彭玉明 李 爽 滿益云 徐 波

(1 南京航空航天大學(xué) 航天學(xué)院,南京210016)

(2 北京空間機(jī)電研究所,北京100076)

1 引言

近年來,隨著航天技術(shù)的不斷發(fā)展,人類逐漸把目光轉(zhuǎn)向外太空?；鹦亲鳛榫嚯x地球最近的行星之一、且與地球有很多相似之處,成為人類深空探測(cè)的首選目標(biāo)星體。目前世界各航天大國都在積極開展火星探測(cè),美國、歐洲、俄羅斯、印度等國均已宣布了各自的火星探測(cè)或月球探測(cè)計(jì)劃,中國也在有條不紊地推進(jìn)自己的火星探測(cè)。

目前有多個(gè)火星探測(cè)任務(wù)在緊鑼密鼓的準(zhǔn)備當(dāng)中,其中比較有代表性的是NASA計(jì)劃2011年發(fā)射的“火星科學(xué)實(shí)驗(yàn)室”(Mars Science Laboratory,MSL),其主要任務(wù)是分析火星土壤和巖石的有機(jī)成分,收集火星地表、大氣環(huán)境數(shù)據(jù),尋找是否有生命存在的跡象?！盎鹦强茖W(xué)實(shí)驗(yàn)室”是人類開展火星探測(cè)以來著陸質(zhì)量最大、高程最高的探測(cè)器,它將首次采用“阿波羅”飛船式的進(jìn)入制導(dǎo)、新穎的“空中吊車(Sky Crane)”著陸方式以及復(fù)雜的軌跡、姿態(tài)制導(dǎo)控制系統(tǒng)。

美國從20世紀(jì)70年代開始進(jìn)行了多次火星探測(cè)活動(dòng),掌握了大量火星表面大氣、環(huán)境數(shù)據(jù),積累了豐富經(jīng)驗(yàn)。因此詳細(xì)了解“火星科學(xué)實(shí)驗(yàn)室”的任務(wù)目標(biāo)以及導(dǎo)航、制導(dǎo)與控制技術(shù)方案有助于我國火星探測(cè)計(jì)劃的實(shí)施。

2 任務(wù)需求與挑戰(zhàn)

2.1 任務(wù)需求

自從2004年“勇氣號(hào)”、“機(jī)遇號(hào)”取得巨大成功后,為了更深入研究火星環(huán)境、尋找是否有生命存在,NASA開始著手研究著陸質(zhì)量更大,探索范圍更廣,使用壽命更長的探測(cè)器。根據(jù)已公布的設(shè)計(jì)方案,“火星科學(xué)實(shí)驗(yàn)室”將采用核動(dòng)力提供能量,攜帶10余種科學(xué)儀器,能夠攀爬60°的斜坡,活動(dòng)范圍達(dá)20km,因此其質(zhì)量和體積都比以前的探測(cè)器大得多,有效載荷達(dá)到850kg,進(jìn)入質(zhì)量更是超過3 000kg?！盎鹦强茖W(xué)實(shí)驗(yàn)室”繼承了“海盜號(hào)”的70°圓錐氣動(dòng)外形和升力體構(gòu)型,由防熱罩、火星車、下降平臺(tái)、后擋板、巡航平臺(tái)5部分構(gòu)成,見圖1?！盎鹦强茖W(xué)實(shí)驗(yàn)室”對(duì)著陸高度和精度的要求比以往任何任務(wù)都要高的多。表1和表2中的數(shù)據(jù)說明著陸高度與精度對(duì)著陸區(qū)(點(diǎn))的選擇有很大影響。高度在0km(火星軌道器激光測(cè)高,下同)以下的區(qū)域只占火星表面積的 51%,而2km以下的卻達(dá)到90%,面積的增大意味著可供選擇的著陸點(diǎn)個(gè)數(shù)也越多;同時(shí),著陸誤差也影響著著陸點(diǎn)個(gè)數(shù),著陸誤差越大,可供選擇的著陸點(diǎn)越少[1-2],而且從安全性的角度考慮,著陸精度越高越好。因此,為了盡可能地?cái)U(kuò)大探索區(qū)域,“火星科學(xué)實(shí)驗(yàn)室”對(duì)著陸精度和高度要求大幅度提高,要求著陸極限偏差不超過10km,著陸高度不低于2km。

圖1 “火星科學(xué)實(shí)驗(yàn)室”組成部分

表1 著陸點(diǎn)高度對(duì)可供選擇的著陸器區(qū)的影響

表2 著陸誤差對(duì)可供選擇的著陸點(diǎn)的影響

2.2 主要技術(shù)難點(diǎn)

火星進(jìn)入、下降和著陸(Entry,Descent and Landing,EDL)時(shí)間雖然很短,卻是整個(gè)任務(wù)最危險(xiǎn)、最重要的環(huán)節(jié)。迄今為止,世界各國已經(jīng)進(jìn)行39次火星探測(cè),其中15次有著陸任務(wù),僅有7次任務(wù)著陸成功?！盎鹦强茖W(xué)實(shí)驗(yàn)室”雖然繼承了一些成熟技術(shù),但是它比以往的任務(wù)要求更高,系統(tǒng)更復(fù)雜,因此仍然有許多技術(shù)難題需要解決。

表3是歷次火星探測(cè)飛行任務(wù)相關(guān)參數(shù)的對(duì)比分析,其中,“火星科學(xué)實(shí)驗(yàn)室”進(jìn)入質(zhì)量大,彈道系數(shù)超過110,著陸高度更是達(dá)到2 km,這對(duì)減速傘和降落傘的氣動(dòng)減速性能提出了極大挑戰(zhàn)。由于火星大氣密度低,僅僅依靠探測(cè)器的氣動(dòng)外形難以使其減速到亞聲速狀態(tài),降落傘需要在超聲速、低密度條件下打開?！盎鹦强茖W(xué)實(shí)驗(yàn)室”的降落傘直徑增加到21.5m,開傘速度Ma=2.2,動(dòng)壓750Pa,接近降落傘使用極限,對(duì)降落傘的強(qiáng)度與飛行性能要求非常高。雖然采用新型尼龍、滌綸、凱夫拉等材料可以解決強(qiáng)度問題,但是速度Ma＞1.5時(shí),降落傘的不穩(wěn)定現(xiàn)象至今仍無法有效的加以解決[3]。

表3 歷次火星探測(cè)任務(wù)飛行參數(shù)對(duì)比分析

實(shí)現(xiàn)高精度著陸是當(dāng)前火星探測(cè)亟待解決的技術(shù)難題之一?；鹦黔h(huán)境非常復(fù)雜,包含很多不確定性因素,如大氣密度、風(fēng)速、聲速等環(huán)境參數(shù)都會(huì)隨季節(jié)、氣候的不同不斷變化,而且其分布與高度有關(guān),例如在20～30km處大氣密度的不確定性是影響探測(cè)器的主要因素,而在火星表面0～10km高度水平方向的風(fēng)是主要的不確定性因素。表4列舉了一部分火星進(jìn)入過程中涉及到的不確定性因素。另外,經(jīng)過長時(shí)間飛行,一些探測(cè)器參數(shù)如質(zhì)量、轉(zhuǎn)動(dòng)慣量、質(zhì)心等也會(huì)發(fā)生變化[4]。進(jìn)入段探測(cè)器速度高、狀態(tài)變化快、不確定性因素多,無制導(dǎo)的彈道式進(jìn)入根本無法滿足10km著陸精度要求。

表4 火星進(jìn)入不同高度所對(duì)應(yīng)的不確定性因素

安全可靠的著陸緩沖方式是著陸成功的關(guān)鍵。目前,成功應(yīng)用的著陸緩沖方案主要有兩種:緩沖支腿和緩沖氣囊,緩沖支腿方式曾多次應(yīng)用在月球、火星著陸探測(cè)器上,技術(shù)較為成熟可靠,可以承受較大質(zhì)量,配合導(dǎo)航、制導(dǎo)控制系統(tǒng)可以實(shí)現(xiàn)比較高的著陸精度。但是對(duì)著陸點(diǎn)的地形要求高,不能有大的巖石或斜坡,而且為了避免發(fā)動(dòng)機(jī)尾流影響要提前關(guān)機(jī),著陸速度比較大。另一種是“勇氣號(hào)”和“機(jī)遇號(hào)”上采用的緩沖氣囊,這種方式雖然簡化了著陸系統(tǒng),但是其有效載荷質(zhì)量比較小,受到結(jié)構(gòu)和材料的限制,沒有辦法應(yīng)用到大型火星探測(cè)器上;同時(shí),這種著陸方式的著陸精度比較低?！盎鹦强茖W(xué)實(shí)驗(yàn)室”以及未來的火星著陸任務(wù)都要求比較大的有效載荷質(zhì)量和較高的著陸精度,因此,必須采用緩沖支腿構(gòu)型的著陸器。

3 “火星科學(xué)實(shí)驗(yàn)室”導(dǎo)航、制導(dǎo)與控制技術(shù)

“火星科學(xué)實(shí)驗(yàn)室”繼承了已有的成熟技術(shù),如70°圓錐氣動(dòng)外形、盤-縫-帶降落傘、升力式構(gòu)型、變推力發(fā)動(dòng)機(jī)等,并在此基礎(chǔ)上針對(duì)遇到的新問題研究開發(fā)了一些新技術(shù),如進(jìn)入升力控制和空中吊車著陸方式等?！盎鹦强茖W(xué)實(shí)驗(yàn)室”整個(gè)EDL過程如圖2所示。

圖2 “火星科學(xué)實(shí)驗(yàn)室”EDL過程示意圖

3.1 進(jìn)入段

進(jìn)入段是不確定性因素最多、狀態(tài)變化最快、氣動(dòng)環(huán)境最復(fù)雜、對(duì)著陸精度影響最大的階段,因此要實(shí)現(xiàn)精確著陸任務(wù),高精度的導(dǎo)航制導(dǎo)控制系統(tǒng)是必不可少的。由于此時(shí)擋熱板尚未拋離,加之存在較大的通信延遲,所以只能通過慣性測(cè)量單元進(jìn)行航位遞推,初始位置、姿態(tài)等狀態(tài)信息由深空網(wǎng)和星敏感器確定。未來采樣返回與載人登陸等任務(wù)要求著陸誤差不超過1km,對(duì)進(jìn)入段導(dǎo)航精度的要求勢(shì)必會(huì)更高,僅僅依靠慣性測(cè)量單元已經(jīng)無法滿足要求,因此必須研究開發(fā)新的自主導(dǎo)航方法,利用火星軌道上潛在的或已有的導(dǎo)航信標(biāo)資源進(jìn)行輔助導(dǎo)航是可能的解決方案。

“火星科學(xué)實(shí)驗(yàn)室”采用升力式構(gòu)型設(shè)計(jì),見圖3。進(jìn)入前通過彈出配平質(zhì)量,使質(zhì)心偏離中心,在進(jìn)入段以配平攻角狀態(tài)飛行(圖3中的α為功角),Ma=25時(shí),升阻比約為0.24?！盎鹦强茖W(xué)實(shí)驗(yàn)室”首次采用進(jìn)入制導(dǎo),通過控制滾轉(zhuǎn)角改變升力方向以達(dá)到控制飛行軌跡的目的。采用升力式構(gòu)型是因?yàn)檫@樣不但可以增加軌跡控制能力,提高著陸精度,而且可以使進(jìn)入軌跡更加平緩,提高氣動(dòng)減速性能,降低對(duì)熱防護(hù)系統(tǒng)的要求[5]。圖4中所示為歷次火星任務(wù)進(jìn)入段的速度—高度曲線。從圖中可以看到“火星科學(xué)實(shí)驗(yàn)室”相對(duì)于其他的探測(cè)器飛行高度更低,由于高度低,大氣密度大,所以阻力和升力都較大,氣動(dòng)減速性能和軌跡控制能力都有所提高。

圖3 升力式構(gòu)形設(shè)計(jì)

圖4 歷次任務(wù)進(jìn)入段速度—高度曲線對(duì)比

“火星科學(xué)實(shí)驗(yàn)室”采用“阿波羅”式的進(jìn)入制導(dǎo),整個(gè)控制過程可以分為3個(gè)階段:1)首先,進(jìn)入大氣階段。進(jìn)入大氣層時(shí),由于大氣密度很低,氣動(dòng)阻力小,控制能力弱,控制效果不好,為了節(jié)省燃料一般固定滾轉(zhuǎn)角不變。這一階段速度變化很小,高度下降卻很快,見圖4。2)隨著高度的不斷下降,氣動(dòng)阻力不斷增大,當(dāng)阻力加速度達(dá)到1m/s2時(shí)進(jìn)入航程控制階段。該階段的主要目的是消除預(yù)測(cè)航程誤差?？刂铺綔y(cè)器飛到預(yù)定開傘點(diǎn),為了簡化控制系統(tǒng),縱向運(yùn)動(dòng)和側(cè)向運(yùn)動(dòng)需分開控制。縱向控制滾轉(zhuǎn)角大小使探測(cè)器跟蹤標(biāo)稱軌跡,消除航程誤差,側(cè)向采用滾轉(zhuǎn)角變號(hào)邏輯,當(dāng)航向角誤差超出漏斗形的邊界時(shí)改變滾轉(zhuǎn)角符號(hào)。3)最后,是航向調(diào)整階段,此時(shí)探測(cè)器已經(jīng)接近預(yù)定開傘點(diǎn),滾轉(zhuǎn)角變化對(duì)航程影響不大,因此不再控制航程,而是最小化側(cè)向誤差,使探測(cè)器飛向預(yù)定開傘點(diǎn)[6-7]。由于采用的是標(biāo)準(zhǔn)軌跡跟蹤法,初始狀態(tài)誤差和不確定性擾動(dòng)是影響制導(dǎo)精度的關(guān)鍵因素之一,另外,控制能力弱也是影響著陸精度的主要原因,因此,在設(shè)計(jì)制導(dǎo)與控制系統(tǒng)時(shí)需著重考慮系統(tǒng)抗擾動(dòng)性能。

探測(cè)器的姿態(tài)控制是由對(duì)稱分布在后擋板的反作用姿控發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)現(xiàn)的,其布局如圖5、圖6所示。這些發(fā)動(dòng)機(jī)是常推力的,依靠方向相反的4組發(fā)動(dòng)機(jī)的開與關(guān)控制姿態(tài)力矩。在進(jìn)入段起到軌跡控制作用的主要是滾轉(zhuǎn)通道,通過改變滾轉(zhuǎn)角控制升力方向,俯仰和偏航通道通常用來控制攻角和側(cè)滑角在一定范圍,使探測(cè)器可以在配平攻角狀態(tài)下飛行。

圖5 姿控發(fā)動(dòng)機(jī)布局

圖6 發(fā)動(dòng)機(jī)布局

3.2 降落傘下降段

降落傘下降段的難點(diǎn)在于低密度、超聲速條件下的開傘技術(shù)。降落傘在超聲速條件下存在開傘困難、開傘不穩(wěn)定、阻力系數(shù)下降等問題?！盎鹦强茖W(xué)實(shí)驗(yàn)室”雖然沿用了曾多次使用的盤-縫-帶降落傘,但是它的直徑更大,開傘速度馬赫數(shù)更高。試驗(yàn)中發(fā)現(xiàn)當(dāng)速度Ma＞1.5時(shí),降落傘會(huì)出現(xiàn)不穩(wěn)定現(xiàn)象,這與降落傘直徑、傘繩長度、傘型有直接關(guān)系。表5列舉了NASA進(jìn)行的降落傘投放試驗(yàn)和實(shí)際飛行數(shù)據(jù)[7]。

表5 降落傘投放試驗(yàn)數(shù)據(jù)

擋熱板分離以后,探測(cè)器上攜帶的導(dǎo)航設(shè)備陸續(xù)開機(jī)工作?！盎鹦强茖W(xué)實(shí)驗(yàn)室”攜帶了多普勒雷達(dá)速度計(jì)和傾斜雷達(dá)高度計(jì),實(shí)時(shí)測(cè)量3個(gè)軸向速度和高度,可與慣性測(cè)量單元進(jìn)行組合導(dǎo)航。但是由于降落傘下降階段探測(cè)器姿態(tài)變化劇烈、距地面的高度較高,再加上地形的影響,導(dǎo)致測(cè)量精度不高。下一代火星探測(cè)器不但要具備精確著陸能力,還必須能夠自主檢測(cè)障礙,并進(jìn)行相應(yīng)的規(guī)避機(jī)動(dòng),因此光學(xué)導(dǎo)航相機(jī)、激光雷達(dá)等障礙檢測(cè)傳感器是必不可少的,這些傳感器在提供火星表面地形信息的時(shí)候,也帶來大量導(dǎo)航信息。目前,降落傘下降階段還不具備制導(dǎo)控制能力,因此有學(xué)者提出采用可控翼傘,增加一定的軌跡機(jī)動(dòng)能力,配合水平反沖發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)現(xiàn)可控下降[8]。

3.3 動(dòng)力下降段

當(dāng)高度下降到1 500～2 000m,速度100m/s左右時(shí)后擋板分離,制動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火開始動(dòng)力下降。動(dòng)力下降段狀態(tài)變化比較平緩,導(dǎo)航測(cè)量信息多且精度較高,影響著陸精度的主要是制導(dǎo)控制精度?！盎鹦强茖W(xué)實(shí)驗(yàn)室”沿用了“阿波羅”登月艙的多項(xiàng)式制導(dǎo)方法,通過多項(xiàng)式擬合出一條加速度曲線,調(diào)整姿態(tài)與推力跟蹤加速度曲線。兩者不同的是“阿波羅”登月艙是有人的,可以識(shí)別障礙并進(jìn)行相應(yīng)的規(guī)避機(jī)動(dòng),而“火星科學(xué)實(shí)驗(yàn)室”目前還不具備自主障礙檢測(cè)規(guī)避能力。

整個(gè)動(dòng)力下降過程可以劃分為3個(gè)階段:動(dòng)力接近段、常值速度段、常值加速度段。

1)動(dòng)力接近段主要是為了減小下降速度,消除水平速度。

2)探測(cè)器沿著預(yù)先規(guī)劃好的軌跡運(yùn)動(dòng)到著陸點(diǎn)上空100m處,然后開始以20m/s的常值速度垂直下降,保持固定速度是為了消除高度測(cè)量誤差,因?yàn)樵趽鯚岚宸蛛x以后探測(cè)器上雷達(dá)雖然開機(jī)工作了,但是在降落傘下降階段和動(dòng)力接近段探測(cè)器高度較高,測(cè)量精度較差。

3)當(dāng)高度下降到50m左右時(shí)開始以常值加速度下降,下降速度由20m/s減小到0.75m/s,此時(shí)探測(cè)器距離火星表面約21m,關(guān)閉4臺(tái)制動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)開始“空中吊車”著陸。

動(dòng)力下降段的姿態(tài)與發(fā)動(dòng)機(jī)控制至關(guān)重要,直接影響到能否成功著陸?！盎鹦强茖W(xué)實(shí)驗(yàn)室”的動(dòng)力下降系統(tǒng)由8個(gè)推力范圍從400～3 000N的變推力發(fā)動(dòng)機(jī)組成[5]。推力方向與探測(cè)器垂直軸線方向呈一定夾角,這樣布置是為了消除發(fā)動(dòng)機(jī)氣流吹起的巖石灰塵等對(duì)火星車和下降傳感器的影響,同時(shí)還可以起到姿態(tài)控制的作用?！盎鹦强茖W(xué)實(shí)驗(yàn)室”總共攜帶390kg燃料,其中大部分消耗在動(dòng)力下降段,表6中列出了動(dòng)力下降段各階段燃料消耗情況[7,9]。

表6 各階段燃料消耗統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)

3.4 “空中吊車”著陸方案

“火星科學(xué)實(shí)驗(yàn)室”采用了不同于以往的著陸緩沖方案——“空中吊車”著陸方式。著陸操作開始后下降平臺(tái)保持0.75m/s的下降速度,同時(shí)以0.75m/s的速度釋放吊索和火星車,整個(gè)吊索全長7.5m。當(dāng)?shù)跛魅酷尫乓院?繼續(xù)保持0.75m/s的下降速度直到火星車著陸,然后斷開吊索,下降平臺(tái)垂直上升一段時(shí)間改變姿態(tài)啟動(dòng)全部發(fā)動(dòng)機(jī)飛走[6-8],具體過程見圖2。這種著陸方式可以保證火星車不受發(fā)動(dòng)機(jī)氣流影響,不需要像“鳳凰號(hào)”那樣提前關(guān)閉制動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī),也不需要設(shè)計(jì)復(fù)雜的緩沖吸能裝置,使著陸有效載荷的質(zhì)量進(jìn)一步得到提高,見圖7?；鹦擒囍懸揽?個(gè)輪子進(jìn)行緩沖,著陸速度小,著陸安全性好,可以在坡度不超過15°、巖石高度不超過0.55m的復(fù)雜地形著陸[4],見圖8。

圖7 “鳳凰號(hào)“和“火星科學(xué)實(shí)驗(yàn)室”的著陸器

圖8 發(fā)動(dòng)機(jī)氣流影響

4 結(jié)束語

進(jìn)入、下降與著陸技術(shù)是火星探測(cè)的核心技術(shù)之一,對(duì)整個(gè)火星探測(cè)活動(dòng)的順利進(jìn)行起著不可替代的作用?！盎鹦强茖W(xué)實(shí)驗(yàn)室”著陸質(zhì)量更大,著陸精度和安全性要求更高,系統(tǒng)更復(fù)雜,對(duì)導(dǎo)航制導(dǎo)與控制技術(shù)提出了更高的要求?！盎鹦强茖W(xué)實(shí)驗(yàn)室”在繼承已有成熟技術(shù)基礎(chǔ)之上,開創(chuàng)性地運(yùn)用了一些新技術(shù)新方法,如進(jìn)入制導(dǎo)、動(dòng)力下降、空中吊車著陸等。隨著火星探測(cè)的不斷深入,未來采樣返回、載人登陸等任務(wù)還需要探測(cè)器具備精確著陸和自主障礙檢測(cè)與規(guī)避能力,火星進(jìn)入、下降與著陸技術(shù)還有待進(jìn)一步的發(fā)展。

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