天問一號(hào)著陸巡視器進(jìn)入艙GNC系統(tǒng)設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)

趙 宇,袁 利,王曉磊,黃翔宇,2,劉旺旺,華寶成,李茂登,2,徐李佳,王云鵬,郝 策,李 濤，張 琳

(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(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100094)

0 引 言

天問一號(hào)火星探測(cè)器是我國(guó)首顆火星探測(cè)器，其目標(biāo)是實(shí)現(xiàn)火星“繞、落、巡”任務(wù)。探測(cè)器由環(huán)繞器和著陸巡視器組成，著陸巡視器由進(jìn)入艙和祝融號(hào)火星車組成，進(jìn)入艙由著陸平臺(tái)及包裹著陸平臺(tái)的背罩、防熱大底組成。2020年7月23日，天問一號(hào)火星探測(cè)器發(fā)射升空；2021年2月10日，探測(cè)器進(jìn)入環(huán)火軌道；2021年5月15日，著陸巡視器成功著陸于火星烏托邦平原南部預(yù)選著陸區(qū)；2021年5月22日，祝融號(hào)火星車順利駛離著陸平臺(tái)并開展火面巡視。這標(biāo)志著我國(guó)成為繼美國(guó)之后第二個(gè)成功著陸火星并順利開展工作的國(guó)家，也是唯一的首次火星探測(cè)即成功著陸的國(guó)家。

火星著陸過程是所有火星探測(cè)過程中最危險(xiǎn)的階段。據(jù)統(tǒng)計(jì)，到2021年底為止，人類共實(shí)施火星表面著陸任務(wù)19次，其中成功10次，成功率約52.0%。天問一號(hào)進(jìn)入艙負(fù)責(zé)實(shí)施火星著陸任務(wù)，進(jìn)入艙GNC系統(tǒng)負(fù)責(zé)著陸巡視器與環(huán)繞器分離后到著陸火星表面為止的探測(cè)器姿態(tài)及軌道控制，包括EDL前約3 h的大氣層外探測(cè)器姿態(tài)與軌道控制，以及約9 min的EDL過程的探測(cè)器控制。

天問一號(hào)的火星EDL過程從大氣進(jìn)入點(diǎn)(距離火星參考表面約125 km)開始，GNC系統(tǒng)控制進(jìn)入艙在9 min內(nèi)，將探測(cè)器速度從約4.8 km/s降為0 m/s，并確保探測(cè)器以正確的姿態(tài)著陸于地形安全區(qū)域。此外，在著陸過程中，GNC系統(tǒng)需控制進(jìn)入艙先后完成展配平翼、彈降落傘、拋大底、展著陸腿、拋背罩、開7500 N主發(fā)動(dòng)機(jī)等一系列不可逆的動(dòng)作。因此，制導(dǎo)、導(dǎo)航和控制(Guidance navigation and control,GNC)技術(shù)是實(shí)現(xiàn)火星EDL過程的關(guān)鍵技術(shù)。

與地球大氣再入及月球著陸過程相比，火星著陸對(duì)GNC系統(tǒng)提出如下要求：

1)EDL過程時(shí)間短(7～10 min)，地面測(cè)控時(shí)延大(天問一號(hào)著陸時(shí)器地單程傳輸時(shí)延約18 min)，地面無(wú)法實(shí)施干預(yù)，要求進(jìn)入艙GNC系統(tǒng)具有極高的自主性；

2)火星進(jìn)入過程的彈降落傘、拋大底等多次火工品起爆會(huì)產(chǎn)生較大的沖擊加速度；傘降過程中若降落傘發(fā)生喘振效應(yīng)，進(jìn)入艙會(huì)有大于400(°)/s的持續(xù)角速度。GNC系統(tǒng)需在這些大沖擊、高動(dòng)態(tài)的工況下正常工作，需具備較強(qiáng)的系統(tǒng)魯棒性；

3)火星地形復(fù)雜且無(wú)高精度地圖數(shù)據(jù)支持，著陸過程中著陸平臺(tái)不能與降落傘-背罩組合體發(fā)生碰撞，因此要求GNC系統(tǒng)具備在多約束條件下同時(shí)實(shí)現(xiàn)自主地形障礙識(shí)別與規(guī)避，以及著陸平臺(tái)對(duì)傘-背罩組合體規(guī)避的能力。

本文首先簡(jiǎn)要介紹了火星著陸巡視器進(jìn)入艙GNC系統(tǒng)的任務(wù)剖面設(shè)計(jì)、GNC系統(tǒng)架構(gòu)設(shè)計(jì)、產(chǎn)品設(shè)計(jì)，而后闡述了GNC系統(tǒng)根據(jù)火星EDL任務(wù)的自主性、魯棒性需求，在系統(tǒng)設(shè)計(jì)層面所開展的自主模式管理、自主供電管理、自主避障系統(tǒng)設(shè)計(jì)、自主觸地開關(guān)管理等特色設(shè)計(jì)；最后給出了系統(tǒng)地面試驗(yàn)驗(yàn)證情況及在軌飛行驗(yàn)證情況。進(jìn)入艙的導(dǎo)航制導(dǎo)與控制算法在文獻(xiàn)[1]中進(jìn)行了介紹，本文不再贅述。

1 任務(wù)剖面設(shè)計(jì)及在軌實(shí)現(xiàn)

天問一號(hào)火星探測(cè)器入軌后，經(jīng)202天的地火轉(zhuǎn)移到達(dá)火星；2021年2月10日實(shí)現(xiàn)火星捕獲，后經(jīng)多次軌道調(diào)整進(jìn)入火星停泊軌道；在火星停泊軌道進(jìn)行了著陸點(diǎn)預(yù)探測(cè)和軌道精調(diào)。進(jìn)入艙GNC系統(tǒng)在火星轉(zhuǎn)移軌道和停泊軌道上間斷加電，進(jìn)行系統(tǒng)自檢確認(rèn)單機(jī)產(chǎn)品的狀態(tài)，并進(jìn)行了一系列與星敏和慣性測(cè)量單元(IMU)有關(guān)的標(biāo)定，包括：通過星敏互標(biāo)修正星敏的安裝偏差；通過陀螺全系數(shù)標(biāo)定修正IMU的安裝矩陣,消除星敏和IMU之間的安裝誤差；通過加計(jì)零偏標(biāo)定估計(jì)加計(jì)的零位偏差。

進(jìn)入艙GNC系統(tǒng)于5月14日11點(diǎn)17分加電，開始進(jìn)行EDL前指令注入、敏感器狀態(tài)檢查以及系統(tǒng)狀態(tài)設(shè)置。5月15日1點(diǎn)16分，探測(cè)器實(shí)施降軌轉(zhuǎn)入火星大氣進(jìn)入軌道，進(jìn)入艙GNC系統(tǒng)在降軌機(jī)動(dòng)前10 min啟動(dòng)導(dǎo)航，根據(jù)注入的位置速度初值以及采集到的星敏和IMU測(cè)量數(shù)據(jù)，實(shí)時(shí)解算探測(cè)器的位置和姿態(tài)。4點(diǎn)19分，環(huán)繞器與著陸巡視器分離，進(jìn)入艙GNC系統(tǒng)啟動(dòng)姿態(tài)控制，探測(cè)器繼續(xù)沿大氣進(jìn)入軌道向火星大氣進(jìn)入點(diǎn)滑行。在火星大氣進(jìn)入前GNC系統(tǒng)將著陸巡視器調(diào)整為大氣進(jìn)入姿態(tài)，此時(shí)探測(cè)器攻角為進(jìn)入艙的配平攻角，約-11.6°。

5月15日7點(diǎn)08分54秒，著陸巡視器到達(dá)距離火星參考表面約125 km的大氣進(jìn)入點(diǎn)，此時(shí)進(jìn)入速度約4.8 km/s，開始EDL過程。天問一號(hào)火星EDL過程分為氣動(dòng)減速段、傘降減速段和動(dòng)力減速段,如圖1所示。

圖1 火星EDL段任務(wù)階段劃分示意圖

氣動(dòng)減速段細(xì)分為配平攻角和升力控制兩個(gè)階段。氣動(dòng)減速段初期火星高空大氣稀薄，可提供的升力小，進(jìn)入艙GNC主要采用三軸穩(wěn)定控制，保持進(jìn)入姿態(tài)；在阻力加速度大于1.96 m/s后，啟動(dòng)升力控制，一方面維持攻角在配平攻角附近，另一方面控制進(jìn)入艙的傾側(cè)角，實(shí)現(xiàn)進(jìn)入軌跡的控制，保證開傘時(shí)的高度、動(dòng)壓、馬赫數(shù)以及位置滿足要求。GNC系統(tǒng)在約2.8展開配平翼，通過氣動(dòng)調(diào)整攻角為0°，滿足降落傘開傘的需求。整個(gè)氣動(dòng)減速段持續(xù)281 s，其中的升力控制段持續(xù)210 s。

GNC系統(tǒng)在約1.8,距火星參考表面高度約11 km開降落傘，探測(cè)器轉(zhuǎn)入傘降段。開傘后約20 s，約0.53時(shí)拋大底、而后展著陸腿，微波類測(cè)距測(cè)速敏感器轉(zhuǎn)測(cè)量模式，測(cè)量著陸巡視器相對(duì)火星表面的高度和速度，GNC系統(tǒng)開始導(dǎo)航修正。GNC系統(tǒng)在拋大底前為角速率阻尼控制；拋大底后，俯仰和偏航通道采用速率阻尼控制，滾動(dòng)軸采用姿態(tài)和角速度控制，目標(biāo)姿態(tài)與當(dāng)?shù)靥炷蠔|坐標(biāo)系一致。傘降段持續(xù)約169 s后，著陸巡視器減速至約60 m/s，高度下降為距火星表面1.42 km，GNC系統(tǒng)拋除降落傘-背罩組合體，轉(zhuǎn)入動(dòng)力減速段。

動(dòng)力減速段GNC系統(tǒng)借鑒了嫦娥月球著陸器的動(dòng)力下降過程設(shè)計(jì)，分別為動(dòng)力規(guī)避、懸停成像、避障機(jī)動(dòng)、緩速下降和無(wú)控5個(gè)工作階段。拋背罩1 s后，GNC系統(tǒng)啟動(dòng)7500 N變推力發(fā)動(dòng)機(jī)，以最大推力進(jìn)行減速，并完成背罩規(guī)避和粗安全點(diǎn)選取及避障；當(dāng)高度下降至約100 m時(shí)，速度減為約0 m/s，著陸平臺(tái)懸停并利用成像類敏感器對(duì)落區(qū)地形進(jìn)行三維立體成像，檢測(cè)障礙并選擇安全著陸點(diǎn)；而后GNC系統(tǒng)控制著陸平臺(tái)規(guī)避地形障礙并下降到著陸點(diǎn)上方約20 m，此時(shí)相對(duì)火星表面垂向速度約1.5 m/s，水平速度接近零。在20 m以下，著陸平臺(tái)相對(duì)火星表面勻速下降，姿態(tài)垂直火星表面，直到關(guān)機(jī)策略生效關(guān)閉發(fā)動(dòng)機(jī)。動(dòng)力減速段共持續(xù)約90 s。天問一號(hào)著陸巡視器于7點(diǎn)17分54秒成功軟著陸，整個(gè)EDL過程歷時(shí)約540 s。

2 系統(tǒng)架構(gòu)設(shè)計(jì)

根據(jù)任務(wù)需求，進(jìn)入艙GNC系統(tǒng)產(chǎn)品配置如下。

敏感器：兩個(gè)星敏感器、兩套光纖IMU、一套微波測(cè)距測(cè)速敏感器、一個(gè)相控陣敏感器、一個(gè)光學(xué)避障敏感器、一個(gè)多功能避障敏感器，此外安裝在4個(gè)著陸緩沖足墊上的觸地開關(guān)為GNC提供關(guān)機(jī)信號(hào)，安裝在配平翼上的到位開關(guān)為GNC提供配平翼展開到位信號(hào)。

執(zhí)行機(jī)構(gòu)：包括推力器和火工品，配備1臺(tái)7500 N變推力發(fā)動(dòng)機(jī)用于軌道控制；配置了6臺(tái)25 N和20臺(tái)250 N推力器用于姿態(tài)控制，250 N推力器還用于著陸巡視器動(dòng)力減速段的水平位置和速度控制，其中6臺(tái)25 N和6臺(tái)250 N推力器用于大氣層外以及氣動(dòng)減速段的探測(cè)器姿態(tài)控制。火工品包括控制展配平翼、彈降落傘、拋大底、拋背罩、展著陸腿的火工品，可由GNC的控制器直接起爆，也可由數(shù)管計(jì)算機(jī)控制起爆。

控制器：進(jìn)入下降控制單元(EDCU)，包括三機(jī)熱備份的控制計(jì)算機(jī)板和兩機(jī)熱備份的圖像處理板以及外圍的輔助性板卡?？刂朴?jì)算機(jī)板采集并處理敏感器信息,進(jìn)行GNC算法運(yùn)算,向數(shù)管系統(tǒng)發(fā)送火工品控制指令，通過推進(jìn)線路盒控制7500 N變推力發(fā)動(dòng)機(jī)及各推力器工作。圖像處理板接收控制計(jì)算機(jī)板發(fā)送的在軌安全點(diǎn)選取信息，采集并處理光學(xué)避障敏感器和多功能避障敏感器的光學(xué)圖像數(shù)據(jù)與激光地形數(shù)據(jù)，計(jì)算安全著陸點(diǎn)信息,根據(jù)指令將安全點(diǎn)信息反饋給控制計(jì)算機(jī)板。此外, EDCU還是進(jìn)入艙GNC產(chǎn)品的供配電及遙測(cè)遙控管理中心。

GNC系統(tǒng)的配置及信息流如圖2所示?？梢钥闯觯到y(tǒng)的敏感器及控制器都為熱備份，系統(tǒng)配置具有很強(qiáng)的容錯(cuò)能力，可確保故障處理及狀態(tài)恢復(fù)的快速性。

圖2 GNC系統(tǒng)配置及信息流

進(jìn)入下降控制單元與多功能避障敏感器和光學(xué)避障敏感器組成圖像處理子系統(tǒng)，拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)如圖3所示，光學(xué)避障敏感器以及多功能避障敏感器的圖像數(shù)據(jù)可同時(shí)送給主備份圖像處理板，且通道完全獨(dú)立，主備份圖板獨(dú)立處理圖像數(shù)據(jù)，并可獨(dú)立向數(shù)管系統(tǒng)傳圖像數(shù)據(jù)。

圖3 圖像處理子系統(tǒng)信息流圖

3 產(chǎn)品設(shè)計(jì)

星敏感器用于在大氣層外測(cè)量著陸巡視器的慣性姿態(tài)，采用了北京控制工程研究所的貨架產(chǎn)品。產(chǎn)品采用了基于APS成像器件和現(xiàn)場(chǎng)可編程門陣列(FPGA)+精簡(jiǎn)指令集(RISC)電路形式的設(shè)計(jì),采用“框架組合環(huán)繞式”的結(jié)構(gòu)形式,實(shí)現(xiàn)了光軸優(yōu)于5″(3)，橫軸優(yōu)于30″(3)的測(cè)量精度，產(chǎn)品質(zhì)量1 kg，數(shù)據(jù)更新率10 Hz，雜光抑制角半角35°。

IMU用于測(cè)量著陸巡視器在慣性空間中的角速度和加速度。每個(gè)IMU包括3個(gè)光纖陀螺和3個(gè)石英撓性加速度計(jì)，各陀螺的測(cè)量軸空間正交，加速度計(jì)測(cè)量軸與陀螺測(cè)量軸平行。IMU的陀螺量程大于400(°)/s，短時(shí)零偏穩(wěn)定性優(yōu)于0.2(°)/h；加速度計(jì)量程大于21(=9.8 m/s)，短時(shí)零偏穩(wěn)定性優(yōu)于1×10(3),產(chǎn)品總質(zhì)量4.5 kg。

微波測(cè)距測(cè)速敏感器在傘降段及動(dòng)力下降段為GNC系統(tǒng)提供沿波束方向探測(cè)器相對(duì)火星表面的距離與速度信息，產(chǎn)品工作在Ka頻段,具有4個(gè)獨(dú)立的測(cè)距測(cè)速波束，信號(hào)處理電路部分熱備份。敏感器采用了線性調(diào)頻連續(xù)波進(jìn)行測(cè)距與測(cè)速，測(cè)量波束在進(jìn)入艙機(jī)械系的指向如圖4所示，敏感器總重17.5 kg。產(chǎn)品最大作用距離16 km，最小作用距離5 m。測(cè)量精度指標(biāo)見表1、表2。

表1 測(cè)距精度指標(biāo)

表2 測(cè)速精度指標(biāo)

圖4 微波測(cè)距測(cè)速敏感器的測(cè)量波束指向示意圖

相控陣敏感器實(shí)現(xiàn)的功能和微波測(cè)距測(cè)速敏感器相近，可對(duì)微波測(cè)距測(cè)速敏感器形成備份。相控陣敏感器采用Ku波段，線性調(diào)頻中斷連續(xù)波測(cè)距，偽碼調(diào)制連續(xù)波測(cè)速。天線有256個(gè)發(fā)射/接收(T/R)組件構(gòu)成，T/R組件通過天線和電路一體化設(shè)計(jì)實(shí)現(xiàn)模塊的輕小型化。敏感器固定測(cè)量9個(gè)指向的測(cè)距測(cè)速信息，但EDCU每次指定4個(gè)波束指向，產(chǎn)品反饋這4個(gè)指向的測(cè)量信息。敏感器波束在進(jìn)入艙機(jī)械系的指向如圖5所示。產(chǎn)品測(cè)量性能指標(biāo)與微波測(cè)距測(cè)速敏感器一致，質(zhì)量8.7 kg。

圖5 相控陣敏感器測(cè)距測(cè)速收發(fā)天線指向示意圖

光學(xué)避障敏感器在傘降段和動(dòng)力下降段對(duì)火星表面成像，圖像用于著陸安全區(qū)選取。敏感器產(chǎn)品采用APS成像器件，工作在500～800 nm的可見光頻段, 30°×30°的方形視場(chǎng)，分辨率2048×2048像素。敏感器根據(jù)EDCU指令工作，圖像在EDCU的圖像處理板中處理,質(zhì)量0.6 kg。

多功能避障敏感器在傘降段和動(dòng)力下降段對(duì)火星表面光學(xué)成像，在懸停段進(jìn)行火星表面激光三維成像。多功能避障敏感器包括光學(xué)成像模塊和激光成像模塊。光學(xué)處理模塊的性能指標(biāo)與光學(xué)成像敏感器一致。激光成像模塊發(fā)射1064 nm的高重頻激光,通過微機(jī)電系統(tǒng)(MEMS)擺鏡形成對(duì)火星表面的二維掃描，經(jīng)地表反射的光線被光學(xué)系統(tǒng)接收后，為雪崩光電二極管(Avalanche photon diode,APD)捕獲，形成回波信號(hào)，經(jīng)電路處理最終形成視場(chǎng)范圍內(nèi)的三維地形圖像。激光成像模塊為30°×30°的圓形視場(chǎng),全視場(chǎng)掃描時(shí)間小于500 ms。平面分辨率優(yōu)于0.2 m×0.2 m(100 m高度),斜距測(cè)量精度優(yōu)于0.15 m(3)。產(chǎn)品在距火星表面80～120 m高工作，質(zhì)量6 kg。

EDCU為GNC系統(tǒng)的控制器，包括控制計(jì)算機(jī)模塊和圖像處理模塊。其中控制計(jì)算機(jī)模塊采用可擴(kuò)展處理器架構(gòu)(SPARC)的32位處理器，具有錯(cuò)誤檢測(cè)與糾正(EDAC)功能，主頻10 MHz，配置了2 Mbyte的RAM存儲(chǔ)器?？刂朴?jì)算機(jī)模塊采用三機(jī)熱備份結(jié)構(gòu)，三機(jī)同步運(yùn)行，通過三機(jī)間數(shù)據(jù)交換比對(duì)找出錯(cuò)誤計(jì)算機(jī)，無(wú)縫切除故障計(jì)算機(jī)。圖像處理模塊采用北京控制工程研究所的32位處理器SOC2008，具有EDAC功能，配置32MB的RAM存儲(chǔ)器，兩機(jī)熱備份，兩機(jī)同步運(yùn)行，EDCU的控制計(jì)算機(jī)模塊對(duì)兩機(jī)的運(yùn)行狀態(tài)進(jìn)行監(jiān)視，完成故障圖像板的診斷和隔離。

圖6 導(dǎo)航敏感器使用情況示意圖

4 針對(duì)火星任務(wù)的特色設(shè)計(jì)

火星EDL過程中的大測(cè)控時(shí)延、多次火工品起爆的大沖擊是區(qū)別于其它型號(hào)的特點(diǎn)。此外進(jìn)入艙作為短期工作設(shè)備，供電和熱控系統(tǒng)對(duì)GNC系統(tǒng)產(chǎn)品功率及加斷電時(shí)間有較嚴(yán)格的約束。為此GNC分系統(tǒng)開展了特色性設(shè)計(jì)，內(nèi)容包括自主模式管理、在軌自主供電管理、在軌自主避障功能設(shè)計(jì)和觸地開關(guān)狀態(tài)自主管理。

4.1 自主模式管理

根據(jù)著陸巡視器的飛行過程和飛行任務(wù)，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(jìn)入準(zhǔn)備模式、攻角配平模式、升力控制模式、傘降控制模式、動(dòng)力避障模式、懸停成像模式、避障機(jī)動(dòng)模式、緩速下降模式和無(wú)控模式。

巡航工作模式為GNC系統(tǒng)上電后的初始工作模式，該模式下完成敏感器的狀態(tài)檢查以及各種標(biāo)定，在環(huán)繞器降軌前，根據(jù)地面指令轉(zhuǎn)分離滑行模式；分離滑行模式下完成EDL前的狀態(tài)設(shè)置，啟動(dòng)導(dǎo)航外推，與環(huán)繞器分離后進(jìn)行姿態(tài)控制，分離滑行模式按時(shí)間轉(zhuǎn)著陸準(zhǔn)備模式；著陸準(zhǔn)備模式下，探測(cè)器建立大氣進(jìn)入姿態(tài)，按時(shí)間轉(zhuǎn)攻角配平模式，開始火星EDL過程；攻角配平模式下著陸巡視器維持著陸巡視器大氣進(jìn)入姿態(tài)，直到敏感到的阻力加速度大于閾值,轉(zhuǎn)升力控制模式；升力控制模式下著陸巡視器進(jìn)行升力控制，當(dāng)探測(cè)器馬赫數(shù)滿足閾值或軸向速度增量累計(jì)滿足閾值時(shí)，轉(zhuǎn)傘降模式；在傘降模式下進(jìn)行著陸巡視器角速度阻尼，引入微波類測(cè)距測(cè)速敏感器進(jìn)行慣導(dǎo)修正，綜合探測(cè)器高度和下落速度拋除傘-背罩組合體，轉(zhuǎn)動(dòng)力避障模式；動(dòng)力避障模式下用發(fā)動(dòng)機(jī)減速并規(guī)避背罩及粗避障，當(dāng)高度和垂向速度滿足閾值時(shí)，轉(zhuǎn)懸停成像模式；在懸停成像模式下著陸巡視器尋找落區(qū)精安全點(diǎn)，當(dāng)找到安全點(diǎn)或達(dá)到模式維持時(shí)間上限后，轉(zhuǎn)避障機(jī)動(dòng)模式；避障機(jī)動(dòng)模式下著陸巡視器向落區(qū)安全點(diǎn)機(jī)動(dòng)，當(dāng)達(dá)到預(yù)設(shè)高度時(shí)，轉(zhuǎn)緩速下降模式；在緩速下降模式下，著陸巡視器平穩(wěn)下降，直至觸地信號(hào)有效，滿足關(guān)機(jī)條件關(guān)閉發(fā)動(dòng)機(jī)，轉(zhuǎn)無(wú)控模式，系統(tǒng)任務(wù)結(jié)束。除巡航模式和分離滑行模式外，其余模式都是自主依靠判據(jù)轉(zhuǎn)入轉(zhuǎn)出。由于EDL過程不可逆，系統(tǒng)不設(shè)專門的故障工作模式。

4.2 在軌自主供電管理

受整器電源及熱控能力的約束，艙GNC系統(tǒng)用于著陸的微波測(cè)距測(cè)速敏感器、相控陣敏感器、多功能避障敏感器等需在EDL過程中自主加電，著陸后自主斷電；另一方面，EDL過程中的各火工品起爆沖擊達(dá)到1900以上，存在改變產(chǎn)品內(nèi)部繼電器觸點(diǎn)狀態(tài)，導(dǎo)致產(chǎn)品異常加斷電的可能；為此系統(tǒng)在EDL過程中自主管理敏感器的加斷電。

GNC系統(tǒng)根據(jù)EDL過程對(duì)各敏感器測(cè)量數(shù)據(jù)的需求以及敏感器加電預(yù)熱準(zhǔn)備時(shí)間，確定敏感器的最晚加電時(shí)間，根據(jù)整器電源及熱控要求確定敏感器的最早加電時(shí)間，其間選擇合適的探測(cè)器關(guān)鍵動(dòng)作點(diǎn)作為敏感器自主加斷電的觸發(fā)條件。此外，在EDL段各次火工品動(dòng)作時(shí)，系統(tǒng)持續(xù)對(duì)控制產(chǎn)品加斷電的繼電器發(fā)送維持當(dāng)前狀態(tài)的控制信號(hào)，使繼電器內(nèi)部控制線圈持續(xù)產(chǎn)生電磁力以吸合觸點(diǎn)，保持當(dāng)前狀態(tài)，提高繼電器抗沖擊的能力。

4.3 自主避障功能

天問一號(hào)著陸巡視器繼承了嫦娥系列月球著陸器的動(dòng)力下降接力避障架構(gòu)設(shè)計(jì)，先在約1 km高空利用落區(qū)光學(xué)平面圖進(jìn)行粗安全點(diǎn)選擇，再在100 m低空利用落區(qū)三維地形圖進(jìn)行精安全點(diǎn)選擇，光學(xué)粗避障算法和三維地形精避障算法基本繼承嫦娥系列月球著陸器，此外根據(jù)探測(cè)器任務(wù)特點(diǎn)進(jìn)行了光學(xué)雙目與激光三維成像異構(gòu)備份、背罩規(guī)避和粗避障安全著陸區(qū)的一體化確定和光學(xué)雙目避障算法等火星任務(wù)特色設(shè)計(jì)，下面詳細(xì)闡述。

在敏感器配置上，通過光學(xué)避障敏感器和多功能避障敏感器的相互配合，實(shí)現(xiàn)了成像功能的完全備份。在整器安裝上，多功能避障敏感器與光學(xué)避障敏感器的光軸指向平行，并拉開一定的間距，形成雙目基線。粗安全點(diǎn)選擇時(shí)，光學(xué)避障敏感器和多功能避障敏感器光學(xué)模塊互為備份；精安全點(diǎn)選擇時(shí)，光學(xué)避障敏感器和多功能避障敏感器光學(xué)模塊構(gòu)成光學(xué)雙目立體相機(jī)，完成落區(qū)的光學(xué)雙目立體成像，與多功能避障敏感器的激光三維成像模塊形成功能上的異構(gòu)備份,如圖7所示。

圖7 成像類敏感器組合使用方案

在系統(tǒng)能力上，增加了著陸全程成像功能。從傘降段拋大底后，EDCU以固定時(shí)間間隔控制兩個(gè)光學(xué)相機(jī)同步拍圖，將圖像傳輸給數(shù)管保存，直至探測(cè)器落火，期間EDCU根據(jù)圖像的灰度，實(shí)時(shí)調(diào)整相機(jī)的曝光時(shí)間。

著陸巡視器動(dòng)力減速過程中，為避免著陸平臺(tái)和傘-背罩組合相撞，GNC系統(tǒng)提出了背罩規(guī)避和粗避障安全著陸區(qū)的一體化確定策略。即拋除傘-背罩組合體后，著陸巡視器的水平速度小于閾值時(shí)，著陸巡視器向傘降段末期軌跡的軌道平面外機(jī)動(dòng)，機(jī)動(dòng)目標(biāo)為基于敏感器所拍光學(xué)圖像尋找的安全著陸區(qū)；若速度大于閾值，則不執(zhí)行背罩規(guī)避機(jī)動(dòng)，待進(jìn)入艙到達(dá)預(yù)定高度范圍(高度800～850 m)后光學(xué)相機(jī)完成粗避障成像，而后依圖選擇安全落點(diǎn)并完成避障機(jī)動(dòng)。

在時(shí)序設(shè)計(jì)上，在粗安全點(diǎn)選擇時(shí)，由控制計(jì)算機(jī)模塊向圖像板主備份發(fā)送光學(xué)相機(jī)成像指令，圖像板控制光學(xué)避障敏感器和多功能避障敏感器光學(xué)模塊同時(shí)曝光成像，并接收兩臺(tái)敏感器的圖像。為了達(dá)到異構(gòu)備份的目的，主份圖像處理板處理多功能避障敏感器的光學(xué)圖像數(shù)據(jù)，備份圖像處理板處理光學(xué)避障敏感器的光學(xué)圖像數(shù)據(jù)。EDCU的控制計(jì)算機(jī)板獲取兩個(gè)圖像板的計(jì)算結(jié)果，優(yōu)先使用主份圖像處理板的計(jì)算結(jié)果，故障時(shí)使用備份圖像處理板的計(jì)算結(jié)果。

100 m懸停時(shí)，由控制計(jì)算機(jī)模塊向圖像板主備份發(fā)送精避障成像指令，精避障最多串行進(jìn)行三次圖像處理，前兩次使用多功能避障敏感器所拍攝的落區(qū)激光三維地形數(shù)據(jù)，最后一次使用光學(xué)雙目立體相機(jī)所拍攝的落區(qū)光學(xué)立體地形數(shù)據(jù)，任意一次圖像處理獲得安全點(diǎn)則向控制計(jì)算機(jī)板返回解算結(jié)果，并取消后續(xù)成像操作。精避障時(shí)兩份圖板處理板獲得的成像數(shù)據(jù)完全一致，并都向數(shù)管發(fā)送三維地形數(shù)據(jù)，達(dá)到了精避障所用數(shù)據(jù)冗余處理及存儲(chǔ)的目的。

自主避障系統(tǒng)首次實(shí)現(xiàn)了地外天體軟著陸實(shí)時(shí)雙目視覺成像及安全點(diǎn)選取功能。為了實(shí)現(xiàn)雙目計(jì)算的實(shí)時(shí)性，系統(tǒng)對(duì)雙目成像算法中重復(fù)性強(qiáng)的部分進(jìn)行了FPGA硬件化。整個(gè)雙目視覺系統(tǒng)從采集圖像到安全點(diǎn)計(jì)算完成用時(shí)約2 s，滿足系統(tǒng)實(shí)時(shí)使用的需求。

4.4 觸地開關(guān)狀態(tài)自主管理

著陸巡視器接觸火星表面后,GNC系統(tǒng)需盡快關(guān)閉推力器，否則著陸巡視器有傾覆的危險(xiǎn)。為直接判斷觸地狀態(tài)，GNC系統(tǒng)配置了4個(gè)觸地關(guān)機(jī)敏感器，分別安裝在著陸巡視器四條著陸腿的足墊上。敏感器為觸點(diǎn)開關(guān)型，提供0/1型的觸點(diǎn)通斷信號(hào)。著陸過程的火工品起爆、彈開傘等力學(xué)環(huán)境可能會(huì)導(dǎo)致觸地敏感器開關(guān)觸點(diǎn)誤通斷。1999年美國(guó)極地著陸器在火星EDL過程中失聯(lián)，事后分析最大的可能性是機(jī)構(gòu)動(dòng)作時(shí)的沖擊誤觸發(fā)了觸地開關(guān)，控制計(jì)算機(jī)依判據(jù)過早關(guān)閉了發(fā)動(dòng)機(jī)，探測(cè)器墜毀。汲取經(jīng)驗(yàn)教訓(xùn)，天問一號(hào)進(jìn)入艙GNC系統(tǒng)設(shè)計(jì)了一套觸地開關(guān)狀態(tài)自主管理策略：

1)進(jìn)入下降控制單元中的FPGA實(shí)時(shí)采集觸地關(guān)機(jī)敏感器的開關(guān)狀態(tài)并進(jìn)行濾波，若濾波后為觸地狀態(tài)，則FPGA輸出保持該狀態(tài)。

2)軟件在所有火工品動(dòng)作執(zhí)行完畢后，將FPGA輸出的四路觸地開關(guān)狀態(tài)置為未觸地狀態(tài)，而后從動(dòng)力規(guī)避模式開始到避障模式結(jié)束進(jìn)行FPGA輸出的四路觸地開關(guān)狀態(tài)診斷，若此時(shí)軟件采集到某一路觸地開關(guān)為觸地狀態(tài)，則認(rèn)為該路敏感器開關(guān)故障，后續(xù)不參與系統(tǒng)觸地關(guān)機(jī)邏輯判斷；

3)緩速下降模式不進(jìn)行觸地開關(guān)故障診斷，GNC系統(tǒng)采用了時(shí)間+觸地開關(guān)+加速度的多重策略判斷著陸，詳見文獻(xiàn)[8]。

5 系統(tǒng)試驗(yàn)驗(yàn)證

在研制過程中，針對(duì)新研單機(jī)和新研算法系統(tǒng)開展了一系列的專項(xiàng)驗(yàn)證試驗(yàn)，以下簡(jiǎn)單闡述。

針對(duì)新研的大量程輕小型化IMU及系統(tǒng)大動(dòng)態(tài)導(dǎo)航算法，開展了火箭彈試驗(yàn)、彈開傘動(dòng)載試驗(yàn)、系統(tǒng)動(dòng)態(tài)導(dǎo)航試驗(yàn)，驗(yàn)證了模擬火星EDL的高動(dòng)態(tài)、大沖擊工況下的產(chǎn)品工作性能及系統(tǒng)導(dǎo)航性能，文獻(xiàn)[9]詳述。

開展了系統(tǒng)級(jí)掛飛試驗(yàn)，將IMU、相控陣敏感器、多功能避障敏感器、光學(xué)避障敏感器及進(jìn)入下降控制單元裝上直升機(jī)，飛機(jī)以不同的姿態(tài)、高度和速度在預(yù)選的地形地貌上空飛行，對(duì)多功能避障敏感器的激光三維成像功能、光學(xué)雙目避障算法，基于雷達(dá)測(cè)速及IMU測(cè)量結(jié)果在線恢復(fù)慣導(dǎo)基準(zhǔn)的算法開展試驗(yàn)驗(yàn)證,圖8所示是分系統(tǒng)直升機(jī)掛飛試驗(yàn)圖。

圖8 系統(tǒng)直升機(jī)掛飛試驗(yàn)

同嫦娥三號(hào)著陸器類似，天問一號(hào)著陸巡視器也開展了懸停避障試驗(yàn)。對(duì)探測(cè)器懸停到觸地過程的GNC系統(tǒng)的控制能力及工作程序、敏感器的工作性能、GNC系統(tǒng)與推進(jìn)系統(tǒng)的配合能力、系統(tǒng)觸地關(guān)機(jī)策略等進(jìn)行了驗(yàn)證。文獻(xiàn)[11]對(duì)試驗(yàn)情況進(jìn)行了詳細(xì)的說明。

6 在軌飛行情況

在火星EDL過程中進(jìn)入艙GNC系統(tǒng)按預(yù)期完成了各項(xiàng)操作，敏感器工作正常，系統(tǒng)工作正常。著陸巡視器平穩(wěn)著陸火星表面，在軌選擇的著陸區(qū)安全。

圖9是以開傘點(diǎn)的星下點(diǎn)為原點(diǎn)，建立天南東系下的探測(cè)器EDL全程運(yùn)動(dòng)曲線?？梢娭骱匠淌窃诠ソ桥淦蕉魏蜕刂贫蜗峦瓿傻模谏刂贫蜗?，可以明顯看到升力控制傾側(cè)角調(diào)整產(chǎn)生的對(duì)橫向位移的控制。傘降段和動(dòng)力減速段航程改變不大。

圖9 天南東系下的著陸巡視器EDL過程運(yùn)動(dòng)軌跡

圖10所示是傘降段飛行軌跡，圖中拋大底點(diǎn)的軌跡跳變是由于解算高度時(shí)火星半徑由火星橢球半徑調(diào)整為落區(qū)當(dāng)?shù)匕霃剿鶎?dǎo)致。傘降段著陸巡視器向南飄約6 km，測(cè)距信息的引入并沒有造成導(dǎo)航高度的突變，這也說明EDL前期的慣性導(dǎo)航精度較好。

圖10 傘降段飛行軌跡

圖11所示是傘降段的本體系縱軸速度和加速度曲線，橫軸為相對(duì)大氣進(jìn)入點(diǎn)的時(shí)刻。GNC分系統(tǒng)敏感器測(cè)得的開傘最大加速度約6，拋大底的沖擊導(dǎo)致縱向加速度有尖峰。開傘后約40 s，傘所提供的縱向加速度基本穩(wěn)定在3.9 m/s附近，未看到降落傘的喘振效應(yīng)，降落傘的減速效果好，最終穩(wěn)降速度約58 m/s。

圖11 本體系縱軸速度和加速度曲線

圖12所示是動(dòng)力減速段著陸巡視器在開傘點(diǎn)天東南坐標(biāo)下的三維空間運(yùn)動(dòng)軌跡。系統(tǒng)在約1330 m高光學(xué)敏感器成像，解算背罩規(guī)避方向及安全點(diǎn)位置。從圖中可以看出動(dòng)力規(guī)避段做背罩規(guī)避機(jī)動(dòng)，探測(cè)器向北偏東機(jī)動(dòng)約285 m。

圖12 動(dòng)力減速段三維運(yùn)動(dòng)軌跡

圖13所示是多功能避障敏感器的激光三維模塊拍的落區(qū)地形圖，可看出落區(qū)較平坦。圖14所示是著陸后火星車所拍背罩方向的著陸區(qū)光學(xué)圖像，兩圖黑色橢圓區(qū)域?yàn)閷?duì)應(yīng)的崎嶇區(qū)域。

圖13 激光三維地形圖

圖14 落區(qū)光學(xué)圖

根據(jù)著陸后的各方數(shù)據(jù)，天問一號(hào)著陸巡視器最終實(shí)際落點(diǎn)為火星(109.926°E，25.066°N)，GNC分系統(tǒng)在軌導(dǎo)航落點(diǎn)為火星(109.908°E，25.083°N)。導(dǎo)航落點(diǎn)距實(shí)際落點(diǎn)差約1.37 km，實(shí)際落點(diǎn)距理論落點(diǎn)約3.11 km,著陸精度達(dá)到世界先進(jìn)水平。

著陸器最終觸地時(shí)垂直速度為1.547 m/s，水平速度0.156 m/s，觸地時(shí)著陸巡器縱軸與重力方向夾角0.0042°，三軸角速度小于0.34(°)/s。著陸姿態(tài)平穩(wěn)。

7 結(jié) 論

著陸巡視器進(jìn)入艙GNC系統(tǒng)是天問一號(hào)火星探測(cè)器重要系統(tǒng)之一，面對(duì)火星EDL任務(wù)特點(diǎn)，系統(tǒng)開展了自主性、魯棒性及輕小型化等設(shè)計(jì)。根據(jù)實(shí)際飛行數(shù)據(jù)分析以及著陸后祝融號(hào)火星車和環(huán)繞器拍攝的圖像顯示，我國(guó)首次火星著陸任務(wù)堪稱完美，GNC系統(tǒng)工作正常。天問一號(hào)火星成功著陸，為我國(guó)火星采樣返回、小行星探測(cè)等后續(xù)深空任務(wù)打下良好的基礎(chǔ)。