崔平遠(yuǎn)，秦 同，朱圣英

(1. 北京理工大學(xué)宇航學(xué)院，北京 100081；2. 深空自主導(dǎo)航與控制工信部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100081；3. 飛行器動(dòng)力學(xué)與控制教育部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100081)

0 引 言

火星是目前地外天體探測的熱點(diǎn)目標(biāo)?；鹦遣粌H具有與地球極為相近的自轉(zhuǎn)周期，還具有極冠、液態(tài)水跡象和火山跡象等生命起源因素。2015年9月28日，NASA公布了火星表面存在液態(tài)水的證據(jù)，大大提升了火星的科考價(jià)值[1]。此外，火星也是目前人類較為熟知的地外天體，其大氣模型和地形地貌雖不完善，但已有相應(yīng)參考模型，且火星是除金星外距地球最近的大行星，因此火星探測的工程可實(shí)現(xiàn)性更強(qiáng)。從科考價(jià)值和工程意義的角度，火星均為深空探測的熱點(diǎn)目標(biāo)天體。

從二十世紀(jì)六十年代人類開始火星探測至今，僅有美國成功實(shí)施了7次火星著陸任務(wù)[2]。1960年至1975年間，火星探測達(dá)到了第一個(gè)高潮。在此期間，蘇聯(lián)和美國是僅有的兩個(gè)進(jìn)行火星探測的國家。1960年10月10日，蘇聯(lián)發(fā)射了人類第一枚火星探測器，但未能達(dá)到地球軌道。此后的十年里，蘇聯(lián)發(fā)射了一系列的火星探測器，但均以失敗告終。第一次在火星著陸的探測器是蘇聯(lián)于1971年發(fā)射的“火星3號(hào)”，雖然它僅僅在火星上工作了大約20 s，沒有發(fā)回一張完整的圖片就與地球永遠(yuǎn)失去了聯(lián)系。1973年，蘇聯(lián)又先后發(fā)射了四顆火星探測器，卻最終都沒能完成探測任務(wù)。美國在1964年至1972年期間發(fā)射了“水手號(hào)(Mariner)”系列探測器，其中部分任務(wù)失敗，部分任務(wù)只傳回了照片，沒有進(jìn)行火星著陸。

美國是第一個(gè)成功完成火星著陸的國家。1976年7月和9月，美國的“海盜1號(hào)(Viking 1)”和“海盜2號(hào)(Viking 2)”先后實(shí)現(xiàn)了火星軟著陸，并用所攜帶的精密儀器分析了火星土壤，測量了風(fēng)速、氣壓和溫度，確定了火星的大氣成分，向地球發(fā)回5萬多張火星照片，還對火星表面的土壤取樣化驗(yàn)分析。雖然沒有在著陸區(qū)域發(fā)現(xiàn)任何生命存在的痕跡，也未探測到火星上有任何有機(jī)分子，但“海盜號(hào)”所采用的火星著陸技術(shù)成為了美國火星著陸的技術(shù)基礎(chǔ)。著陸器的整流罩、熱防護(hù)層、高超聲速減速傘、多普勒雷達(dá)以及反沖減速發(fā)動(dòng)機(jī)都得到了后續(xù)火星探測器的沿用。

1976年至1992年是火星探測的寧靜期。在此期間，只有蘇聯(lián)于1988年發(fā)射了“福布斯1號(hào)(Phobos 1)”和“福布斯2號(hào)(Phobos 2)”，這兩次探測任務(wù)仍然以失敗告終。

1992年至今是火星探測的第二次高潮。1992年美國發(fā)射了“火星觀察者號(hào)(Mars Observer)”探測器，它在次年8月即將進(jìn)入繞火星軌道時(shí)，與地面失去了聯(lián)系。四年后，經(jīng)過技術(shù)改進(jìn)，美國再次發(fā)射了“火星探路者(Mars Pathfinder)”。1997年7月，它攜帶的著陸器“旅居者號(hào)(Sojourner)”火星車在火星著陸，雖然設(shè)計(jì)壽命是7個(gè)火星日，但實(shí)際工作了兩個(gè)多月，向地球發(fā)回了大量彩色照片以及火星大氣氣候、風(fēng)力、風(fēng)向等測量數(shù)據(jù)。1998年和1999年，美國先后發(fā)射了“火星氣候探測者(Mars Climate Orbiter)”和“火星極地著陸者(Mars Polar Lander)”，但兩者均與地球失去了聯(lián)系。此后，美國于2001年4月發(fā)射了“火星奧德賽(Mars Odyssey)”探測器，它于當(dāng)年10月抵達(dá)繞火星軌道，并一直工作至今。2003年至2012年，美國又先后實(shí)現(xiàn)了“勇氣號(hào)(Spirit)”、“機(jī)遇號(hào)(Opportunity)”、“鳳凰號(hào)(Phoenix)”和“好奇號(hào)(Curiosity)”著陸器的著陸，成為了世界上成功完成火星探測任務(wù)最多的國家。其中“好奇號(hào)”攜帶了10種科學(xué)儀器，總重量是“勇氣號(hào)”和“機(jī)遇號(hào)”科學(xué)負(fù)載的15倍，并且首次使用空中吊車著陸技術(shù)，代表了目前已著陸的火星探測任務(wù)的最高水平。

除美國和俄羅斯外，日本和歐洲也積極加入到火星探測的行列。1998年，日本發(fā)射了“希望號(hào)(Hope Mars Prober)”火星探測器，由于推進(jìn)器出現(xiàn)故障，沒能按時(shí)到達(dá)繞火星軌道，任務(wù)失敗。歐空局于2003年6月發(fā)射了“火星快車(Mars Express)”探測器，其攜帶的“獵兔犬2號(hào)(Beagle 2)”于2003年12月實(shí)現(xiàn)火星著陸，但之后便與地球失去通信。俄羅斯與歐空局計(jì)劃在2018年左右進(jìn)行一次火星著陸聯(lián)合探測任務(wù)。我國從二十一世紀(jì)初開始火星探測的研究，2012年與俄羅斯合作的“螢火號(hào)”探測器雖然發(fā)射失敗，但為我國未來的火星探測任務(wù)積累了寶貴經(jīng)驗(yàn)。我國預(yù)計(jì)在2020年發(fā)射第一顆火星探測器，實(shí)現(xiàn)對火星繞-落-巡一體探測任務(wù)，目前探測任務(wù)正處在研制階段。

導(dǎo)航制導(dǎo)與控制是火星著陸的關(guān)鍵技術(shù)。動(dòng)力下降段是著陸的最終階段，性能優(yōu)越可靠的動(dòng)力下降段導(dǎo)航與制導(dǎo)技術(shù)是實(shí)現(xiàn)精確軟著陸的關(guān)鍵。本文分析了火星著陸動(dòng)力下降段導(dǎo)航與制導(dǎo)問題，總結(jié)了動(dòng)力下降段導(dǎo)航與制導(dǎo)面臨的挑戰(zhàn)與難點(diǎn)，并綜述了動(dòng)力下降段導(dǎo)航與制導(dǎo)技術(shù)的研究現(xiàn)狀。最后針對未來復(fù)雜地形區(qū)精確著陸，提出了實(shí)現(xiàn)火星動(dòng)力下降段高精度自主導(dǎo)航與制導(dǎo)需要解決的關(guān)鍵問題。

1 動(dòng)力下降導(dǎo)航與制導(dǎo)難點(diǎn)分析

火星表面存在稀薄的大氣層，密度約為地球的1%，厚度約為125 km?；鹦侵戇^程依次經(jīng)歷進(jìn)入段、傘降段、動(dòng)力下降段，其中進(jìn)入段又稱為高超聲速段，從進(jìn)入大氣層開始，到降落傘完全展開為止?；鹦沁M(jìn)入段是整個(gè)EDL過程中氣動(dòng)環(huán)境最為惡劣的階段，期間著陸器將經(jīng)歷峰值過載、峰值動(dòng)壓，并且由于摩擦將產(chǎn)生大量的氣動(dòng)熱，為了保護(hù)著陸器免受惡劣環(huán)境的影響，一般將其安裝在熱防護(hù)罩內(nèi)。在熱防護(hù)罩脫離之前很多導(dǎo)航敏感器無法工作，只能依靠IMU進(jìn)行慣性航位遞推導(dǎo)航，測量誤差隨時(shí)間積累，所以迫切需要外部測量來修正慣性導(dǎo)航的誤差[3]。當(dāng)探測器速度降低，并且到達(dá)一定高度時(shí)降落傘打開進(jìn)一步減速。下降段從開傘至末端制動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)結(jié)束，又可以分為降落傘下降段與動(dòng)力下降段。由于下降段探測器的熱防護(hù)罩及擋熱板將被拋掉，導(dǎo)航敏感器可以開機(jī)工作，獲得大量導(dǎo)航測量信息，因此下降段導(dǎo)航方法研究的重點(diǎn)轉(zhuǎn)向如何綜合利用這些信息進(jìn)行更有效的導(dǎo)航估計(jì)。此外，在動(dòng)力下降段，著陸器還需依靠制導(dǎo)控制系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)定點(diǎn)軟著陸。如何設(shè)計(jì)滿足各種約束且能夠?qū)崿F(xiàn)定點(diǎn)軟著陸的制導(dǎo)律也是動(dòng)力下降段的研究重點(diǎn)。

導(dǎo)航與制導(dǎo)技術(shù)是著陸器順利完成動(dòng)力下降的關(guān)鍵。通過對以往任務(wù)動(dòng)力下降過程及導(dǎo)航制導(dǎo)技術(shù)應(yīng)用的分析，可以總結(jié)動(dòng)力下降段導(dǎo)航與制導(dǎo)面臨如下難點(diǎn)與挑戰(zhàn)。

1.1 動(dòng)力下降自主導(dǎo)航難點(diǎn)

1)水平位置估計(jì)困難

若要實(shí)現(xiàn)定點(diǎn)軟著陸，著陸器必須精確估計(jì)出自身相對目標(biāo)著陸點(diǎn)的水平位置。此外，為實(shí)現(xiàn)障礙規(guī)避，著陸器還需在線識(shí)別地形障礙，確定自身相對障礙的位置，并選定合適的著陸點(diǎn)。以往的火星著陸任務(wù)僅對著陸器的高度、速度以及姿態(tài)進(jìn)行了估計(jì)，由于測量信息中不包含水平位置信息，因此難以對水平位置進(jìn)行估計(jì)。

2)導(dǎo)航參考信息匱乏

地外天體著陸先驗(yàn)導(dǎo)航信息匱乏，火星表面特征信息有限，且動(dòng)力下降段高度較低，可見的大型自然特征稀少?；鹦菍?dǎo)航衛(wèi)星網(wǎng)尚未形成，無法直接為著陸器提供導(dǎo)航定位服務(wù)。

1.2 動(dòng)力下降制導(dǎo)難點(diǎn)

1)大范圍距離轉(zhuǎn)移

受動(dòng)力下降段之前導(dǎo)航與制導(dǎo)能力的限制，著陸器在動(dòng)力下降初始時(shí)刻的狀態(tài)散布較大，往往與目標(biāo)著陸點(diǎn)存在較大的水平距離。如何在滿足多項(xiàng)工程約束的前提下滿足轉(zhuǎn)移距離要求是動(dòng)力下降段制導(dǎo)需要解決的難題。

2)復(fù)雜地形著陸

目前，所有的火星著陸任務(wù)均選擇在大范圍平坦區(qū)著陸，大大降低了著陸區(qū)域的科考價(jià)值。未來火星探測任務(wù)期望在科考價(jià)值更高的復(fù)雜地形區(qū)著陸。此區(qū)域多為高地、山脈等地形。著陸制導(dǎo)律除了考慮定點(diǎn)著陸、燃料最優(yōu)等傳統(tǒng)因素時(shí)，還需具備障礙規(guī)避的能力。

2 自主導(dǎo)航技術(shù)研究現(xiàn)狀

根據(jù)動(dòng)力下降段可用的導(dǎo)航敏感器類型可將導(dǎo)航方法分為慣性導(dǎo)航、雷達(dá)導(dǎo)航、光學(xué)導(dǎo)航和無線電導(dǎo)航，以及多種敏感器組合導(dǎo)航。慣性導(dǎo)航以慣性測量單元，即加速度計(jì)和陀螺儀為敏感器，通過積分計(jì)算著陸器的運(yùn)動(dòng)。著陸雷達(dá)通過測量信號(hào)到達(dá)火星表面并返回的時(shí)間，計(jì)算著陸器沿波束方向到火星表面的距離，此外，多普勒雷達(dá)還可通過多普勒頻移計(jì)算著陸器沿波束方向的速度。光學(xué)導(dǎo)航通過拍攝著陸區(qū)的圖像，利用圖像中的地形特征實(shí)現(xiàn)著陸器位姿估計(jì)。無線電導(dǎo)航以火星軌道器為參考基準(zhǔn)，通過器間測距測速信息，結(jié)合已知的火星軌道器軌道，獲得著陸器在慣性系下的狀態(tài)信息。慣性導(dǎo)航不能修正著陸器狀態(tài)，通常作為其他導(dǎo)航方法的輔助手段。下面將詳細(xì)分析雷達(dá)、光學(xué)以及無線電導(dǎo)航的研究現(xiàn)狀。

2.1 雷達(dá)導(dǎo)航研究現(xiàn)狀

在雷達(dá)導(dǎo)航方面，從“海盜號(hào)”到“好奇號(hào)”，所有的火星著陸器均載有雷達(dá)高度計(jì)確定高度。此外，“海盜號(hào)”，“鳳凰號(hào)”以及“好奇號(hào)”還載有多普勒雷達(dá)，可通過多普勒原理測量著陸器的水平速度。著陸器雷達(dá)通常有多個(gè)波束，當(dāng)存在三個(gè)不共面波束時(shí)，即可確定著陸器的高度、三維速度以及姿態(tài)[5]。好奇號(hào)載有六波束多普勒雷達(dá)(Terminal descent sensor,TDS)，TDS測距精度優(yōu)于相對距離的2%，測距偏差小于0.5 m，測速精度優(yōu)于相對速度的0.75%，測速偏差小于0.03 m/s，通過地面仿真及對任務(wù)數(shù)據(jù)分析證明了該設(shè)備滿足MSL任務(wù)需求[6]。通過脈沖測距的方式也可獲得脈沖間的平均速度，但直接通過多普勒效應(yīng)測量的速度精度比通過脈沖間距測量平均速度精度高兩個(gè)數(shù)量級(jí)[7]。舒嶸等[8]和Pierrottet[9]研究了用于著陸導(dǎo)航的全光纖線性調(diào)頻連續(xù)波——連續(xù)波激光多普勒雷達(dá)，測速精度達(dá)到了0.05 cm/s。

Amzajerdian等[10]給出了多普勒雷達(dá)導(dǎo)航的測量模型，并研究了著陸過程中flash雷達(dá)、多普勒雷達(dá)、以及激光雷達(dá)的作用距離和功能，其中flash雷達(dá)與激光雷達(dá)除了可以測量高度外，還可通過主動(dòng)掃描的形式獲得地形高程數(shù)據(jù)，并以此進(jìn)行地形導(dǎo)航[11]。Busnardo等[12]和Li等[13]研究了慣導(dǎo)輔助的雷達(dá)導(dǎo)航，利用慣導(dǎo)的測量構(gòu)建狀態(tài)方程，同時(shí)估計(jì)著陸器的位置、速度、姿態(tài)以及慣導(dǎo)的常值偏差，分析了波束安裝角對導(dǎo)航性能的影響，以及該方法應(yīng)用在地形平坦區(qū)及地形起伏區(qū)的性能。

雷達(dá)測量的精度及頻率高，但無法獲得著陸器相對目標(biāo)著陸點(diǎn)的位置信息。因此單一的雷達(dá)導(dǎo)航方式難以滿足定點(diǎn)著陸的要求。

2.2 光學(xué)導(dǎo)航研究現(xiàn)狀

光學(xué)導(dǎo)航既可以提供著陸區(qū)域形貌信息，還可以通過著陸圖像中的地形特征點(diǎn)進(jìn)行視覺導(dǎo)航，為著陸導(dǎo)航提供了一種有效可靠的途徑。常用的光學(xué)導(dǎo)航敏感器有主動(dòng)式的激光雷達(dá)以及被動(dòng)式的光學(xué)導(dǎo)航相機(jī)。激光雷達(dá)精度高、分辨率高、不受光照條件限制，可直接獲得著陸區(qū)域的三維地形，生成數(shù)字高程圖后與星上存儲(chǔ)的地形數(shù)據(jù)庫進(jìn)行比對，從而實(shí)現(xiàn)著陸器位姿估計(jì)。相比激光雷達(dá)，光學(xué)相機(jī)質(zhì)量體積小、功耗低、技術(shù)成熟，使用范圍不受高度限制，也可實(shí)現(xiàn)著陸器的位姿估計(jì)以及障礙識(shí)別。

光學(xué)導(dǎo)航既可實(shí)現(xiàn)絕對導(dǎo)航，也可用于相對導(dǎo)航。所謂絕對導(dǎo)航，是指確定著陸器在著陸天體固連系下的位置姿態(tài)，光學(xué)圖像中需包含地形數(shù)據(jù)庫中已知的自然路標(biāo)。為了能夠滿足火星著陸探測任務(wù)精度的要求，美國噴氣推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室(Jet Propulsion Laboratory,JPL)開發(fā)了基于視覺測量的自主精確著陸和障礙規(guī)避技術(shù)(ALHAT)，并將其成功應(yīng)用于月球著陸器Altair的前期設(shè)計(jì)工作中[14]。歐空局也對基于光學(xué)測量的自主導(dǎo)航方案進(jìn)行了研究，研發(fā)了基于激光雷達(dá)的軟著陸GNC仿真系統(tǒng)[15]，仿真結(jié)果表明該系統(tǒng)能夠獲得較高的導(dǎo)航精度[16]。此外Li等[17]提出了基于導(dǎo)航相機(jī)光學(xué)測量以及微型高度計(jì)和速度計(jì)輔助IMU的行星下降段導(dǎo)航方案。在“近地小行星交會(huì)探測器(NEAR)”任務(wù)和“隼鳥號(hào)(Hayabusa)”任務(wù)中，基于特征點(diǎn)跟蹤的自主光學(xué)導(dǎo)航得到了飛行驗(yàn)證[18]。針對NEAR任務(wù)中近軌道操作自主導(dǎo)航需要，Cheng和Miller發(fā)展了跟蹤小行星表面彈坑的自主導(dǎo)航方案，采用基于特征點(diǎn)自動(dòng)提取、跟蹤的光學(xué)導(dǎo)航方式來確定探測器與目標(biāo)天體之間的相對位置和姿態(tài)，并把該導(dǎo)航方案應(yīng)用到下一代火星精確著陸任務(wù)的著陸段導(dǎo)航中[19]。JPL發(fā)展了基于計(jì)算機(jī)視覺的自主著陸小行星導(dǎo)航算法，通過跟蹤可見的特征點(diǎn)和識(shí)別路標(biāo)保證探測器的精確制導(dǎo)和避障，算法通過處理單個(gè)相機(jī)指向小行星的圖像序列和激光測距儀測得的探測器到特征點(diǎn)距離來估計(jì)探測器的相對運(yùn)動(dòng)、絕對位置和小天體三維表面地形圖[20]。Robert等[21]基于已有任務(wù)圖像和導(dǎo)航信息生成數(shù)字地形圖，并提出了基于路標(biāo)跟蹤的光學(xué)導(dǎo)航方法，提高了光學(xué)導(dǎo)航算法的計(jì)算速度，并發(fā)展了用于導(dǎo)航的目標(biāo)小天體模型和自抗擾特征路標(biāo)識(shí)別算法。Trawny等[22]對融合慣性測量與路標(biāo)視線測量的導(dǎo)航方法進(jìn)行了研究，通過提取已知位置的路標(biāo)特征點(diǎn)，結(jié)合慣性測量單元的測量信息，運(yùn)用濾波計(jì)算得到探測器的最優(yōu)運(yùn)動(dòng)估計(jì)，并通過發(fā)射試驗(yàn)火箭模擬探測器的著陸過程，對算法進(jìn)行了驗(yàn)證分析，實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，該導(dǎo)航方法的速度位置估計(jì)誤差均滿足行星著陸探測的精度要求。Bilodeau等[23]研究了基于隕石坑檢測和匹配的行星著陸導(dǎo)航技術(shù)，并通過地面試驗(yàn)驗(yàn)證了導(dǎo)航精度。崔平遠(yuǎn)等[24]依靠高精度形貌全局高程圖，提出了基于三維地形匹配的自主導(dǎo)航方法，利用激光掃瞄雷達(dá)獲取月表高程圖，然后與星載高程圖通過投票的方法實(shí)現(xiàn)有效匹配。黃翔宇等[25-26]研究了基于慣性導(dǎo)航配以測量修正的軟著陸自主導(dǎo)航方法，通過在慣性導(dǎo)航的基礎(chǔ)上引入距離測量、速度測量信息提高導(dǎo)航精度。

在無先驗(yàn)地形數(shù)據(jù)庫，或者光學(xué)敏感器無法觀測到大型自然路標(biāo)時(shí)，光學(xué)測量只能用于相對導(dǎo)航，即利用序列圖像之間的匹配對著陸器運(yùn)動(dòng)進(jìn)行估計(jì)，或者基于圖像中選中的目標(biāo)著陸點(diǎn)及隨機(jī)特征點(diǎn)，估計(jì)著陸器相對目標(biāo)著陸點(diǎn)的位姿。美國的MER任務(wù)的動(dòng)力下降段利用導(dǎo)航相機(jī)進(jìn)行視覺導(dǎo)航，通過著陸過程中的三幅圖像確定了著陸器的水平速度[27]。日本JAXA研究了利用特征點(diǎn)跟蹤的相對導(dǎo)航方案[28]，利用特征點(diǎn)矢量信息，結(jié)合激光測距儀測得的著陸器到目標(biāo)表面的距離和速度，通過濾波算法獲得探測器相對目標(biāo)著陸點(diǎn)的位置和速度。在實(shí)現(xiàn)相對視覺導(dǎo)航時(shí)，由于單一相機(jī)無法獲得景深信息，因此需其他敏感器輔助。文獻(xiàn)[29]通過雙目視覺相機(jī)實(shí)現(xiàn)了相對導(dǎo)航，獲得了著陸器的全狀態(tài)高精度估計(jì)。然而雙目相機(jī)的應(yīng)用受可視區(qū)域、多特征點(diǎn)可分辨率以及視差可分辨率約束，且圖像處理過程較單目相機(jī)復(fù)雜，實(shí)時(shí)性較差。文獻(xiàn)[30]研究了利用三波束雷達(dá)測量輔助的相對視覺導(dǎo)航方法，該方法可估計(jì)出著陸器的位置和速度信息。

基于光學(xué)圖像的導(dǎo)航方案主要涉及到火星表面路標(biāo)點(diǎn)檢測與匹配?；谛行潜砻嫣卣鞯臋z測與識(shí)別問題，國內(nèi)外學(xué)者也進(jìn)行了大量的研究工作。NEAR任務(wù)首先驗(yàn)證了基于隕石坑信息的光學(xué)導(dǎo)航的可行性，但是先期的隕石坑檢測工作全部由人工完成。Kim等[31]針對隕石坑的形狀，生成相應(yīng)的模版，通過模版匹配實(shí)現(xiàn)了基于光學(xué)圖像與數(shù)字高程圖的隕石坑提取。Brian等[32]通過地形曲率閾值圖，結(jié)合分割與檢測算法，針對火星數(shù)字高程圖進(jìn)行隕石坑檢測。Kamarudin等[33]通過圖像分割，形態(tài)分析，質(zhì)心提取等方法完成了隕石坑的檢測。Salamuniccar等[34]通過對數(shù)字地形圖的梯度及形態(tài)學(xué)分析，利用投票方法，實(shí)現(xiàn)了行星表面隕石坑的提取。在國內(nèi)，馮軍華等[35]基于Canny算子以及邊緣配對完成隕石坑檢測，Ding等[36]采用KLT特征檢測方法進(jìn)行隕石坑搜索，并利用基于弦中點(diǎn)Hough變換方法實(shí)現(xiàn)了隕石坑的檢測。

2.3 無線電導(dǎo)航現(xiàn)狀

在動(dòng)力下降段，著陸器已經(jīng)與整流罩分離，著陸器與火星軌道器之間可通過無線電通信實(shí)現(xiàn)測距測速。無線電測量精度高、技術(shù)成熟，易于工程實(shí)現(xiàn)，是航天器導(dǎo)航的重要手段。由軌道器構(gòu)成的火星網(wǎng)絡(luò)一方面能夠?qū)崿F(xiàn)探測器與地面站大量數(shù)據(jù)的可靠傳輸，另一方面可以作為導(dǎo)航信標(biāo)，利用器間無線電測量為著陸器提供導(dǎo)航基準(zhǔn)，是實(shí)現(xiàn)火星著陸高精度導(dǎo)航的理想方案。

NASA的JPL早在1999年就提出建立火星網(wǎng)絡(luò)(Mars Network) 的計(jì)劃，并為預(yù)想的火星網(wǎng)絡(luò)設(shè)計(jì)了“4retro111”星座構(gòu)形，包含6顆低軌小型衛(wèi)星和多顆專用通信衛(wèi)星[38]。迄今，已經(jīng)在軌運(yùn)行的火星軌道器包括NASA的“奧德賽(Odyssey)”、“火星勘測軌道器(Mars Reconnaissance Orbiter,MRO)”、“火星大氣與揮發(fā)物演化(Mars Atmosphere and Volatile Evolution,MAVEN) 探測軌道器”，ESA“火星快車(Mars Express,MEX)”以及印度的火星軌道器“曼加里安(Mangalyaan)”，其中大部分均可與探測器建立無線電通信鏈路，為探測器提供中繼通信服務(wù)[39]。Lightsey等[40]研究了基于火星網(wǎng)的火星著陸導(dǎo)航方案，假設(shè)軌道器軌道已知，利用器間測距測速信息對著陸器的位置速度進(jìn)行估計(jì)。若在動(dòng)力下降過程中存在三顆以上的可見軌道器，則可直接通過無線電測量對著陸器進(jìn)行定位。然而目前火星軌道器數(shù)量稀少，難以保證著陸期間有充足的軌道器可用，因此通常將無線電測量與其他測量組合使用。Qin等[41]研究了無線電與雷達(dá)組合的動(dòng)力下降段導(dǎo)航方法，當(dāng)僅有一顆軌道器可用時(shí)，結(jié)合雷達(dá)的測量，估計(jì)著陸器的位置與速度。Lou等[42]通過中心差分濾波方法消除了導(dǎo)航系統(tǒng)中的不確定性。除利用軌道器作為無線電導(dǎo)航信標(biāo)之外，還可以利用火星表面信標(biāo)進(jìn)行導(dǎo)航。Yu等[43]以可觀測度為指標(biāo)，對火星表面無線電信標(biāo)的布局進(jìn)行優(yōu)化，以提高火星著陸的無線電導(dǎo)航性能。

無線電導(dǎo)航技術(shù)成熟，測量頻率高，但只能實(shí)現(xiàn)位置估計(jì)，難以實(shí)現(xiàn)姿態(tài)估計(jì)。此外，目前應(yīng)用無線電導(dǎo)航的主要問題在于軌道器存在定軌誤差，依據(jù)目前火星軌道器的定軌精度，火星慣性系下可達(dá)30 m，此精度決定了著陸器無線電導(dǎo)航的精度上限。

3 制導(dǎo)技術(shù)研究現(xiàn)狀

動(dòng)力下降段是著陸過程的最后階段，與進(jìn)入段制導(dǎo)的執(zhí)行機(jī)構(gòu)不同，動(dòng)力下降段通過軌控發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生控制力，實(shí)現(xiàn)對著陸器軌跡控制。動(dòng)力下降段最基本的功能是使得著陸器達(dá)到火星表面的同時(shí)速度減為零，即實(shí)現(xiàn)軟著陸。考慮到著陸精度，制導(dǎo)律還需滿足水平位置的邊界條件約束，即具備定點(diǎn)軟著陸的功能。對于復(fù)雜地形區(qū)的著陸，還要求制導(dǎo)律具有障礙規(guī)避的功能。

根據(jù)火星動(dòng)力下降段制導(dǎo)律的發(fā)展，可將其分為四代。第一代制導(dǎo)律僅以軟著陸為目標(biāo)，最具代表性的為重力轉(zhuǎn)彎制導(dǎo)。重力轉(zhuǎn)彎起初應(yīng)用于月球軟著陸的動(dòng)力下降段，后來在火星著陸中也得到應(yīng)用。二十世紀(jì)六十年代，Cheng[44]和Jungmann[45]等建立了重力轉(zhuǎn)彎的解析模型，通過保持發(fā)動(dòng)機(jī)推力與速度方向共線反向，可以實(shí)現(xiàn)最終軟著陸，同時(shí)推導(dǎo)了著陸過程所需的推重比。重力轉(zhuǎn)彎制導(dǎo)律簡單可靠、易于工程實(shí)現(xiàn)，不足之處在于無法主動(dòng)控制落點(diǎn)位置。對此，又有學(xué)者進(jìn)行了改進(jìn)研究。McInnes[46]研究了同時(shí)調(diào)節(jié)推力大小和方向的重力轉(zhuǎn)彎制導(dǎo)，可以實(shí)現(xiàn)定點(diǎn)著陸，同時(shí)也設(shè)計(jì)了自適應(yīng)跟蹤控制律，在部分發(fā)動(dòng)機(jī)推力失效的情況下也能保證安全著陸，提高了重力轉(zhuǎn)彎的魯棒性。Wang等[47]考慮了燃耗，設(shè)計(jì)了重力轉(zhuǎn)彎的燃耗最優(yōu)制導(dǎo)律。

第二代制導(dǎo)律除考慮軟著陸外，還考慮邊界條件約束或者燃耗最優(yōu)指標(biāo)。阿波羅多項(xiàng)式制導(dǎo)律代表了滿足邊界條件燃料次優(yōu)的制導(dǎo)律，好奇號(hào)在動(dòng)力下降段應(yīng)用了二階多項(xiàng)式制導(dǎo)。Klumpp[48]于1971年設(shè)計(jì)了動(dòng)力下降段的二階多項(xiàng)式制導(dǎo)，將著陸器的加速度假設(shè)為時(shí)間的二次多項(xiàng)式，通過初始狀態(tài)和終端狀態(tài)約束求解多項(xiàng)式系數(shù)，進(jìn)而得到解析的多項(xiàng)式制導(dǎo)律。雖然多項(xiàng)式制導(dǎo)律能滿足定點(diǎn)著陸的要求，但并未限制燃料消耗。在滿足邊界約束的基礎(chǔ)上，Klumpp又引入了能耗指標(biāo)，解析求得能耗最優(yōu)的著陸時(shí)間，進(jìn)而提升了二階多項(xiàng)式制導(dǎo)的性能。二代制導(dǎo)律的第二類為燃耗最優(yōu)但不滿足邊界條件約束的制導(dǎo)，Chandler等[49]學(xué)者根據(jù)航天器起飛制導(dǎo)律推導(dǎo)了著陸的常推力燃料最優(yōu)顯式制導(dǎo)律。由于在設(shè)計(jì)制導(dǎo)律時(shí)不考慮終端水平位置約束，因此該類制導(dǎo)律不能滿足定點(diǎn)著陸需求，適用于大范圍平坦區(qū)著陸。

第三代制導(dǎo)律為定點(diǎn)軟著陸的最優(yōu)制導(dǎo)律，既滿足定點(diǎn)軟著陸的需求，也考慮了燃耗或能耗等性能指標(biāo)。D’Souza[50]研究了能量最優(yōu)的閉環(huán)顯式制導(dǎo)律，考慮雙積分線性動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)，以控制加速度平方和的積分為性能指標(biāo)，通過最優(yōu)控制理論的變分法推導(dǎo)了控制加速度與著陸器狀態(tài)的解析關(guān)系式。Ebrahimi等[51]研究了ZEM/ZEV制導(dǎo)律，根據(jù)當(dāng)前時(shí)刻的狀態(tài)，假設(shè)無控制力，預(yù)測著陸器的最終狀態(tài)，通過與目標(biāo)狀態(tài)的誤差計(jì)算控制力，修正最終狀態(tài)誤差，從而實(shí)現(xiàn)定點(diǎn)軟著陸。Guo等[52]與Hawkins等[53]研究了ZEM/ZEV的應(yīng)用范圍。ZEM/ZEV制導(dǎo)律的推導(dǎo)過程雖與D’souza的能量最優(yōu)制導(dǎo)律迥異，但最終形式一致，通過設(shè)置著陸時(shí)間也可以達(dá)到能量最優(yōu)的效果?；赯EM/ZEV制導(dǎo)律，Guo等[54]研究了中繼點(diǎn)優(yōu)化制導(dǎo)律，在著陸過程中設(shè)置中繼點(diǎn)，在從初始點(diǎn)飛往中繼點(diǎn)以及從中繼點(diǎn)飛往目標(biāo)著陸點(diǎn)的過程中，均采用ZEM/ZEV制導(dǎo)律，通過優(yōu)化中繼點(diǎn)的位置，實(shí)現(xiàn)整個(gè)過程的燃耗最優(yōu)，同時(shí)保證著陸軌跡位于火星表面之上，滿足路徑約束。McInnes[55]與Lopez[56]研究了基于李雅普諾夫穩(wěn)定性的勢函數(shù)制導(dǎo)，可使得系統(tǒng)在目標(biāo)著陸點(diǎn)處全局漸進(jìn)穩(wěn)定，從而實(shí)現(xiàn)定點(diǎn)軟著陸，同時(shí)調(diào)整制導(dǎo)律中的參數(shù)矩陣，改變軌跡形狀，將地形信息引入制導(dǎo)律中，并設(shè)置為高勢能區(qū)，可以使得著陸器在著陸過程中避開障礙。上述制導(dǎo)律均為顯式制導(dǎo)律，動(dòng)力下降段另外一種制導(dǎo)方式為基于軌跡優(yōu)化的跟蹤制導(dǎo)。Acikmese等[57]采用凸優(yōu)化的方法，將推力幅值的非凸約束轉(zhuǎn)化成二階錐凸束，同時(shí)考慮著陸過程中的路徑約束、姿態(tài)傾角約束以及邊界條件約束，以燃料最優(yōu)為性能指標(biāo)優(yōu)化軌跡。凸規(guī)劃確保了優(yōu)化問題收斂到全局最優(yōu)解，且提高優(yōu)化效率，該方法也具有未來在線優(yōu)化的可能性。崔平遠(yuǎn)等[58]從軌跡曲率的角度出發(fā)，設(shè)計(jì)了解析的閉環(huán)制導(dǎo)律，不僅實(shí)現(xiàn)了動(dòng)力下降障礙規(guī)避，且降低了制導(dǎo)求解計(jì)算量。

考慮到科考價(jià)值，未來火星探測會(huì)在復(fù)雜地形區(qū)著陸，對動(dòng)力下降段制導(dǎo)律的智能性提出了更高的要求，要求制導(dǎo)律能自主規(guī)避著陸過程中的障礙，且對著陸軌跡的幾何形狀也提出了較高的要求，確保著陸過程中對目標(biāo)點(diǎn)的可見性。這是未來動(dòng)力下降段制導(dǎo)研究的重點(diǎn)。

4 自主導(dǎo)航與制導(dǎo)關(guān)鍵技術(shù)

未來火星探測任務(wù)追求更高的科學(xué)回報(bào)，任務(wù)形式也日趨復(fù)雜，因此對動(dòng)力下降段導(dǎo)航與制導(dǎo)技術(shù)提出了更高的要求。本節(jié)根據(jù)動(dòng)力下降段導(dǎo)航與制導(dǎo)技術(shù)的發(fā)展現(xiàn)狀及未來任務(wù)需求，總結(jié)導(dǎo)航與制導(dǎo)技術(shù)實(shí)現(xiàn)突破的關(guān)鍵點(diǎn)。

1)火星導(dǎo)航網(wǎng)構(gòu)建

火星導(dǎo)航網(wǎng)是未來火星探測自主導(dǎo)航的重要途徑，與地球?qū)Ш叫l(wèi)星星座類似，完善的火星導(dǎo)航衛(wèi)星星座可以為著陸器提供中繼通信以及高精度實(shí)時(shí)導(dǎo)航定位服務(wù)?；鹦菍?dǎo)航網(wǎng)不僅需要構(gòu)型合理數(shù)量充足的火星軌道器，還需要高精度的火星軌道器定軌。目前，利用地面站的測距測速結(jié)合VLBI測量，經(jīng)過長期觀測對火星軌道器在地球慣性坐標(biāo)系下的定軌精度可達(dá)10 m量級(jí)，考慮到火星的星歷誤差，軌道器在火星固連系下的精度為百米量級(jí)，此定軌精度帶來的著陸器導(dǎo)航精度也為百米量級(jí)。因此，目前火星軌道器在數(shù)量及定軌精度均無法滿足火星定點(diǎn)著陸的需求。

為實(shí)現(xiàn)火星導(dǎo)航網(wǎng)的構(gòu)建，高精度火星軌道器定軌是關(guān)鍵技術(shù)。一方面，隨著地面無線電測控技術(shù)及光學(xué)觀測技術(shù)的發(fā)展，提高軌道器定軌精度及火星星歷精度；另一方面，除依靠地面測控外，軌道器也可依靠星載導(dǎo)航敏感器實(shí)現(xiàn)火星系下的高精度自主定軌。

2)高精度光學(xué)導(dǎo)航數(shù)據(jù)庫構(gòu)建

光學(xué)導(dǎo)航對著陸器位姿估計(jì)是不可或缺的技術(shù)，其導(dǎo)航參考為表面形貌特征。在動(dòng)力下降段通過光學(xué)導(dǎo)航確定著陸器在火星固連系下的狀態(tài)，高精度的地形數(shù)據(jù)庫是前提。目前火星地形數(shù)據(jù)庫主要通過火星軌道器拍攝的圖像構(gòu)建而成，受目前星載相機(jī)性能以及定軌精度的限制，火星全局地形數(shù)據(jù)庫的分辨率及精度均存在一定缺陷。此外，數(shù)據(jù)庫中導(dǎo)航可用的自然特征類型及數(shù)量受限，目前的地形特征以隕石坑為主，由于動(dòng)力下降段高度較低，相機(jī)視場受限，地形數(shù)據(jù)庫中的地形特征數(shù)量無法滿足動(dòng)力下降段導(dǎo)航需求。

建立服務(wù)于導(dǎo)航的高精度地形數(shù)據(jù)庫，首先需要發(fā)展高分辨率成像及三維地形測繪技術(shù)，此技術(shù)是數(shù)據(jù)庫構(gòu)建的基礎(chǔ)。此外，還需建立除隕石坑外其他類型的地形特征，如火星表面紋理等，為導(dǎo)航提供多樣化的導(dǎo)航參考。

3)障礙實(shí)時(shí)檢測與表征

復(fù)雜地形區(qū)域有利于獲得豐富的科學(xué)數(shù)據(jù)，但同時(shí)也要求著陸器具備障礙規(guī)避的能力[58]。障礙檢測與表征是障礙規(guī)避的前提，探測器除檢測目標(biāo)著陸點(diǎn)附近的巖石塊等小型障礙外，還需對著陸區(qū)域范圍內(nèi)的大型地形障礙進(jìn)行檢測、重構(gòu)與表征。對于障礙的表征需要考慮制導(dǎo)系統(tǒng)需求，將障礙的位置、高度、基本形貌等描述為軌跡規(guī)劃可用的信息，通過在線軌跡規(guī)劃實(shí)現(xiàn)障礙規(guī)避。

5 結(jié) 論

動(dòng)力下降段是火星著陸的最終階段，是實(shí)現(xiàn)安全精確著陸的關(guān)鍵。本文介紹了火星動(dòng)力下降段的過程，分析了導(dǎo)航制導(dǎo)技術(shù)的難點(diǎn)，介紹了動(dòng)力下降段的導(dǎo)航制導(dǎo)技術(shù)研究現(xiàn)狀，并根據(jù)未來火星著陸任務(wù)需求，提出了發(fā)展導(dǎo)航與制導(dǎo)技術(shù)的關(guān)鍵。

目前火星著陸動(dòng)力下降段可用的導(dǎo)航技術(shù)包括雷達(dá)、光學(xué)以及無線電導(dǎo)航。雷達(dá)可測量著陸器沿波束方向到火星表面的距離以及相對速度，由此可估計(jì)著陸器的高度、速度以及姿態(tài)信息，但無法獲得著陸器相對目標(biāo)著陸點(diǎn)的水平位置信息。光學(xué)導(dǎo)航是目前應(yīng)用最廣泛的著陸導(dǎo)航技術(shù)，當(dāng)相機(jī)視場內(nèi)有充足的特征點(diǎn)時(shí)，可以實(shí)現(xiàn)著陸器全狀態(tài)估計(jì)。無線電導(dǎo)航雖然在原理上可實(shí)現(xiàn)著陸器高精度位置及速度估計(jì)，但受目前火星軌道器數(shù)量及定軌精度的限制，不適合單獨(dú)應(yīng)用。動(dòng)力下降段制導(dǎo)律的功能從最初的軟著陸逐漸發(fā)展到燃料最優(yōu)的定點(diǎn)軟著陸。為實(shí)現(xiàn)更高精度的火星著陸，還需進(jìn)一步提高動(dòng)力下降段導(dǎo)航制導(dǎo)技術(shù)能力，發(fā)展火星導(dǎo)航網(wǎng)，構(gòu)建高精度地形數(shù)據(jù)庫，實(shí)現(xiàn)障礙實(shí)時(shí)檢測表征以及在線軌跡規(guī)劃。