力方向的跟蹤.該方法優(yōu)先確保推力指向的快速機動，可有效確保系統(tǒng)的安全性.

(2)針對著陸巡視器姿控推力器配置多、可靠性要求高的特點，設(shè)計了基于干擾力和干擾力矩快速辨識的推力器故障快速診斷和重構(gòu)算法，實現(xiàn)了推力器出現(xiàn)故障情況下的高容錯控制，顯著提高了姿態(tài)控制的魯棒性.

進入艙配置了8個水平方向的250 N推力器(編號D1～D8)用于100 m以下避障段的姿態(tài)控制和水平方向的平移避障控制，如圖8所示.當(dāng)某臺推力器發(fā)生故障時，容易在平移避障時對滾動姿態(tài)產(chǎn)生大的擾動，從而影響水平減速和避障功能.為此，姿態(tài)控制系統(tǒng)應(yīng)具備足夠的容錯控制和推力器故障診斷和重組能力.由于避障過程僅20多秒，距離著陸時間很短，要求姿控系統(tǒng)具備快速和可靠的故障診斷能力.為此GNC系統(tǒng)設(shè)計一種基于干擾力矩和干擾力矩快速辨識的避障推力器診斷和重組算法，設(shè)計了干擾力矩和干擾力的估計器，根據(jù)干擾力和干擾力矩的方向辨識結(jié)果，結(jié)合合理的判斷閾值，對故障推力器進行定位，如表1所示.當(dāng)診斷出某推力器故障后，進行發(fā)動機的重組，利用多臺發(fā)動機的合力產(chǎn)生該方向的合成推力，并根據(jù)控制能力計算每個方向的噴氣時間.

圖8 平移推力器布局示意圖

表1 故障推力器對應(yīng)的干擾力和干擾力矩方向

2.4 障礙識別與圖像處理模塊

進入艙采用了嫦娥系列月球著陸器的的接力避障架構(gòu)[2].在進入艙距離火星表面約1 km高，進行光學(xué)粗避障的安全點解算，算法中綜合考慮了背罩規(guī)避的問題；進入懸停模式(距火星表面約100 m高)后，利用激光三維掃描或光學(xué)雙目成像，獲取落區(qū)三維地形，進行精避障的安全點解算.在圖像處理模塊解算出安全點后，制導(dǎo)律更新目標落點，探測器向新的落點機動.

在敏感器配置上充分考慮了冗余備份.多功能避障敏感器具有光學(xué)成像功能，可與光學(xué)避障敏感器形成備份.此外兩個避障敏感器的光軸指向平行，并在整器布局上拉開一定間距，形成了光學(xué)雙目基線，構(gòu)成雙目立體相機，在懸停段與多功能避障敏感器的激光三維成像功能形成備份.避障系統(tǒng)的組合使用方案如圖9所示.

圖9 成像類敏感器組合使用方案

雙目成像需用到兩個敏感器在探測器的安裝數(shù)據(jù).在整器總裝時完成兩個敏感器的安裝測量，但在EDL過程中兩個敏感器的安裝相對關(guān)系因環(huán)境因素會發(fā)生變化.為此在進入懸停模式前，在距火星表面約300 m高處利用兩個探頭的光學(xué)圖像進行相對安裝偏差的標定，并將標定結(jié)果用于懸停段雙目匹配的解算.

3 在軌飛行情況

天問一號火星探測器由“長征五號”運載火箭發(fā)射入軌后，經(jīng)202天的地火轉(zhuǎn)移到達火星；2021年2月10日實現(xiàn)火星捕獲，經(jīng)多次軌道調(diào)整后進入火星停泊軌道；在火星停泊軌道進行了著陸點預(yù)探測和軌道精調(diào).

2021年5月15日1點16分，探測器實施降軌轉(zhuǎn)入火星大氣進入軌道，而后建立分離姿態(tài).4點19分，環(huán)繞器與進入艙分離，進入艙啟動姿態(tài)控制，繼續(xù)沿大氣進入軌道向火星大氣進入點滑行.4點52分，環(huán)繞器實施升軌機動，轉(zhuǎn)入火星著陸中繼軌道.

進入艙GNC系統(tǒng)在降軌前約14 h加電，在降軌前結(jié)合星敏感器的測量輸出，完成了陀螺常漂及加計零位的估計.結(jié)果顯示陀螺常漂及加計零偏穩(wěn)定，且與前次標定結(jié)果的數(shù)據(jù)重復(fù)性好，IMU狀態(tài)正常.此外星敏感器及進入下降控制單元狀態(tài)正常.

5月15日7點08分54秒，進入艙到達距離火星參考表面約125 km的大氣進入點，此時進入速度約4.8 km/s，開始EDL過程.進入艙首先利用火星大氣進行氣動減速，期間在速度約2.8 Ma時，進入艙起爆火工品展開配平翼，調(diào)整標稱攻角為0°，以確保降落傘開傘狀態(tài).氣動減速段結(jié)束時，探測器速度約1.8 Ma，距火星參考表面高度約11 km.

當(dāng)馬赫數(shù)小于1.8時，發(fā)出了降落傘打開指令，進入傘降減速段，此時高度約13 km；降落傘打開后，速度急劇減小，20 s后馬赫數(shù)降至0.5左右，發(fā)出了拋大底指令.拋大底后10 s著陸緩沖機構(gòu)展開，隨后測距測速敏感器開始工作，引入了相對火星表面實際地形的測量信息，對慣性導(dǎo)航進行了高度和速度修正，顯著提高了導(dǎo)航高度和速度精度，為后續(xù)進入動力減速段做好準備.

當(dāng)高度降至約1.3 km、馬赫數(shù)約0.25時，傘-背罩組合體與著陸平臺分離，動力減速段開始；分離后光學(xué)成像敏感器獲取了著陸區(qū)圖像，并基于傘-背罩組合體規(guī)避的約束給出了安全著陸點.分離后1 s 7 500 N主發(fā)動機開始點火，著陸平臺進一步減速同時開展了傘-背罩組合體規(guī)避和避障機動(實際效果如圖11所示[7]).當(dāng)高度降至約100 m時，著陸平臺保持懸停狀態(tài)，避障敏感器獲取了著陸區(qū)三維地形數(shù)據(jù)，處理后確定了最終安全著陸點；轉(zhuǎn)入避障機動段，利用水平推力器實現(xiàn)了精避障機動，到達最終著陸點上方(精避障實際效果如圖12所示[7])，垂向速度減至約1.5 m/s，消除水平速度，高度降至約20 m；轉(zhuǎn)入緩速下降段，著陸平臺以約1.5 m/s垂向速度緩速下降，繼續(xù)消除水平速度，保持姿態(tài)垂直火星表面，直到2個及以上觸火敏感器有效，關(guān)閉主發(fā)動機.最終著陸狀態(tài)為：水平速度小于0.16 m/s和姿態(tài)誤差小于0.1°.

圖10 天問一號EDL過程高度馬赫數(shù)隨時間變化曲線

圖11 天問一號環(huán)繞器拍攝的實際著陸區(qū)圖像(傘-背罩組合體規(guī)避效果)

圖12 祝融號火星車拍攝的實際著陸點圖像(精避障效果)

整個EDL從125 km高到著陸火星表面持續(xù)約540 s.其中氣動減速段持續(xù)時間約281 s，其中的升力控制段持續(xù)時間為約210 s，傘降段持續(xù)時間約169 s.動力減速段持續(xù)時間約90 s.

4 結(jié) 論

天問一號探測器成功著陸火星標志著我國已經(jīng)成功掌握了火星著陸技術(shù).地外天體軟著陸GNC系統(tǒng)技術(shù)在自主性、容錯性、魯棒性、環(huán)境適應(yīng)性、規(guī)劃規(guī)避能力和安全性等方面得到顯著提升.天問一號全自主進入下降著陸GNC系統(tǒng)所突破的關(guān)鍵技術(shù)，能夠為我國即將開展的火星采樣返回、小行星采樣返回、探月四期著陸任務(wù)和載人登月等任務(wù)提供堅實的技術(shù)基礎(chǔ).與此同時，還可以拓展應(yīng)用到其它天體探測器任務(wù)中，例如木星系及行星穿越探測器、金星著陸探測器等.天問一號著陸的制導(dǎo)、導(dǎo)航和控制方案算法以及系統(tǒng)設(shè)計技術(shù)均可以在這些任務(wù)中發(fā)揮重要作用.