火星探測器自主導航方法綜述*

2018-12-07 15:07:19寶音賀西馬鵬斌

飛控與探測 2018年1期

寶音賀西,馬鵬斌,2

(1.清華大學航天航空學院·北京·100084;2.西安衛(wèi)星測控中心宇航動力學國家重點實驗室·西安·710043)

0 引言

火星探測器的導航是探測任務成功的關鍵因素之一。在以往的深空探測任務中,大都以地面測控的方式對探測器進行導航與跟蹤測控,中國的探月計劃嫦娥系列任務目前也主要依靠地面測控的方式進行導航與跟蹤。過去,在探月和深空探測任務中地面測控導航方式取得了很大成功,但對火星探測器而言,地面無線電導航還有以下難以克服的缺點:1)由于火星探測器和地球距離遠,導致通信時延大。地火往返通信傳輸時間一般在幾十分鐘,最少時也有10min左右。由于通信時延大,地面測控中心不能對火星探測器進行實時監(jiān)視和控制操作,難以滿足實時性高任務的導航和控制要求。另外,由于時延大,一旦探測器的導航、控制系統(tǒng)出現(xiàn)故障,地面測控中心難以及時發(fā)現(xiàn)和解決,增加了探測器的風險。2)地面測控系統(tǒng)可以支持火星探測任務的資源有限且耗資巨大,隨著深空探測器數(shù)量的不斷增加,地面深空測控站資源會越來越緊張。3)火星和地球都繞太陽運行,每過一段時間太陽就會位于地球和火星的中間位置,而太陽對無線電信號有很大的干擾,在這段時間內地面和火星探測器的通信會因太陽干擾而中斷。另外火星本身也會對地面站和火星探測器造成遮擋。

火星探測器的自主導航就是不依賴于地面深空網測控系統(tǒng)的支持,利用探測器自身搭載的測量手段和導航控制計算系統(tǒng)測定探測器自身位置速度等狀態(tài)信息。隨著探測器搭載計算機性能的提升,導航濾波算法速度也在提高;同時星載光學測量、無線電測量、X射線測量等測量技術也在迅速發(fā)展。目前深空探測器自主導航受到的技術限制已經越來越小,火星探測器利用自主導航技術完成導航任務的條件也越來越成熟。

自主導航可以降低火星探測器對地面深空測控網的依賴,減小地面測控系統(tǒng)需要消耗的大量人力、物力資源。同時自主導航也可以支持和滿足探測器需要高實時性的導航需求,在一些實時性要求高的場景中提供導航支持,使探測器能更好地完成任務。本文對火星探測器自主導航方法的國內外研究現(xiàn)狀進行了綜述與總結,對自主導航算法需要研究的關鍵技術進行了梳理和探討,提出了火星探測器在巡航段、捕獲段和環(huán)繞段等不同階段場景下的測量手段、自主導航方法的建議和設想。

1 國內外研究現(xiàn)狀

美國NASA(National Aeronautics and Space Administration,國家航空航天局)/JPL(Jet Propulsion Laboratory,噴氣推進實驗室)在以往的火星探測任務中,由地面測控系統(tǒng)進行導航取得了很大成功。其中依靠深空測控站的測距、多普勒測速測量和VLBI(Very Long Baseline Interferometry,甚長基線干涉測量)等測量手段為主的地面導航,在MRO(Mars Reconnaissance Orbiter,火星勘測軌道器)任務中精度最高可達幾十m量級[1-2]。美國GFC(Goddard Space Flight Center,哥達德航天中心)的GEODYN-II軟件也是用于深空探測器精密定軌的知名軟件[3]。俄羅斯目前的火星探測器的定軌精度也達到百m以內。國內,北京航天飛行控制中心、上海天文臺、西安衛(wèi)星測控中心等單位在深空探測地面定軌預報導航方面有研究和發(fā)展,在中國嫦娥系列探月任務中很好地完成了任務[4],另外武漢大學也在這方面有研究。國內在火星探測軌道計算方面也有不少研究,在2009年和2010年前后,為了支持當時螢火一號火星探測器計劃,上海天文臺和北京航天飛行控制中心也開展了利用地面深空站和VLBI進行軌道確定的策略研究,以支持火星探測器導航的相關工作。并和ESA(European Space Agency,歐空局)合作,利用ESA的MEX(Mars Express,火星快車)探測器測量數(shù)據(jù)進行分析和仿真計算,上海天文臺和北京航天飛行控制中心的環(huán)繞火星段軌道計算精度為百m左右[5-7]。

自主導航不需依靠地面深空網測量數(shù)據(jù),利用其他能夠自主測量的導航信標和測量手段。目前,針對繞地球運行的地球衛(wèi)星,學者們開展了利用地磁場、地球重力場等手段進行自主導航的研究,很多衛(wèi)星采用星載GPS(Global Positioning System,全球定位系統(tǒng))、BDS(BeiDou Naviga-tion Satellite System,中國北斗衛(wèi)星導航系統(tǒng))和GNSS(Global Navigation Satellite System,全球導航衛(wèi)星系統(tǒng))等導航衛(wèi)星星座實現(xiàn)了高精度的自主導航。但這些方法都難以用于火星探測器的自主導航,還需要尋找另外的導航信標和測量手段。

早在20世紀60年代的阿波羅登月任務中,阿波羅飛船搭載六分儀作為光學敏感器,Battin等就提出了利用六分儀光學測量地球、月球、太陽等太陽系內已知精確位置的天體與恒星在探測器視場中的夾角估計出航天器位置的方法[8]。由于測量精度不高和當時星載計算機能力有限等技術條件的限制,自主導航當時一般只作為地面測控系統(tǒng)定軌方式導航功能的補充。

1971年5月,美國水手9號 (Mariner-9)火星探測器在進入火星軌道和繞飛火星時,利用搭載的光學相機對火衛(wèi)一和火衛(wèi)二進行拍攝,并結合圖像中的恒星背景進行自主導航試驗。事后對自主導航結果的分析表明,水手9號獲得的火星衛(wèi)星光學觀測數(shù)據(jù)可以滿足當時火星捕獲階段導航任務的精度需求[9]。

1998年,美國深空一號 (Deep Space 1)探測器實現(xiàn)了深空探測器巡航階段中的自主導航[10]。在巡航段,深空一號的自主導航方法是利用探測器搭載的相機對小行星進行拍照,并結合得到圖像中的恒星背景實現(xiàn)的。在小行星附近時,從拍攝得到的目標小行星圖像中提取相關像元等數(shù)據(jù)進行自主導航。在巡航段,深空一號自主導航的位置精度可達250km,速度精度可達0.5m/s,可以滿足導航精度需求[11]。

美國NASA的星塵號 (STARDUST)彗星探測器在2004年到達彗星Wild-2并完成了采樣任務。星塵號在接近 Wild-2時,由于與地球有20min的通信時延,依靠地面測控方式導航難以滿足任務實時性要求,于是采用了自主導航系統(tǒng)[12]。

2005年,日本隼鳥號小行星探測器實現(xiàn)了對小行星Itokawa的著陸和采樣。隼鳥號根據(jù)預先投擲在小行星上的導航信標,融合使用光學敏感器、雷達測距儀及激光測距儀進行自主導航,成功實現(xiàn)了與Itokawa小行星的交會和自主著陸[13]。

2005年,美國深空撞擊 (Deep Impact)探測器對目標即彗星Tempel-1進行了高速撞擊,并對采集數(shù)據(jù)進行了記錄和回傳。在接近及撞擊彗星Tempel-1的過程中,探測器的導航與控制都是自主進行的,其利用的是光學對彗星拍攝的圖像及恒星敏感器得到的姿態(tài)信息[14]。

2005年,美國NASA的MRO在接近火星的過程中,對火星的2顆天然衛(wèi)星進行了拍照,利用得到的圖像和火星衛(wèi)星的精確位置星歷數(shù)據(jù),進行了火星接近段自主導航試驗,從而為未來火星探測著陸任務提供了較高精度的導航技術導引[15]。

在國內,深空探測的自主導航還沒有在工程上實現(xiàn),目前還處于研究階段。吳偉仁等研究了火星探測器轉移軌道的自主導航方法[16],崔平遠等研究了火星著陸自主導航方案[17],王密等研究了火星探測巡航段和捕獲段光學測量自主導航技術[18]。寧曉琳、王大軼、黃翔宇、崔文等基于光學和多信息融合對深空探測自主導航做了一定研究[19-23]。中國空間技術研究院的帥平等[24]、裝甲兵工程學院的費?？〉萚25]以及孫守明[26]、劉勁[27]、毛悅[28]、武瑾媛[29]等對利用X射線脈沖星進行自主導航做了一定的研究,國家天文臺的趙成仕等對基于X射線脈沖星導航的可用脈沖星目標源進行了分析研究[30]。熊凱等研究了星間距離測量的自主導航[31],哈爾濱工業(yè)大學的王曉明對航天器自主導航系統(tǒng)的能觀能控理論進行了研究[32]。李建軍、王大軼等研究了火星環(huán)繞段基于信息融合的自主導航方法[33]。

2 導航信標和測量手段

利用光學測量信息進行自主導航是當前國內外深空探測器自主導航的最主要方式[34]。光學敏感器作為測量手段,可以獲取目標天體或附近自然天體圖像,利用這些已知位置星歷數(shù)據(jù)的自然天體作為信標?；鹦l(wèi)一 (Phobos)和火衛(wèi)二 (Deimos)是環(huán)繞火星運行的2顆天然衛(wèi)星,隨著測量數(shù)據(jù)的積累,火星衛(wèi)星星歷精度也越來越高,其位置精度目前可以達到km量級[35]。在巡航段后期和環(huán)繞火星段,探測器距離火星天然衛(wèi)星距離越來越近,利用光學觀測,火星的天然衛(wèi)星就是很好的導航信標。

太陽發(fā)出的光由于外層大氣的吸收而產生光譜,2000年美國德克薩斯大學的Yim提出了用太陽光譜的多普勒位移得到太陽光線的視向速度用于深空導航[36],也可作為火星探測器的一個導航信標。

這些年來,另一種測量方法也在航天器自主導航中越來越受到重視,這就是X射線脈沖星導航。脈沖星的信號具有非常高的穩(wěn)定度,是宇宙中天然的高精度時鐘信號。1974年,Downs首次提出了在行星際深空探測中利用脈沖星射電信號進行導航的設想[37]。然而,當時只能在輻射信號較弱的射電波段觀察到脈沖星,需要至少口徑25m以上的接收天線,并且對脈沖星觀測時間累積達到24h才能獲得滿足分辨要求的信噪比,所以利用脈沖星導航很難在工程上實現(xiàn)。此后,脈沖星在X射線波段輻射被發(fā)現(xiàn),1981年Chester和Butman提出了基于脈沖星的X射線波段信號進行航天器導航的方法[38]。2005年,美國馬里蘭大學的Sheikh的博士論文對基于X射線脈沖星導航理論上做出了很大貢獻[39]。他建立了具有X射線波段輻射特性的導航脈沖星數(shù)據(jù)庫,考慮廣義相對論效應,提出了一種X射線脈沖TOA(Time of Arrival,到達時間)的精確計算模型,并基于此模型建立了利用脈沖星X射線波段信號進行自主導航的方法。Emadzadeh等又更進一步研究了基于脈沖星X射線波段信號的自主導航方法[40]。美國于2004年啟動了XNAV計劃,目標是利用脈沖星X射線波段信號進行航天器自主導航驗證[41]。這一年,ESA也啟動了自己的基于X射線脈沖星測量的深空探測器導航論證和研究。值得一提的是,2016年中國發(fā)射了脈沖星導航試驗衛(wèi)星,其重要目標就是對利用X射線脈沖星測量的航天器導航技術進行驗證[42-43]。

航天中最常用的測量方式是無線電測量,具有很高的精度,地面深空網測量主要就是依靠無線電測量。2003年,NASA提出了火星網絡(Mars Network)計劃[44],計劃發(fā)射6顆衛(wèi)星到火星軌道后繞火星飛行,這6顆衛(wèi)星為其他火星探測器提供導航和通信服務,支持未來的火星探測任務。2007年,美國德克薩斯大學的Lightsey、加拿大卡爾加里大學的Kyle等針對Mars Network進行分析,建立了融合使用無線電測量和慣性測量的多信息源數(shù)據(jù)火星探測器導航方法[45-46]。Hill和Born對星際行星間無線電測量、測距、測速軌道確定作了研究[47]。

在火星探測器飛行過程中,地面深空站也可以提供高精度無線電信號源作為信標。例如在火星探測器捕獲段對實時性要求高,地面站可發(fā)出無線電信號,探測器可單向接收該信號作為信標。

在軌道機動時,加速度計慣性測量也是常用的導航手段。單一測量源的容錯性和導航系統(tǒng)可觀測性都受到很多限制,當前很多研究的重點在多測量信息的融合上[48-52]。

3 自主導航算法

火星探測任務中,探測器在不同飛行階段所受到的外力各不相同。在發(fā)射段和在地球引力范圍內飛行時,探測器受力和地球衛(wèi)星一致。進入地火轉移軌道的巡航段后,探測器主要受太陽引力影響以及大行星引力攝動和太陽光壓攝動,尤其是對于面積質量比較大的探測器,太陽光壓攝動是重要攝動項。在進入火星軌道的捕獲段,需要探測器靠自身動力制動進入火星軌道,而這時受到的主要力為火星引力、太陽引力和軌控推力。在繞火星飛行的環(huán)繞段,探測器受火星非球形引力顯著增強,也需要考慮低軌道運行時火星的大氣阻力。

目前,雖然在導航算法方面已開展了大量工作,但還有很多需要解決的問題,針對火星探測器具體的場景導航也需要進行研究分析。很多研究工作離付諸工程應用仍有一定距離。

在火星探測器的自主導航中,由于測量數(shù)據(jù)有限,主要依靠動力學定軌方法進行導航,需要選擇比較合適的濾波估計方法。在動力學定軌中,根據(jù)對觀測數(shù)據(jù)不同的處理方式,常用的估計算法可分為兩種:批處理算法和序貫處理算法。批處理算法最常用的方法是最小二乘法。在數(shù)據(jù)量少和沒有先驗信息時,采用最小二乘法很方便,如深空一號探測器的自主導航就是通過加權最小二乘法軌道確定實現(xiàn)的。序貫處理算法是對實時得到的觀測數(shù)據(jù)進行處理,每個數(shù)據(jù)點得出新的估計值,常用濾波方法有EKF(Extended Kalman Filter,擴展卡爾曼濾波)[53]、UKF(Unscented Kalman Filter,無味卡爾曼濾波)[54]、PF(Particle Filter,粒子濾波)[55]等。

EKF是很常用的濾波方法,NASA、ESA等都采用該方法進行自主導航系統(tǒng)的軌道估值,取得了很好的結果。但該方法依然存在一些問題,如對非線性系統(tǒng)進行線性化時會產生一定的截斷誤差,計算過程中可能會發(fā)生發(fā)散現(xiàn)象。為了克服EKF方法的缺點,很多學者提出了一些行之有效的思路和方法。例如Ingram和Tayley等用高斯-馬爾科夫過程近似狀態(tài)方程中的模型參數(shù)來解決模型中沒有加速度的問題[56],Bern等提出了自適應EKF[57],當濾波狀態(tài)方差陣超過臨界值或濾波結果發(fā)散時,濾波器可以調整參數(shù)開始新的濾波。針對非線性系統(tǒng)線性化,Fujimoto等提出了基于迭代的EKF、二階濾波方法[58]。Tapley和Peters提出了U-D濾波[59],Bar-Itzhack和Medan提出了L-D濾波等方法克服濾波發(fā)散的問題[60]。

EKF在線性化時除了截斷誤差問題,還需要推導繁瑣的雅克比矩陣,使用很不方便。1995年,牛津大學的Julier等提出了UKF[54]。UKF可以在很大程度上避免EKF中非線性系統(tǒng)線性化帶來的截斷誤差,同時不需要推導繁瑣的雅克比矩陣,在很多領域得到了廣泛的應用。但對于航天器導航問題,一般情況下UKF的計算速度相對EKF要慢不少。PF算法是基于蒙特卡羅仿真、利用粒子集近似系統(tǒng)狀態(tài)量的后驗概率密度函數(shù)的估計方法,適合處理非線性系統(tǒng)和測量非高斯分布的情況,但PF的速度相對來說更慢。這些估計方法都有各自的優(yōu)點和缺點,需要針對具體情況進行分析選擇。

火星探測器在巡航段、捕獲段、環(huán)繞段有不同的狀態(tài),各飛行段的測量信息也不相同。針對火星探測器在巡航段、捕獲段、環(huán)繞段的不同特性設定導航場景進行分析,根據(jù)不同情況對各飛行段自主導航測量數(shù)據(jù)源進行選取組合,建立火星探測器自主導航的多源測量模型。可選的測量手段包括火星探測器對火星天然衛(wèi)星的光學測量、X射線脈沖星測量、2個探測器間無線電測量、太陽視向方向多普勒測量、地面輔助信號多普勒測量、慣導測量等。

例如,在巡航段,探測器由地球向火星飛行的巡航段后期,火星的2顆天然衛(wèi)星可以作為探測器的導航信標,利用火星衛(wèi)星光學觀測數(shù)據(jù)進行自主導航。從太陽光譜位移得到的太陽視向方向多普勒測量也可以作為導航信息,這時太陽為導航信標。另外該階段X射線脈沖星也可作為導航信標。

在探測器進入火星軌道的捕獲段和火星探測器降落火星的著陸段,由于有很大的通信時間延遲,在以往任務中地面測控中心很難實時提供導航支持,傳統(tǒng)的導航方法主要依靠慣性測量提供導航支持。隨著時間的逐漸增加,基于慣性測量的導航系統(tǒng)誤差會越積累越大。如果慣性導航和動力學導航相結合,可以提高在捕獲段、著陸段有軌道機動過程時的導航精度。另外在航天器軌道機動過程中,由于推力大,動力學模型具有很大的不確定性,可以對濾波器進行擴維,將加速度也作為狀態(tài)量進行估計。在捕獲段,地面深空網需要對探測器進行監(jiān)視,雖然有很大的時間延遲,但地面深空測控站可發(fā)出穩(wěn)定的無線電頻率信號,火星探測器上如果也裝有穩(wěn)定度很高的時鐘,單向接收到地面信號后進行處理,基于事先已知的地面站頻率,可得到多普勒頻移信息,進而轉換為相對速度測量,這是精度較高的導航信息源。

在環(huán)繞火星段,可以設計2個以上的探測器在環(huán)繞火星的軌道上飛行,如果這些探測器之間有無線電測距和測速,可以作為導航信息源并結合其他測量手段,在很大程度上提高火星探測器在環(huán)繞段的導航精度。2個探測器間測距和測速測量在僅考慮火星中心引力的二體問題下是不可測的,如果同時融合利用火星衛(wèi)星的光學測量和X射線脈沖星測量,多測量信息聯(lián)合既保證了系統(tǒng)的可觀測性,又可利用高精度的星間測量信息。

在深空探測中,一些航天器可能會使用太陽帆作為驅動力,而太陽帆航天器面積質量比很大,從而光壓攝動、火星低軌段大氣阻力攝動會比較大。在長期飛行過程中,這些攝動力會由于面積質量比等難以準確估計從而影響導航濾波的穩(wěn)定性和導航精度,需要在自主導航過程中對小推力、光壓系數(shù)、大氣阻力進行估計來提高模型精度。另外測量系統(tǒng)誤差也對自主導航精度有很大影響,在自主導航過程中實時估計測量系統(tǒng)誤差也能提高自主導航的精度。

導航系統(tǒng)的可觀測性也是自主導航需要研究的一個方向。Kalman最早提出了可觀測性的概念。對于線性系統(tǒng)而言,可觀測性的判別已經形成了較為完備的理論框架。而對于非線性系統(tǒng)來說,系統(tǒng)可觀測度問題仍沒有很好的解決方法和一致結論。一個方法是首先對非線性系統(tǒng)進行線性化,依靠線性系統(tǒng)可觀測性方法對線性化后的系統(tǒng)進行判別[61],但線性化過程存在截斷誤差,在線性化的參考點附近得到的線性化系統(tǒng)其可觀測性不能保證是否與原非線性系統(tǒng)一致。文獻[62]提出了利用測量量對每個待估狀態(tài)量的偏導數(shù)計算可觀測性,如果偏導數(shù)對每個狀態(tài)變量是線性獨立的,同時與別的測量量也是線性獨立的,則系統(tǒng)是可觀測的。另外用數(shù)值方法也可檢測可觀測性。一般來說,如果有2個以上完全不相關的測量信標源和測量手段,對航天器導航而言基本上都是可觀測的。

4 結束語