火星著陸器進入段軌跡優(yōu)化與制導(dǎo)研究進展*

姚晗誠 齊瑞云

1.南京航空航天大學(xué)自動化學(xué)院，南京 211100

2.南京航空航天大學(xué)先進飛行器導(dǎo)航、控制與健康管理工業(yè)和信息化部重點實驗室，南京 211100

0 引言

火星一直是人類深空探測的重點對象，火星與地球的相似程度導(dǎo)致其星球上存在諸多值得人類探索、研究的地方。1960年前蘇聯(lián)發(fā)射的火星探測器打開了人類對火星探索的大門，隨后人類在接下來60年時間里總共進行了40多次火星探測活動，但其中成功到達火星完成任務(wù)并傳回有效研究數(shù)據(jù)的案例不超過一半，而真正成功著陸的火星探測器僅有7次[1]。這些數(shù)據(jù)無疑表明火星探測所要克服的困難遠比近地衛(wèi)星的探測活動更為嚴峻。

火星著陸器著陸過程中，最為危險的階段是火星著陸器進入火星大氣層到最終軟著陸火星表層這一著陸階段[2]。火星著陸器飛行降落過程分為3個階段：進入段、下降段和最終著陸段(Entry、Descent and Landing，EDL)。進入段是指從火星著陸器進入火星大氣層按照規(guī)劃的飛行軌跡到達指定開傘點，并成功打開降落傘的過程。這一階段消耗火星著陸器將近99%的動能[3]，將速度和高度降低到合適火星著陸器開傘的數(shù)值，保證火星著陸器開傘過程的安全性以及后續(xù)的精準著陸，同時也是火星著陸活動中最為關(guān)鍵重要的一個階段[4]。下降段分為傘降段和動力下降段，分別通過降落傘和反推裝置進一步降低火星著陸器的動能。最終著陸段是指通過緩沖裝置使得火星著陸器能軟著陸到火星表層地面的階段[5]。本文主要針對進入段中遇到的困難與挑戰(zhàn)以及研究現(xiàn)狀做簡要闡述。

火星著陸器進入段所需要面對的各種不確定因素包括：1)初始狀態(tài)不確定：受軌跡控制偏差、導(dǎo)航精度等因素影響，火星著陸器到達火星大氣層的初始狀態(tài)與預(yù)先估計值之間存在一定的不確定性[6]；2)模型不確定：因為火星研究資料較少，火星大氣密度模型和火星重力模型本身并不精準，存在一定模型上的不確定性[7]； 3)環(huán)境不確定：火星大氣密度只有地球的大約1%，因此火星上經(jīng)常會出現(xiàn)突發(fā)性的環(huán)境變化，例如火星風(fēng)暴等突發(fā)災(zāi)難，產(chǎn)生具體表現(xiàn)于升力和阻力系數(shù)上的不確定性，對火星著陸器造成一定干擾[8]；4)內(nèi)部參數(shù)不確定：由于火星著陸器進入火星大氣層后，會經(jīng)過質(zhì)心偏置等一系列因素引起自身質(zhì)量特性的變化，導(dǎo)致火星著陸器內(nèi)部參數(shù)的不確定性。以上的不確定性都會最終影響火星著陸器的制導(dǎo)精度，導(dǎo)致火星著陸器在進入段難以準確到達指定開傘點[10]。因此，軌跡優(yōu)化和精準制導(dǎo)是火星著陸器進入段中重點的研究方向，可通過在線生成軌跡或者在線軌跡優(yōu)化的方式克服因不確定性造成軌跡不精準的問題，并采用合適的制導(dǎo)方案克服因過程環(huán)境等不確定性因素對火星著陸器制導(dǎo)過程的干擾[11]。

本文主要針對近幾年來在火星著陸器進入段軌跡優(yōu)化和制導(dǎo)方面的研究現(xiàn)狀進行分析闡述，并對未來火星著陸器制導(dǎo)和軌跡優(yōu)化研究方向進行展望。

1 進入段的困難與挑戰(zhàn)

火星著陸器進入段的制導(dǎo)任務(wù)是使其準確到達指定的開傘點位置?；鹦侵懫髟谶M入段中會遇到以下困難與挑戰(zhàn)：

1)火星著陸器運動學(xué)和動力學(xué)模型是一個非線性模型，具有強耦合性。其模型狀態(tài)量之間相互非線性關(guān)聯(lián)，給計算求解帶來一定困難。同時因為其控制量傾角隱含在模型當中，對于軌跡與制導(dǎo)方案的設(shè)計也造成了一定困難。

2)火星著陸器參數(shù)存在一定的不確定性?；鹦侵懫髟诘竭_火星大氣層表面時，會通過載荷釋放等質(zhì)量特性變化的方式調(diào)整自身姿態(tài)，并保持火星著陸器的攻角穩(wěn)定，為火星著陸器提供一定的升阻比。這種載荷釋放的方式導(dǎo)致火星著陸器內(nèi)部參數(shù)與初始參數(shù)存在一定偏差，增加了火星著陸器內(nèi)部參數(shù)的不確定性，影響火星著陸器制導(dǎo)精度。

3)火星著陸器易遭受火星環(huán)境變化導(dǎo)致的不確定性?；鹦巧辖?jīng)常產(chǎn)生火星風(fēng)暴等突發(fā)性環(huán)境變化，這些突發(fā)性的環(huán)境變化會對火星著陸器造成干擾，產(chǎn)生不確定性，具體表現(xiàn)在火星大氣密度、升力和阻力系數(shù)的數(shù)值突變[8]。同時，因為對火星的研究并不完善，導(dǎo)致火星的大氣模型并不準確，模型不準確和在進入段中環(huán)境突變都會引起作用在火星著陸器上的不確定性。

4)火星著陸器是一個小升阻比的飛行器，其升阻比較小的特性限制了火星著陸器的控制量?；鹦侵懫髦荒軕{借較小的升力改變火星著陸器的軌跡，導(dǎo)致其難以大幅調(diào)整自身軌跡。同時因為執(zhí)行機構(gòu)的物理限制，執(zhí)行器可能出現(xiàn)飽和現(xiàn)象，使得火星著陸器無法進行最合適的軌跡調(diào)整，最終引起火星著陸器制導(dǎo)精度問題。

5)火星與地球距離較遠，其信號傳輸具有一定滯后現(xiàn)象。因此，無法通過地面直接輸出信號，只能通過火星著陸器自身的制導(dǎo)方案去控制火星著陸器的運動軌跡。

根據(jù)上述分析，火星著陸器進入段過程中遇到的困難和挑戰(zhàn)主要是著陸過程中遭遇的不確定，影響火星著陸器的制導(dǎo)精度，從而影響火星著陸器到達開傘點的準確性。如何克服這些不確定是現(xiàn)階段火星著陸器進入段制導(dǎo)方面的研究重點。

2 軌跡優(yōu)化概述與現(xiàn)狀

軌跡優(yōu)化目前主要分為直接法和間接法。飛行器軌跡優(yōu)化問題早期因計算機受限主要使用間接法求解，間接法的原理是利用變分法和Pontryagin極小值原理，將軌跡優(yōu)化問題轉(zhuǎn)化為哈密爾頓兩點邊值問題，通過Lagrange算子法求解最優(yōu)控制的多點邊值問題，最終得到所需飛行軌跡[12]。間接法本身在飛行器軌跡優(yōu)化方面有諸多應(yīng)用空間，例如飛行器再入段軌跡優(yōu)化，著陸器精準著陸以及軌道轉(zhuǎn)移問題。Manrique根據(jù)一個求解兩點邊界條件補充的微分方程組的六階精準格式做低推力平動點任務(wù)的軌跡優(yōu)化[13]。Istratie在不同性能指標下，通過間接法求解跳躍式空間飛行器再入問題的軌跡[14]。雖然間接法本身求解得到的軌跡具有較高的精度，但間接法需要推導(dǎo)Pontryagin極小值原理其一階必要條件，導(dǎo)致其求解過程較為復(fù)雜。同時間接法對系統(tǒng)初值較為敏感，其收斂域很小，面對復(fù)雜的飛行系統(tǒng)極容易出現(xiàn)求解失敗的情況。而火星著陸器在進入段的初值存在一定的不確定性，并非完全精準，同時在飛行過程中會頻繁出現(xiàn)作用于氣動參數(shù)的不確定性，因此間接法很少應(yīng)用于火星軌跡優(yōu)化中。

自20世紀70年代起，直接法因為無需推導(dǎo)間接法中的一階必要條件，逐漸在軌跡規(guī)劃領(lǐng)域中被廣泛使用。直接法基于非線性規(guī)劃理論，將飛行器模型的狀態(tài)量和控制量離散化，把飛行器軌跡最優(yōu)控制問題轉(zhuǎn)化成非線性規(guī)劃問題，并通過相應(yīng)的求解器求解得到所需飛行軌跡[15]。目前流行的直接法主要有：偽譜法、打靶法、凸優(yōu)化求解、配點法和微分包含法等。孫志遠等利用自適應(yīng)偽譜法進行快速軌跡優(yōu)化，獲得了進入段燃料消耗最優(yōu)的標稱軌跡[16]；余躍等針對高超聲速飛行器，將動態(tài)自適應(yīng)樽海鞘群算法和高斯偽譜法結(jié)合，提出一種混合軌跡優(yōu)化方案。用自適應(yīng)樽海鞘群算法彌補高斯偽譜法對初值敏感的缺陷[17]；Geiger等用一種非線性規(guī)劃路徑算法為無人機設(shè)計了一條飛行路徑，使目標在飛機上的攝像機視野內(nèi)的時間最大化[18]；Zhao等提出一種自適應(yīng)網(wǎng)絡(luò)細化方法，結(jié)合局部直接配置方法解決開傘點高度的火星進入軌道優(yōu)化問題，研究結(jié)果表明該方法的準確度接近間接法，不同傾角限制下最優(yōu)傾角剖面結(jié)構(gòu)相差無幾[19]；Huang等提出一種基于當前狀態(tài)的魯棒認知不確定性優(yōu)化方法，用于求解狀態(tài)不確定性條件下火星進入軌道優(yōu)化問題。采用多項式混沌展開法得到了不確定情況下彈道性能的近似解析函數(shù)，該方法能識別出最優(yōu)軌跡性能的最魯棒解[20]。Zheng基于數(shù)值技術(shù)和經(jīng)典變分法，開發(fā)出一種半解析算法設(shè)計軌跡，該算法可處理動態(tài)不確定性的綜合效應(yīng)[21]。

直接法無法保證求解所得為全局最優(yōu)解，而凸優(yōu)化得到的局部最優(yōu)解同樣也是全局最優(yōu)解，因此近期諸多學(xué)者將凸優(yōu)化應(yīng)用于軌跡優(yōu)化問題。且凸優(yōu)化求解計算速度較快，具有全局收斂性，適用于飛行器軌跡優(yōu)化問題。王俊等針對月球探測器的飛行軌跡優(yōu)化問題，在凸優(yōu)化的基礎(chǔ)上提出了一種避障軌跡優(yōu)化算法，將避障約束線性化處理，對行程序列凸優(yōu)化問題再進行求解[22]。楊奔等提出了一種基于序列凸優(yōu)化的快速軌跡求解法，解決軌跡優(yōu)化算法收斂速度較慢的問題，并驗證了該算法的快速性和準確性[23]；根據(jù)目前的研究分析，未有系統(tǒng)性的考慮初始狀態(tài)不確定和過程參數(shù)不確定的軌跡優(yōu)化方法，仍需要做進一步的拓展[24]。直接法主要的問題在于，直接法得到的軌跡均為軌跡上的離散點，而非準確的解析解，軌跡精度較低。且因為無法驗證其一階必要條件，無法保證是性能最優(yōu)解。與此同時，因為直接法無需推導(dǎo)間接法中的一階必要條件，相較于間接法，計算量較小，且直接法具有較大的收斂域，并對初值不敏感，因此直接法目前在飛行器軌跡優(yōu)化方面應(yīng)用較為廣泛?；鹦侵懫鬟M入段軌跡優(yōu)化特點分析如表1所示：

表1 火星著陸器進入段軌跡優(yōu)化特點分析

3 制導(dǎo)方法概述

目前火星著陸器進入段制導(dǎo)方法主要分為2種：標稱軌跡制導(dǎo)法和預(yù)測校正制導(dǎo)法。

標稱軌跡制導(dǎo)法又可分為離線式和在線式。離線式標稱軌跡制導(dǎo)法根據(jù)以往火星著陸器進入段中到達火星大氣層前的初始狀態(tài)量、火星大氣模型、火星環(huán)境模型和火星著陸器動力學(xué)模型等相關(guān)數(shù)據(jù)與模型，通過地面計算機設(shè)計規(guī)劃一條滿足動壓、熱載荷等過程約束以及終端高度、終端速度等終端約束的標稱軌跡，并將其加載到火星著陸器內(nèi)部機載計算機中[25]?；鹦侵懫髟诘竭_火星大氣層后，跟蹤機載計算機內(nèi)部的標稱軌跡，選擇合適的制導(dǎo)方案，克服由外界環(huán)境和內(nèi)部變化帶來的干擾，最終準確到達指定開傘點；在線式標稱軌跡制導(dǎo)法在火星著陸器到達火星大氣表層前，通過相應(yīng)的探測器獲知當前火星著陸器的狀態(tài)量，機載計算機根據(jù)當前狀態(tài)量設(shè)計一條滿足各種約束的標稱軌跡供火星著陸器后續(xù)進入段飛行使用。

離線式標稱軌跡制導(dǎo)法在地面計算機上完成軌跡生成，再將其裝載進入機載計算機，因此對機載計算機計算能力要求較小，可以在地面計算機規(guī)劃出滿足各種約束的最優(yōu)標稱軌跡。標稱軌跡制導(dǎo)法流程圖如圖1。

圖1 標稱軌跡制導(dǎo)法流程圖

因為實際初始狀態(tài)量和參考初始狀態(tài)量之間存在一定偏差，導(dǎo)致離線式生成的標稱軌跡并非當前情況下最適宜的飛行軌跡，最終可能導(dǎo)致火星著陸器降落到的開傘點位置存在較大偏差，影響著陸精度。在線式標稱軌跡制導(dǎo)法沒有此類缺點，但是因為軌跡生成需要機載計算機獨立并快速完成，因此對機載計算機計算能力的要求較高，需要機載計算機能在較短時間內(nèi)生成當前狀態(tài)量下的最優(yōu)標稱軌跡。

預(yù)測校正制導(dǎo)法是將整個飛行過程分成多個制導(dǎo)周期，在每個制導(dǎo)周期中根據(jù)當前狀態(tài)量預(yù)測航程，與目標航程對比，通過航程偏差修正傾角策略，控制火星著陸器飛行軌跡，到達最終指定開傘點位置[26]。預(yù)測校正制導(dǎo)法流程圖如圖2所示：

圖2 預(yù)測校正制導(dǎo)法流程圖

預(yù)測校正制導(dǎo)法對初始狀態(tài)量不敏感，抗干擾能力強且到達指定位置偏差較小，但需要較準確的火星大氣模型和火星著陸器運動學(xué)與動力學(xué)模型，支撐預(yù)測校正制導(dǎo)法預(yù)測計算航程偏差；同時，需要在每個制導(dǎo)周期根據(jù)當前航程偏差，通過校正環(huán)節(jié)迭代算法糾正傾斜角輸入，因此對火星著陸器機載計算機的計算能力要求也較高。

標稱軌跡制導(dǎo)法對模型的要求較小，可將模型誤差按照擾動或者不確定性處理，因此不需要非常精準的模型，且不需要計算能力很高的計算機，所以對機載計算機的要求較低，但對初始狀態(tài)量的精度要求較高，初始狀態(tài)量的偏差極易導(dǎo)致最終開傘點著陸的偏差。雖然預(yù)測校正制導(dǎo)法具有標稱軌跡制導(dǎo)法所沒有的制導(dǎo)精度和對不確定性不敏感的優(yōu)勢，但目前對火星的探索研究仍屬于初步階段，并沒有預(yù)測校正制導(dǎo)法所需較為準確的大氣環(huán)境模型，因此相較兩種制導(dǎo)方法而言，標稱軌跡制導(dǎo)法目前更適宜應(yīng)用于火星著陸器進入階段。火星著陸器進入段制導(dǎo)方法特點分析如表2所示。

表2 火星著陸器進入段制導(dǎo)方法特點分析

4 制導(dǎo)研究現(xiàn)狀

通過近幾年對標稱軌跡制導(dǎo)法和預(yù)測校正制導(dǎo)法的研究文獻，簡要闡述這兩者的發(fā)源和研究現(xiàn)狀，以及存在的優(yōu)勢與缺陷。

4.1 標稱軌跡制導(dǎo)法

標稱軌跡制導(dǎo)法最早發(fā)源于“阿波羅計劃”，通過地面計算機設(shè)計一條阻力加速度軌跡并裝載入機載計算機中，通過控制升力的方式控制飛行器跟蹤標稱軌跡[13]。Mendeck在“阿波羅”計劃中再入制導(dǎo)算法的基礎(chǔ)上，對其進行改進，采用雙段定常傾斜角制導(dǎo)設(shè)計一條供火星著陸器使用的標稱軌跡，得到了進入終端點控制器制導(dǎo)法，并將此制導(dǎo)方法成功應(yīng)用于“火星科學(xué)實驗室”[27]。針對火星著陸器進入段中的不確定性問題，現(xiàn)階段對標稱軌跡制導(dǎo)法的研究主要分為以下2個方向： 1)選擇抗干擾能力較強、魯棒性好的制導(dǎo)方案克服在火星著陸器進入段過程中的不確定性；2)考慮火星著陸器參數(shù)不確定性和火星環(huán)境不確定性，通過在線軌跡優(yōu)化的方法優(yōu)化機載標稱軌跡，初步克服不確定性對火星著陸器進入段的干擾。

火星著陸器可采用的克服不確定性的制導(dǎo)方案有多種，其中不乏諸多抗擾干能力強、魯棒性好的制導(dǎo)方法： 1)自適應(yīng)控制：Li等基于CGT(Command Generator Tracker)的模型，參考自適應(yīng)控制以消除有界不確定性對大氣密度和氣動系數(shù)的干擾[28]；Huang等提出一種神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)和結(jié)構(gòu)自適應(yīng)模型反演的主動容錯控制算法并驗證了有效性[29]。自適應(yīng)控制可以針對一些參數(shù)未知的情況設(shè)計相應(yīng)的制導(dǎo)律，適用于火星著陸器因為環(huán)境因素變化或者自身改變而引起的內(nèi)部參數(shù)不確定性影響下的制導(dǎo)方案； 2)滑模變結(jié)構(gòu)控制：李翔等基于直接反饋線性化理論，通過滑模變結(jié)構(gòu)控制與狀態(tài)擴張觀測器結(jié)合，設(shè)計跟蹤阻力加速度的跟蹤制導(dǎo)律[30]；戴娟分別采用傳統(tǒng)滑模、高階滑模和非奇異全階滑模與狀態(tài)擴張觀測器結(jié)合的方式，設(shè)計跟蹤制導(dǎo)律并驗證了不同滑模下的制導(dǎo)精度[31]；Shen等提出一種自適應(yīng)有限時間滑模控制律和末位制導(dǎo)律組合的新型復(fù)合控制方法，將著陸器精準降落到指定開傘點[7]?；Ｗ兘Y(jié)構(gòu)控制算法對火星著陸器本身參數(shù)變化和擾動影響并不敏感，具有較好的魯棒性，適用于火星著陸器進入段這種不確定性和干擾較強的復(fù)雜環(huán)境中，且滑?？刂破鞯脑O(shè)計也較為簡單，易于實現(xiàn)與驗證[32]；3)魯棒控制:Zheng等提出一種魯棒制導(dǎo)律，將阻力系統(tǒng)的非線性項和擾動看作總體干擾集合，并設(shè)計一種線性擾動觀測器估計干擾集合，同時引入一種新的滑動面和虛擬系統(tǒng)設(shè)計制導(dǎo)律[33]。魯棒控制本身具有較好的穩(wěn)定性和可靠性，適用于火星著陸器這種模型已知且不確定性可估計的制導(dǎo)問題；4)模糊控制：Li等將模糊線積分李雅普諾夫函數(shù)法與魯棒H∞控制方法結(jié)合，提出一種容錯跟蹤控制方案，該控制器能保證故障閉環(huán)系統(tǒng)在可接受的衰減水平下保持穩(wěn)定[34]。李廣劍等針對吸氣式高超聲速飛行器遇到的外界擾動和不確定性問題，提出一種不需要虛擬控制律的新型模糊控制方法，僅采用一個模糊逼近器對總不確定性進行逼近，擺脫了對精準模型的依賴[35]。模糊控制本身不依賴于精準的數(shù)學(xué)模型，適用于火星著陸器這種非線性模型，能在一定程度上緩解因為模型不準確而造成的不確定性；5)最優(yōu)控制：Dukeman提出了一種基于最優(yōu)線性調(diào)節(jié)器理論的進入制導(dǎo)算法，在初始條件偏差較大的情況下，能平滑準確收斂到標稱軌跡[36]。最優(yōu)控制可在制導(dǎo)過程中滿足火星著陸器在約束條件下性能的最優(yōu)，一般采用燃料或者高度最優(yōu)，供后續(xù)著陸階段提高更適宜的初始條件。以上控制算法用于火星著陸器制導(dǎo)任務(wù)都具有較好的抗干擾能力和魯棒性。

4.2 預(yù)測校正制導(dǎo)法

美國“雙子座”計劃最早將預(yù)測校正制導(dǎo)法應(yīng)用于飛行器的大氣層進入段制導(dǎo)當中，其中主要采用兩種預(yù)測校正制導(dǎo)方案：1)通過傳統(tǒng)預(yù)測校正制導(dǎo)法預(yù)測航程偏差來糾正控制輸入，從而調(diào)整飛行器的飛行軌跡，2)預(yù)測終端點縱程偏差，通過飛行器縱程偏差調(diào)整飛行器軌跡[13]。現(xiàn)階段預(yù)測校正制導(dǎo)法的研究方向主要是使用該法過程中考慮部分過程約束以及預(yù)測校正制導(dǎo)和標稱軌跡制導(dǎo)的結(jié)合使用，以滿足飛行器再入過程中的約束，克服過程中會遇到的不確定性，同時減少校正環(huán)節(jié)的迭代計算量[37]。

陳榮芳提出了一種航路點預(yù)測校正制導(dǎo)法，通過在離線的標稱軌跡上采樣一些離散點，供預(yù)測校正制導(dǎo)法分段制導(dǎo)，降低預(yù)測校正制導(dǎo)迭代次數(shù)，降低計算量，提高了落點精度[38]；龍嘉騰等將預(yù)測校正制導(dǎo)法運用到火星著陸器進入段的側(cè)向運動中，不僅滿足開傘點精度，同時實現(xiàn)側(cè)向運動的靈活規(guī)劃[39]；陳禹洪將標稱軌跡制導(dǎo)法與預(yù)測校正制導(dǎo)法結(jié)合，研究一種基于能量阻力剖面的預(yù)測校正制導(dǎo)法并采用參數(shù)修正PID反饋設(shè)計制導(dǎo)律。與攝動制導(dǎo)相比，該方法具有更好的魯棒性且制導(dǎo)精度更高[25]。鄭藝裕在數(shù)值預(yù)測校正制導(dǎo)法的基礎(chǔ)上增加了約束限制，該方法不僅擁有預(yù)測校正制導(dǎo)法的高制導(dǎo)精度，在制導(dǎo)過程中還能夠滿足傳統(tǒng)預(yù)測校正制導(dǎo)法所不能滿足的過載約束[40]。Long等基于數(shù)值預(yù)測校正法，在滿足終端約束的前提下，利用最優(yōu)制導(dǎo)實現(xiàn)火星大氣進入的最優(yōu)終端高度[41]。劉剛等在預(yù)測校正制導(dǎo)中提出了基于可達性量化評估的攻角剖面在線規(guī)劃方法，可獲得較高的可達性判斷正確率，提高預(yù)測校正制導(dǎo)法的成功率[42]；周亮等針對探月飛行器再入返回地球的問題，提出了短航程的解析預(yù)測校正制導(dǎo)法，通過設(shè)置再入過程中滑翔段飛行軌跡，利用再入軌跡參數(shù)描述滑翔段飛行軌跡，推導(dǎo)出航程的解析公式[43]。Wang等提出了基于模糊邏輯控制的預(yù)測校正制導(dǎo)法，其校正環(huán)由2個模糊控制器組成，同時校正控制量的值和符號控制縱向和橫向運動[44]。薛志飛等提出月球飛船動力下降段的預(yù)測制導(dǎo)方法，分別根據(jù)預(yù)測的落點速度和位置偏差設(shè)計切向和法向推力控制量，消除落點速度和高度偏差[45]。黃漢斌等針對再入段飛行航程預(yù)測環(huán)節(jié)，提出一種解析積分的方法，利用三次樣條函數(shù)描述阻力加速度倒數(shù)走廊，并簡化航程算法，推導(dǎo)出預(yù)測航程解析解[46]。許志等針對防空導(dǎo)彈攔截臨近空間目標的多約束制導(dǎo)問題，設(shè)計了基于逆軌攔截的預(yù)測校正制導(dǎo)方法，滿足帶航跡角約束的零控條件[47]。上述預(yù)測校正制導(dǎo)法的研究進展對火星著陸器進入段預(yù)測校正制導(dǎo)法的應(yīng)用都有一定參考價值，但因為火星大氣模型的不準確以及過程約束仍未得到系統(tǒng)性地解決，因此預(yù)測校正制導(dǎo)法在火星進入段仍處于研究階段，并未正式進入實際應(yīng)用[48]?；鹦侵懫鬟M入段制導(dǎo)方法如下所示：

圖3 火星著陸器進入段制導(dǎo)方法

根據(jù)目前的研究現(xiàn)狀，離線式標稱軌跡制導(dǎo)法在工程上的應(yīng)用較為廣泛，但極易受到外界環(huán)境影響，導(dǎo)致落點精度存在較大偏差；在線式標稱軌跡制導(dǎo)法具有一定魯棒性，但因為其在線生成軌跡的實時性問題，還需要快速準確的在線軌跡優(yōu)化算法匹配在線式標稱軌跡制導(dǎo)法[49]；預(yù)測校正制導(dǎo)法不需要考慮軌跡生成上的問題，但目前仍未有系統(tǒng)性考慮各種約束的預(yù)測校正制導(dǎo)法。

5 制導(dǎo)研究展望

未來火星著陸器進入段制導(dǎo)方面性能的提升主要可從以下幾個方面進一步研究：

1)完善火星環(huán)境模型，定性定量分析火星環(huán)境的不確定性。目前火星環(huán)境模型并非精準的模型，為更準確地研究火星著陸器進入段制導(dǎo)理論，需要獲取大量精準有效的實驗數(shù)據(jù)，進一步完善火星環(huán)境模型；同時，可對火星突發(fā)環(huán)境因素產(chǎn)生作用于阻力和升力系數(shù)上的不確定，進行定性定量分析，未來的制導(dǎo)方案研究可通過對不確定性的本質(zhì)進行針對性地抑制和克服；

2)軌跡優(yōu)化方法的前沿研究。軌跡優(yōu)化的實時性目前仍無法完全滿足火星著陸器飛行階段需求，隨著火星著陸器精準和抗干擾能力要求提高，軌跡算法必須具有在線快速優(yōu)化能力。研究更為快速、精準、收斂域大且適用火星這種復(fù)雜環(huán)境的軌跡優(yōu)化算法是未來火星著陸器軌跡優(yōu)化算法的重要方向；

3)火星進入段大不確定影響下的制導(dǎo)方案研究。實際的火星著陸器制導(dǎo)過程中遇到的不僅僅只有小不確定性，往往會因為突發(fā)環(huán)境因素產(chǎn)生大不確定性導(dǎo)致升力和阻力系數(shù)大范圍浮動，可通過軌跡優(yōu)化的思想在線優(yōu)化標稱軌跡來初步抑制不確定性帶來的干擾，進而采用魯棒性和抗干擾能力更好的制導(dǎo)方案應(yīng)用于火星著陸器進入段制導(dǎo)過程中，例如人工智能在火星著陸器進入段制導(dǎo)過程的使用，通過機器學(xué)習(xí)的方式來適應(yīng)火星環(huán)境不確定性并采取相應(yīng)措施克服或者抑制該擾動；

4)火星進入段的軌跡重構(gòu)與故障容錯控制研究?；鹦侵懫髦茖?dǎo)過程中不僅會遇到不確定性的干擾影響，甚至可能產(chǎn)生執(zhí)行器或元部件的故障。因此在遇到故障情況時火星著陸器需要具有一定的軌跡重構(gòu)能力，根據(jù)故障發(fā)生時刻的狀態(tài)重新規(guī)劃后續(xù)飛行軌跡，所以快速精確的軌跡重構(gòu)算法也是火星著陸器制導(dǎo)需要研究的方向之一。同時需要快速準確的故障診斷方法和魯棒性好的容錯制導(dǎo)策略來克服故障對火星著陸器飛行的干擾；

5)火星著陸器控制制導(dǎo)一體化研究。以往的火星著陸器制導(dǎo)與控制大多均為相互獨立的兩個系統(tǒng)，并未考慮其耦合關(guān)系，不利于其狀態(tài)量和姿態(tài)角的協(xié)調(diào)控制。制導(dǎo)與控制一體化的同時進行火星著陸器的制導(dǎo)與控制，有利于火星著陸器協(xié)調(diào)控制和性能提升；

6)預(yù)測校正制導(dǎo)法與標稱軌跡制導(dǎo)法的結(jié)合研究。預(yù)測校正制導(dǎo)法目前并沒有系統(tǒng)性的約束限制，因此火星著陸器應(yīng)用預(yù)測校正制導(dǎo)法無法滿足部分約束條件。標稱軌跡制導(dǎo)法本身極易受外界環(huán)境干擾，導(dǎo)致存在較大航程偏差。將標稱軌跡制導(dǎo)法的優(yōu)勢和預(yù)測校正制導(dǎo)法的優(yōu)勢結(jié)合，設(shè)計合適的標稱軌跡并對軌跡點進行采樣，得到可描述標稱軌跡的部分飛行軌跡點，在相鄰兩個飛行軌跡點之間采用預(yù)測校正制導(dǎo)法進行制導(dǎo)，既能在一定程度上滿足火星著陸器的過程約束，也能得到預(yù)測校正制導(dǎo)法較好的制導(dǎo)精度。

我國目前仍缺少相關(guān)火星方面的研究數(shù)據(jù)，而2020年7月21日發(fā)射的載有“天問一號”火星探測器的長征五號遙四運載火箭也標志著我國首次獨立火星探測任務(wù)正式開啟[50]。本次我國的火星探測活動若能成功，由火星探測器帶回來的有效研究數(shù)據(jù)可供我們建立更為準確的火星環(huán)境模型。精準的環(huán)境模型非常有利于我國后續(xù)的火星制導(dǎo)方案研究和火星大氣環(huán)境中不確定性因素的定性定量分析，為提高火星著陸活動的制導(dǎo)魯棒性提供了研究基礎(chǔ)，從而降低火星大氣環(huán)境不確定性對火星著陸器的干擾影響，提高火星著陸器制導(dǎo)精度，為以后的火星著陸器的成功提高了可能性。