董捷

(北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京 100094)

國(guó)外探測(cè)器接近至著陸小天體的飛行策略研究

董捷

(北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京 100094)

調(diào)研了3項(xiàng)國(guó)外典型的小天體著陸探測(cè)任務(wù)，包括近地小行星交會(huì)(探測(cè))任務(wù)(NEAR)、羅塞塔號(hào)探測(cè)任務(wù)和隼鳥(niǎo)號(hào)探測(cè)任務(wù)，歸納總結(jié)了各任務(wù)中自接近至著陸小天體過(guò)程的設(shè)計(jì)特點(diǎn)，提出了小天體接近至著陸飛行策略：首先采用逐漸降低高度的接近軌道，開(kāi)展引力場(chǎng)、外形參數(shù)初步測(cè)量；著陸前根據(jù)探測(cè)目標(biāo)小天體質(zhì)量大小設(shè)計(jì)特定的環(huán)繞或停泊軌道，在滿足軌道穩(wěn)定性、能源約束條件下，完成小天體的詳細(xì)觀測(cè)并選定著陸區(qū)，最終進(jìn)入著陸初始軌道條件；著陸過(guò)程根據(jù)探測(cè)目標(biāo)質(zhì)量與體積、系統(tǒng)質(zhì)量資源約束采用自由落體或自主軌道控制完成著陸。文章的研究結(jié)果可為后續(xù)我國(guó)小天體著陸探測(cè)任務(wù)提供借鑒。

小天體；探測(cè)器；環(huán)繞；停泊；著陸；自主軌道控制

1 引言

當(dāng)前小天體(小行星、彗星)探測(cè)正逐漸成為國(guó)際深空探測(cè)的熱點(diǎn)，根據(jù)目前已實(shí)施或計(jì)劃實(shí)施的小天體任務(wù)設(shè)計(jì)情況來(lái)看，研究太陽(yáng)系形成與演化、搜集地球安全防御信息、尋找稀有資源是各個(gè)任務(wù)的重要驅(qū)動(dòng)力。到目前為止國(guó)外共發(fā)射了20顆與小天體相關(guān)的探測(cè)器，包括掠飛、繞飛、著陸、取樣返回等多種探測(cè)方式。由于大部分小天體具有體積小、質(zhì)量小、形狀不規(guī)則、運(yùn)動(dòng)狀態(tài)復(fù)雜等特點(diǎn)，只依靠地面觀測(cè)了解的小天體信息非常有限。為了獲得盡可能多的第一手探測(cè)數(shù)據(jù)，著陸探測(cè)是較為有效的方式。根據(jù)對(duì)有關(guān)國(guó)家小天體探測(cè)任務(wù)的調(diào)研來(lái)看，國(guó)外成功實(shí)施小天體著陸的任務(wù)僅有三次，其風(fēng)險(xiǎn)最大的環(huán)節(jié)是探測(cè)器近距離接近至著陸小天體的過(guò)程，需要針對(duì)性地設(shè)計(jì)飛行策略。

本文首先對(duì)國(guó)外小天體著陸探測(cè)中較為典型的三次任務(wù)進(jìn)行分析，包括NASA的近地小行星交會(huì)(探測(cè))任務(wù)(NEAR)、ESA的羅塞塔號(hào)(Rosetta)和日本的隼鳥(niǎo)號(hào)(Hayabusa)任務(wù)，梳理了其飛行策略的主要特點(diǎn)。其中NEAR探測(cè)器完成了簡(jiǎn)單的著陸任務(wù)，羅塞塔號(hào)實(shí)現(xiàn)了較為長(zhǎng)期的表面駐留，而隼鳥(niǎo)號(hào)則采用了“touch and go”的短期接觸及采樣方式。其接近至著陸策略從NEAR簡(jiǎn)單的開(kāi)環(huán)控制逐漸發(fā)展到了隼鳥(niǎo)號(hào)的自主閉環(huán)導(dǎo)航制導(dǎo)與控制。由于這三次任務(wù)的探測(cè)天體物理特征不同，其環(huán)繞及著陸策略又存在一定差異。最后按接近、環(huán)繞(或停泊)及著陸3個(gè)階段提出了小天體著陸探測(cè)飛行策略中須重點(diǎn)關(guān)注的主要問(wèn)題及設(shè)計(jì)方法。

2 國(guó)外典型任務(wù)

2.1 探測(cè)目標(biāo)

NASA的NEAR、ESA的羅塞塔和日本的隼鳥(niǎo)號(hào)探測(cè)目標(biāo)分別為愛(ài)神(Eros)小行星、邱留莫夫-格拉希緬科彗星和糸川(Itokawa)小行星。其中NEAR任務(wù)還對(duì)主帶小行星Mathilde進(jìn)行了飛掠探測(cè)。3個(gè)著陸目標(biāo)天體的主要參數(shù)見(jiàn)表1。

表1 3個(gè)小天體主要參數(shù)Table 1 Key paremeters of the three small celestial bodies

3個(gè)小天體的質(zhì)量、外形尺寸依次減小。特別是由于糸川小行星引力小，逃逸速度過(guò)低，軌道預(yù)報(bào)誤差和變軌誤差本身就將超出逃逸速度，探測(cè)器較難保持在環(huán)繞軌道飛行。

2.2 接近至著陸策略

2.2.1 NEAR

美國(guó)NEAR探測(cè)器完成了對(duì)愛(ài)神(Eros)小行星的接近、環(huán)繞及著陸任務(wù)，首次嘗試了環(huán)繞小行星過(guò)程中開(kāi)展成像等一系列探測(cè)活動(dòng)，除初步獲取了小行星的重要物理參數(shù)外，還為后續(xù)的著陸試驗(yàn)提供了參考。

(1)接近段：初始設(shè)計(jì)了5個(gè)階段完成對(duì)Eros的環(huán)繞(見(jiàn)圖1)，以逐漸降低相對(duì)高度，完成必要參數(shù)測(cè)量。由于第一次制動(dòng)星上未正常執(zhí)行，地面修改了后續(xù)任務(wù)序列，捕獲前獲取了部分低分辨率圖像(400 m/像素)，開(kāi)展了質(zhì)量、體積等主要參數(shù)估計(jì)[1]。

圖1 接近機(jī)動(dòng)序列Fig.1 Timeline for NEAR’s approaching maneuver sequence

(2)環(huán)繞段：1999年3月1日，NEAR通過(guò)一次深空機(jī)動(dòng)(速度增量932 m/s)，實(shí)現(xiàn)跟隨Eros小行星運(yùn)動(dòng)。2000年，NEAR探測(cè)器經(jīng)歷了一系列修正后成功實(shí)現(xiàn)對(duì)Eros環(huán)繞，進(jìn)入324 km/367 km繞飛軌道，后續(xù)逐漸降低軌道高度開(kāi)展科學(xué)探測(cè)(見(jiàn)圖2)。為了降低Eros攝動(dòng)和太陽(yáng)光壓對(duì)軌道的影響，探測(cè)器處于赤道附近圓軌道，以軌道半徑35 km進(jìn)行近距離觀測(cè)。在該軌道上工作約90 d。NEAR在達(dá)到較低高度時(shí)采用與小行星自轉(zhuǎn)方向相反的逆行軌道，使軌道更為穩(wěn)定。

在環(huán)繞期間，由于對(duì)日定向、對(duì)地定向、對(duì)小行星表面探測(cè)三方面約束，需要定期進(jìn)行軌道維持，控制軌道法線指向。在距離Eros中心35 km軌道上繞飛時(shí)，利用光學(xué)成像敏感器和激光高度角獲取了Eros的光學(xué)和三維影像數(shù)據(jù)，精確確定了Eros尺寸、形狀、自轉(zhuǎn)軸指向和轉(zhuǎn)速等信息，重力場(chǎng)信息利用軌道測(cè)量數(shù)據(jù)反演得到。

(3)著陸段：在完成預(yù)定科學(xué)目標(biāo)后，通過(guò)開(kāi)環(huán)減速制動(dòng)進(jìn)行了表面著陸試驗(yàn)。文獻(xiàn)[2-3]對(duì)該過(guò)程進(jìn)行了介紹。從距小行星5 km高度開(kāi)始，在4.5 h下降過(guò)程中按設(shè)定時(shí)間進(jìn)行了4次制動(dòng)(見(jiàn)圖3)；其中第2次機(jī)動(dòng)延長(zhǎng)了2 km以下飛行時(shí)間(增加20 min)，最終探測(cè)器以徑向1.3 m/s，側(cè)向0.3 m/s的速度著陸，在表面工作14 d。著陸點(diǎn)的選擇是使下降軌跡能獲得的低空表面圖像數(shù)最多，能在下降過(guò)程中保持連續(xù)指向地球，同時(shí)星上相機(jī)能始終對(duì)準(zhǔn)Eros表面。整個(gè)著陸過(guò)程在制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制(GNC)分系統(tǒng)的控制下使姿態(tài)始終保持慣性定向直至著陸。

圖2 NEAR繞飛Eros運(yùn)行軌道(從太陽(yáng)方向看Eros)Fig.2 Orbit around Eros of NEAR (from the Sun direction)

圖3 NEAR著陸至Eros示意圖Fig.3 Schematic diagram of NEAR landing on Eros

2.2.2 羅塞塔號(hào)探測(cè)器

羅塞塔號(hào)探測(cè)器的探測(cè)目標(biāo)是邱留莫夫-格拉希緬科彗星(67P/Churyumov-Gerasimenko)。它由軌道器和著陸器(“菲萊”)兩部分組成。羅塞塔號(hào)軌道器采用了傳統(tǒng)的雙組元推進(jìn)系統(tǒng)，著陸器僅配置了簡(jiǎn)單的控制機(jī)構(gòu)(動(dòng)量輪和單方向控制冷氣推進(jìn)系統(tǒng))不具有三軸姿態(tài)控制和導(dǎo)航能力。

(1)接近段：此階段羅塞塔號(hào)探測(cè)器緩慢接近彗星，執(zhí)行了一系列軌道機(jī)動(dòng)使探測(cè)器進(jìn)入著陸器分離前軌道。由于在環(huán)繞前沒(méi)有精確的彗星引力場(chǎng)參數(shù)，接近時(shí)采用了相對(duì)彗星的金字塔型雙曲線軌道，逐漸降低相對(duì)彗星的高度，從而在不同位置觀測(cè)彗星，并能減少接近過(guò)程中彗星表面物質(zhì)揮發(fā)對(duì)探測(cè)器的影響(見(jiàn)圖4[4])。

圖4 金字塔型軌道Fig.4 Pyramid orbits

(2)環(huán)繞段：環(huán)繞時(shí)主要飛行事件見(jiàn)表2和圖5[5]。

表2 羅塞塔號(hào)探測(cè)器環(huán)繞彗星過(guò)程中的主要事件Table 2 Key events of the Rosetta orbiting comet

主要任務(wù)是開(kāi)展彗星全面探測(cè)，確定菲萊著陸器著陸點(diǎn)。需要盡可能使探測(cè)器處于光照區(qū)，并避免彗星表面揮發(fā)物質(zhì)對(duì)探測(cè)器的影響。為了著陸后處于光照區(qū)，分離前首先通過(guò)軌道器進(jìn)入面向太陽(yáng)一側(cè)的雙曲線軌道[5]，依靠釋放時(shí)相對(duì)軌道器的分離速度減速進(jìn)入與小天體相交的軌道(見(jiàn)圖6)。

圖5 羅塞塔號(hào)探測(cè)器著陸前環(huán)繞軌道Fig.5 Orbiting trajectory before Rosetta landing

圖6 著陸階段軌道Fig.6 Landing trajectory

(3)著陸段：選定著陸點(diǎn)后，著陸器在彗星表面采用自由落體方式著陸，不進(jìn)行導(dǎo)航，正常情況下也不進(jìn)行軌道控制，地面不進(jìn)行干預(yù)。著陸器可按設(shè)定速度范圍從軌道器推離，不同的分離速度將產(chǎn)生不同下降軌道，分離時(shí)利用分離機(jī)構(gòu)調(diào)節(jié)分離速度[6]。分離前首先隨軌道器進(jìn)入雙曲線逃逸軌道，依靠釋放時(shí)相對(duì)軌道器的分離速度減速進(jìn)入與小天體相交軌道。著陸前根據(jù)彗星引力大小以及著陸點(diǎn)位置范圍確定著陸初始速度、初始高度與飛行時(shí)間(見(jiàn)圖7)。

分離前軌道器建立本體縱軸指向(觸地時(shí)刻著陸點(diǎn)當(dāng)?shù)胤ň€方向)，著陸過(guò)程相對(duì)慣性空間定向，用動(dòng)量輪實(shí)現(xiàn)著陸器繞本體縱軸的慢旋控制保持穩(wěn)定。著陸器還配置一組沿縱軸單向控制推力器，可根據(jù)需求在著陸過(guò)程中施加速度增量，并在接觸彗星表面時(shí)將著陸器壓緊在彗星表面，防止跳起。

著陸器設(shè)計(jì)著陸精度約幾百米，著陸速度1 m/s。由于用于反推的推進(jìn)系統(tǒng)和錨錠裝置失效，偏離預(yù)定地點(diǎn)1 km以上，光照不足，影響了后續(xù)任務(wù)。

圖7 菲萊號(hào)著陸器著陸至彗星示意圖Fig.7 Schematic diagram of Philae landing on the comet

2.2.3 隼鳥(niǎo)號(hào)

隼鳥(niǎo)號(hào)任務(wù)是開(kāi)展糸川小行星采樣返回。探測(cè)器采用了電推進(jìn)和雙組元化學(xué)推進(jìn)兩種體制，電推進(jìn)用于向小行星轉(zhuǎn)移和從小行星返回地球的轉(zhuǎn)移過(guò)程，探測(cè)器接近小行星以后的飛行仍采用雙組元化學(xué)推進(jìn)系統(tǒng)。文獻(xiàn)[7]對(duì)隼鳥(niǎo)號(hào)的GNC分系統(tǒng)配置、停泊及著陸策略進(jìn)行了介紹(見(jiàn)圖8)。

圖8 隼鳥(niǎo)號(hào)接近至著陸糸川小行星示意圖Fig.8 Schematic diagram of Hayabusa approaching and landing on Itokawa

隼鳥(niǎo)號(hào)探測(cè)器最大的特點(diǎn)是配置的著陸敏感器，包括窄角相機(jī)(ONC-T)，用于科學(xué)成像探測(cè)及輔助制定著陸策略的小行星繪圖；用于星上導(dǎo)航的寬視場(chǎng)相機(jī)(ONC-W)；高度測(cè)量包括兩種量程的激光測(cè)距敏感器(LIDAR和LRF)。扇形波束敏感器(FBS)可探測(cè)出某些撞擊太陽(yáng)電池板的潛在障礙。

(1)接近段：基于地面導(dǎo)航結(jié)果(圖像+無(wú)線電測(cè)量)設(shè)計(jì)了電推進(jìn)系統(tǒng)工作策略，逐漸降低相對(duì)小天體的高度，轉(zhuǎn)移至相對(duì)距離50 km高度附近。

(2)進(jìn)入停泊點(diǎn)：當(dāng)逼近小行星50 km時(shí)，使用LIDAR敏感器對(duì)小行星表面進(jìn)行測(cè)距。通過(guò)自主導(dǎo)航，將隼鳥(niǎo)號(hào)制導(dǎo)到停泊點(diǎn)，此處距小行星表面約20 km，靠近小行星-地球連線上。這樣有利于同時(shí)實(shí)現(xiàn)對(duì)地通信和對(duì)小行星測(cè)距。

隼鳥(niǎo)號(hào)在停泊點(diǎn)停留約6個(gè)月，進(jìn)行小行星大小、形狀、自轉(zhuǎn)軸指向、自轉(zhuǎn)周期、表面成分與結(jié)構(gòu)、地形條件(坡度、石塊與坑)的探測(cè)，建立小行星三維模型，確定著陸區(qū)。

(3)著陸段：在約500 m高度處，地面根據(jù)隼鳥(niǎo)號(hào)探測(cè)器傳送至地面的圖像，判斷是否滿足后續(xù)著陸的條件。從100 m高度開(kāi)始，根據(jù)測(cè)量范圍和精度要求，LRF接替LIDAR開(kāi)始繼續(xù)測(cè)距。通過(guò)LRF-S1的4束測(cè)距信號(hào)，可獲取相對(duì)小行星表面的高度和姿態(tài)。

為了降低設(shè)計(jì)復(fù)雜度，沒(méi)有采用圖像跟蹤技術(shù)，而是在約40 m的高度釋放了人造目標(biāo)標(biāo)志器(TM)，通過(guò)ONC-W1光學(xué)相機(jī)進(jìn)行跟蹤。探測(cè)器在捕獲TM后，啟動(dòng)相對(duì)導(dǎo)航獲取相對(duì)標(biāo)志器的位置。隨后逐漸將探測(cè)器引導(dǎo)至著陸點(diǎn)附近懸停，直至相對(duì)速度和姿態(tài)滿足要求。為避免下降時(shí)的意外碰撞，使用了4組扇形波束敏感器，若敏感器檢測(cè)到障礙，將終止接觸采樣序列并緊急上升。

最后，控制探測(cè)器使其-Z軸平行當(dāng)?shù)卮咕€，速度控制在水平方向±8 cm/s，垂直方向10 cm/s?？焖俨蓸油瓿珊笸ㄟ^(guò)推力器快速起飛。探測(cè)器具備多次著陸采樣的能力以應(yīng)對(duì)故障[8]。

2.2.4 三次任務(wù)飛行策略比較

上述三次任務(wù)從小天體接近至著陸的飛行策略對(duì)比見(jiàn)表3。

表3 三次任務(wù)飛行策略Table 3 Flight strategies of three missions

3 小天體接近至著陸飛行策略比較

通過(guò)對(duì)前面3個(gè)探測(cè)器的分析，小天體接近至著陸過(guò)程主要?jiǎng)澐譃?個(gè)階段，包括接近段、環(huán)繞段(或停泊段)與著陸段。

3.1 接近段

通過(guò)漸進(jìn)機(jī)動(dòng)，設(shè)計(jì)相對(duì)高度逐漸降低的接近軌道，開(kāi)展一定時(shí)間對(duì)引力場(chǎng)、外形等參數(shù)的測(cè)量，便于設(shè)計(jì)后續(xù)的環(huán)繞或停泊軌道。逐漸接近過(guò)程需要采用圖像導(dǎo)航與定軌相結(jié)合的方式。前面介紹的三次任務(wù)由于探測(cè)目標(biāo)不同，結(jié)束接近段的時(shí)機(jī)有所區(qū)別。

由于Eros質(zhì)量較大，易于形成環(huán)繞軌道，NEAR首先進(jìn)入高度較高的近圓軌道(324 km/367 km軌道)，再逐漸降軌接近小天體。邱留莫夫-格拉希緬科彗星由于質(zhì)量相對(duì)較小，羅塞塔號(hào)是通過(guò)非閉合的三角形接近軌道過(guò)渡進(jìn)入低高度環(huán)繞軌道(距小天體表面約30 km)。糸川小行星質(zhì)量過(guò)小，隼鳥(niǎo)號(hào)則直接轉(zhuǎn)移到達(dá)停泊點(diǎn)高度(距小天體表面約20 km)附近。

可見(jiàn)，需要根據(jù)探測(cè)目標(biāo)附近的引力條件，合理選擇結(jié)束接近段的時(shí)機(jī)。

3.2 環(huán)繞段(或停泊段)

即探測(cè)器距離小天體20 km～100 km與小天體保持相對(duì)靜止或形成環(huán)繞的相對(duì)閉合軌道，此階段的軌道設(shè)計(jì)要兼顧能源、測(cè)控及對(duì)小天體探測(cè)等設(shè)計(jì)約束。實(shí)現(xiàn)在正常巡航姿態(tài)飛行下，定向天線對(duì)地、太陽(yáng)翼對(duì)日的有利指向。

當(dāng)小天體質(zhì)量較大時(shí)，通常采用環(huán)繞軌道，必須規(guī)劃一個(gè)非常緩慢接近小天體或距離小天體較近的軌道段，使探測(cè)器上的相機(jī)可以得到較為清晰的小天體圖像，成像活動(dòng)一般需要幾周或幾個(gè)月，通過(guò)大量圖像數(shù)據(jù)確定小天體的尺寸、形狀和較為精確的慣性指向及自旋角速度等信息。此外，小天體引力位特征與大行星的非球形引力位有明顯差別，在這樣特殊的引力場(chǎng)中低軌探測(cè)器的運(yùn)動(dòng)存在新的問(wèn)題，地面需要利用光學(xué)圖像和軌道數(shù)據(jù)建立一定精度的小天體動(dòng)力學(xué)模型[9]。為了增加穩(wěn)定性，降低田諧項(xiàng)C22的影響，可以采用靠近小天體赤道平面的逆行軌道[10-11]。

當(dāng)小天體質(zhì)量相對(duì)較小時(shí)，則需要采用停泊的方式駐留在小天體上方相對(duì)固定的區(qū)域。其具體又包括兩種方式：一種是目標(biāo)小天體質(zhì)量足夠小，小天體和探測(cè)器都可以視為以太陽(yáng)為中心天體的兩顆行星；另一種是目標(biāo)小天體質(zhì)量不能忽略，探測(cè)器的停泊位置就是限制性三體問(wèn)題中的平動(dòng)點(diǎn)L1或L2附近的周期或擬周期軌道上，由于小天體質(zhì)量相對(duì)于太陽(yáng)確實(shí)很小，平動(dòng)點(diǎn)L1和L2距離小天體很近[12]，便于對(duì)小天體進(jìn)行詳細(xì)觀測(cè)。從對(duì)日、對(duì)地長(zhǎng)期可見(jiàn)角度考慮，可以選擇L1點(diǎn)。

3.3 著陸段

3.3.1 自由落體方式

著陸段系統(tǒng)配置和飛行過(guò)程如下。

1)系統(tǒng)配置

僅包括起旋裝置(如動(dòng)量輪或推力器)、著陸器與軌道器的分離機(jī)構(gòu)、著陸觸地時(shí)的固定與抓捕裝置。為了減小采用推力器點(diǎn)火帶來(lái)的軌道攝動(dòng)，通常采用動(dòng)量輪起旋并穩(wěn)定姿態(tài)。

2)飛行過(guò)程

著陸器在小天體表面著陸采用自由落體方式，不進(jìn)行導(dǎo)航，正常情況下也不依靠推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)行軌道控制，僅依靠釋放時(shí)相對(duì)軌道器的分離速度進(jìn)入與小天體相交的軌道，實(shí)現(xiàn)最終著陸。特殊情況，由地面控制施加固定方向的沖量。

著陸初始高度、初始速度等參數(shù)條件需要根據(jù)目標(biāo)天體質(zhì)量、地形條件、飛行時(shí)間長(zhǎng)度、觸地速度大小、碰撞風(fēng)險(xiǎn)等因素進(jìn)行綜合設(shè)計(jì)。文獻(xiàn)[13]在假設(shè)著陸器只沿徑向做自由落體運(yùn)動(dòng)條件下，對(duì)著陸不同質(zhì)量特性(見(jiàn)表4)彗星時(shí)的著陸時(shí)間、天體表面接觸時(shí)速度與釋放高度進(jìn)行了分析(見(jiàn)圖9)。

表4 彗星典型參數(shù)Table 4 Typical paremeters of the comets

圖9 下降時(shí)間、接觸表面速度與釋放高度的關(guān)系Fig.9 Relationship between the flight time，the touch velocity,and the release height

在相同釋放高度下，小天體質(zhì)量越小，下降時(shí)間越長(zhǎng)，表面接觸速度越??；小天體質(zhì)量越大，下降時(shí)間越短，表面接觸速度越大。而釋放高度又受限于地面定軌精度和軌控精度。以10 km釋放高度為例，著陸中型彗星對(duì)應(yīng)的下降時(shí)間約7～8 h，著陸速度約1.5 m/s。因此采用自由落體方式更適合質(zhì)量規(guī)模適中的小天體，其下降時(shí)間和表面接觸速度都相對(duì)合理。

3.3.2 開(kāi)環(huán)序列控制

開(kāi)環(huán)序列控制的特點(diǎn)是由地面事先規(guī)劃探測(cè)器下降至小天體表面的多次變軌策略。著陸方式具備一定的姿態(tài)自主控制能力，但不進(jìn)行著陸過(guò)程的自主導(dǎo)航，利用地面獲取的探測(cè)圖像信息和無(wú)線電定軌數(shù)據(jù)，由地面制定變軌機(jī)動(dòng)序列，依據(jù)變軌策略自主在變軌點(diǎn)執(zhí)行變軌動(dòng)作，實(shí)現(xiàn)開(kāi)環(huán)軌道控制。其它時(shí)間階段僅保持天線對(duì)地指向慣性姿態(tài)飛行，盡可能兼顧對(duì)日定向。

3.3.3 閉環(huán)控制

此方式利用主動(dòng)制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制系統(tǒng)在指定著陸區(qū)著陸，其著陸時(shí)的控制精度高，可以適應(yīng)極弱引力的小天體探測(cè)。

1)系統(tǒng)配置

系統(tǒng)配置通常包括：敏感器采用慣導(dǎo)設(shè)備(IMU)、光學(xué)相機(jī)或激光成像儀、測(cè)距雷達(dá)、測(cè)速雷達(dá)；執(zhí)行機(jī)構(gòu)通常采用三軸控制推力器。

2)飛行過(guò)程

從距離小行星20 km開(kāi)始，星上GNC分系統(tǒng)要控制探測(cè)器安全、精確地降落到小行星表面上，在較近距離要實(shí)現(xiàn)精確的6自由度控制，以滿足降落瞬間的速度和姿態(tài)要求。導(dǎo)航方式可以采用慣性測(cè)量單元(IMU)+光學(xué)相機(jī)+測(cè)距測(cè)速雷達(dá)的組合導(dǎo)航方式，在合適時(shí)機(jī)引入寬視場(chǎng)導(dǎo)航相機(jī)，獲取小行星表面的法線方向信息，同時(shí)利用測(cè)距測(cè)速雷達(dá)獲得相對(duì)小行星的距離和速度信息，對(duì)慣導(dǎo)信息進(jìn)行修正，完成高精度的自主相對(duì)導(dǎo)航任務(wù)。

最終著陸段從探測(cè)器距離小天體表面幾千米(如1～2 km)開(kāi)始，到軟著陸至小天體表面結(jié)束，該過(guò)程的主要任務(wù)是控制探測(cè)器下降并在小天體表面安全著陸。在接近小天體表面幾百米(如100～300 m)時(shí)，需要實(shí)現(xiàn)與小天體自轉(zhuǎn)的同步，以保證最終的著陸姿態(tài)及速度等接觸條件。為便于獲取相對(duì)小天體表面的水平速度，可以釋放主動(dòng)目標(biāo)標(biāo)志器，便于引導(dǎo)控制，降低圖像識(shí)別算法的復(fù)雜度。必要時(shí)還可采用類(lèi)似我國(guó)嫦娥三號(hào)的避障策略，星上自主開(kāi)展地形坡度和石塊分析來(lái)優(yōu)選著陸區(qū)[14]。探測(cè)器接近至著陸全過(guò)程如圖10所示。

圖10 探測(cè)器接近/下降/著陸過(guò)程Fig.10 Approaching/descending/landing process of the probe

3.3.4 著陸控制方式綜合比較

綜合分析，上述幾種著陸控制方式的主要特點(diǎn)見(jiàn)表5。

表5 著陸控制方式的比較Table 5 Comparision of the landing control modes

對(duì)于軟著陸等關(guān)鍵任務(wù)，在系統(tǒng)資源配置允許時(shí)應(yīng)盡可能采用自主軌道控制方式(特別是閉環(huán)控制方式)實(shí)現(xiàn)接觸小天體時(shí)的精確控制，確保著陸安全，而且更能適應(yīng)不同質(zhì)量大小的目標(biāo)天體及地形條件。從目前國(guó)外正在開(kāi)展及規(guī)劃的小天體探測(cè)任務(wù)來(lái)看，著陸控制方式正逐漸向全過(guò)程自主閉環(huán)控制發(fā)展(如日本隼鳥(niǎo)二號(hào)、美國(guó)對(duì)BENNU小行星探測(cè)的OSIRIS任務(wù)[15])。

4 結(jié)束語(yǔ)

小天體存在弱引力、形狀不規(guī)則、表面形貌先驗(yàn)信息少等特點(diǎn)，其探測(cè)方式有別于傳統(tǒng)的大天體，可以考慮飛越、環(huán)繞、停泊、著陸探測(cè)、采樣返回等多種的探測(cè)方式，其中接近至著陸過(guò)程技術(shù)難度最大，需要針對(duì)性地規(guī)劃飛行策略。本文通過(guò)對(duì)3項(xiàng)國(guó)外典型的小天體著陸探測(cè)任務(wù)，歸納了小天體接近至著陸策略的特點(diǎn)：通過(guò)漸進(jìn)機(jī)動(dòng)逐漸降低相對(duì)高度，開(kāi)展質(zhì)量、外形、自轉(zhuǎn)方向等參數(shù)的初步測(cè)量；再根據(jù)小天體質(zhì)量大小，在著陸前進(jìn)入小天體環(huán)繞或停泊軌道，采用保證對(duì)日、對(duì)地、對(duì)小天體指向需求的特定軌道姿態(tài)，通過(guò)光學(xué)或激光探測(cè)、無(wú)線電定軌等方式進(jìn)一步精細(xì)測(cè)量小天體參數(shù)并確定著陸區(qū)，根據(jù)天體特點(diǎn)和著陸器質(zhì)量資源，最終采用自由落體或自主軌道控制完成著陸，這也決定了系統(tǒng)設(shè)計(jì)的復(fù)雜性和著陸控制能力。以上設(shè)計(jì)思想可以為我國(guó)后續(xù)小天體著陸任務(wù)設(shè)計(jì)提供參考和借鑒。

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(編輯：李多)

Investigation of Foreign Probes Flight Strategy from Approaching to Landing on Small Celestial Bodies

DONG Jie

(Beijing Institute of Spacecraft System Engineering，Beijing 100094，China)

This paper investigates three typical missions of landing on small celestial bodies，i.e. NEAR，Rosetta and Hayabusa. It summarizes the design methods of each mission respectively and proposes the flight strategy from approaching to landing on the small celestial bodies. At first an approaching orbit is adopted which descends gradually to measure the gravity and appearance of the small celestial body. Then an orbiting or parking trajectory is designed according to the mass of the small celestial body，restrictions on orbit stability and power consumption. During that time，the observation is performed in detail，the feasible landing site is selected and the conditions for landing trajectory injection are determined. Finally,free fall or autonomous orbit control is selected by evaluating the mass and volume of the target and limited weight of the probe during the landing process.The research achievements can be used in the small celestial bodies exploration of China.

small celestial body; probe; orbiting; parking; landing; autonomous orbit control

2016-01-04；

2016-04-12

董捷，男，高級(jí)工程師，從事深空探測(cè)器總體設(shè)計(jì)工作。Email：donghn13@163.com。

V529

A

10.3969/j.issn.1673-8748.2016.04.014