于正湜，崔平遠(yuǎn)

（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）

行星著陸自主導(dǎo)航與制導(dǎo)控制研究現(xiàn)狀與趨勢(shì)

于正湜1,2,3，崔平遠(yuǎn)1,2,3

（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）

行星著陸自主導(dǎo)航與制導(dǎo)控制技術(shù)是行星著陸過程的核心技術(shù)之一，關(guān)系到行星著陸任務(wù)的成敗。本文基于未來火星和小天體著陸對(duì)自主導(dǎo)航與制導(dǎo)控制技術(shù)的發(fā)展需求，闡述了進(jìn)一步開展自主導(dǎo)航與制導(dǎo)控制研究的必要性，圍繞行星著陸過程環(huán)境特點(diǎn)，分析了自主導(dǎo)航與制導(dǎo)控制技術(shù)所遇到的挑戰(zhàn)，隨后概括了行星著陸自主導(dǎo)航與制導(dǎo)控制所涉及的關(guān)鍵技術(shù)，并綜述了關(guān)鍵技術(shù)的研究現(xiàn)狀。最后對(duì)我國未來行星著陸探測(cè)自主導(dǎo)航與制導(dǎo)控制技術(shù)的發(fā)展方向進(jìn)行了展望。

行星著陸；火星；小天體；自主導(dǎo)航；制導(dǎo)控制

0 引 言

隨著航天科學(xué)技術(shù)的發(fā)展，行星探測(cè)已經(jīng)逐漸成為國際航天領(lǐng)域的熱點(diǎn)[1]。火星是太陽系內(nèi)與地球自然環(huán)境最為類似的行星，對(duì)火星地質(zhì)、大氣、環(huán)境的考察可以為揭示生命起源、地球演化等一系列科學(xué)問題提供重要線索。小天體被認(rèn)為保存有宇宙形成初期的古老物質(zhì)，因此小天體探測(cè)是人類了解宇宙起源的重要途徑。同時(shí)，小天體獨(dú)特的環(huán)境也有利于對(duì)航天新技術(shù)進(jìn)行驗(yàn)證?？茖W(xué)和技術(shù)兩層面的豐厚回報(bào)使得火星和小天體成為人類行星探測(cè)的首選目標(biāo)。

行星著陸探測(cè)和采樣返回是最具挑戰(zhàn)性的行星探測(cè)活動(dòng)，各航天大國也充分認(rèn)識(shí)到開展行星著陸探測(cè)和采樣返回任務(wù)對(duì)探索生命起源、演化和提高自身航天技術(shù)實(shí)力的重要性，都在積極地開展相關(guān)任務(wù)。其中，安全、精確地著陸到行星表面是成功開展行星著陸探測(cè)任務(wù)及采樣返回的前提，而行星著陸過程的高性能自主導(dǎo)航與制導(dǎo)控制是實(shí)現(xiàn)安全、精確行星著陸的基礎(chǔ)[2]。

截至目前，人類已經(jīng)進(jìn)行了47次火星探測(cè)和19次小天體探測(cè)。隨著行星探測(cè)技術(shù)水平的提高，對(duì)火星和小天體的探測(cè)方式將由飛越、繞飛探測(cè)逐漸向著陸/附著、巡游、采樣返回發(fā)展?；鹦潜砻娲嬖谙”〉拇髿?，大氣環(huán)境的復(fù)雜與不確定性以及動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)的強(qiáng)非線性和時(shí)變性是制約火星著陸自主導(dǎo)航與制導(dǎo)控制性能的主要因素。小天體尺寸小且多呈現(xiàn)不規(guī)則的形狀特征，加之對(duì)于形狀尺寸與結(jié)構(gòu)組成的先驗(yàn)信息極其有限，其具有不規(guī)則弱引力場(chǎng)等多種因素的存在，這些對(duì)著陸過程的精確導(dǎo)航制導(dǎo)與控制提出了挑戰(zhàn)。因此在已有的火星和小天體探測(cè)任務(wù)中，只有7次火星著陸任務(wù)和3次小天體著陸任務(wù)成功實(shí)現(xiàn)表面軟著陸，如表 1所示。

表1 火星及小天體探測(cè)任務(wù)統(tǒng)計(jì)表Table 1 Statistics of Mars and small body exploration missions

在已實(shí)施的火星著陸探測(cè)任務(wù)中，美國的“好奇號(hào)”探測(cè)器代表了火星探測(cè)技術(shù)的最高水平，首次在大氣進(jìn)入段采用了大氣制導(dǎo)技術(shù)，繼而在動(dòng)力下降段采用“天空吊車”的著陸方案，并結(jié)合軌跡跟蹤實(shí)現(xiàn)軟著陸，最終著陸誤差只有2 km左右[3]。在已發(fā)射的小天體附著探測(cè)任務(wù)中，“隼鳥號(hào)”和“羅塞塔”是專門針對(duì)小行星和彗星的附著探測(cè)任務(wù)[4-5]?！蚌励B號(hào)”對(duì)離子小推力發(fā)動(dòng)機(jī)、自主導(dǎo)航與制導(dǎo)控制等技術(shù)進(jìn)行了驗(yàn)證，但在任務(wù)執(zhí)行過程中，探測(cè)器推力系統(tǒng)出現(xiàn)故障，導(dǎo)致首次嘗試著陸失敗，經(jīng)過多次嘗試后最終實(shí)現(xiàn)小天體采樣，并于2010年6月返回地球?！傲_塞塔”任務(wù)的“菲萊”著陸器在著陸過程中噴射裝置和錨定系統(tǒng)發(fā)生故障，導(dǎo)致其并未成功錨定到目標(biāo)著陸區(qū)，在多次彈跳和翻滾后，最終穩(wěn)定在懸崖底部的陰影區(qū)，由于太陽能電池電量不足，導(dǎo)致其目前仍處于休眠狀態(tài)。

未來的行星探測(cè)任務(wù)要求探測(cè)器具有在較高科學(xué)價(jià)值的特定區(qū)域精確著陸的能力。NASA發(fā)布的新一代精確著陸系統(tǒng)（pin-point landing systems，PPL）的目標(biāo)是火星著陸精度達(dá)到10～0.1 km[6]，小天體探測(cè)的精確著陸更是保證任務(wù)成功的前提條件。但現(xiàn)階段的導(dǎo)航與制導(dǎo)控制方案并不能滿足上述行星著陸任務(wù)的精度需求，因此需要對(duì)火星及小天體著陸動(dòng)力學(xué)特性進(jìn)行更深入的研究，進(jìn)而構(gòu)建先進(jìn)的自主導(dǎo)航與制導(dǎo)控制方案，以提高行星著陸的精度與安全性。

1 行星著陸自主導(dǎo)航與制導(dǎo)控制問題分析

1.1 行星著陸過程

火星著陸過程依次經(jīng)歷最終接近段、進(jìn)入段、下降段和著陸段。其中最終接近段一般從進(jìn)入火星大氣前12 h開始，這個(gè)階段主要任務(wù)是進(jìn)行最終的軌道機(jī)動(dòng)，調(diào)整探測(cè)器姿態(tài)，執(zhí)行巡航級(jí)分離指令，同時(shí)確定探測(cè)器大氣進(jìn)入點(diǎn)狀態(tài)，并上傳導(dǎo)航制導(dǎo)參數(shù)。

大氣進(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，是火星著陸過程中氣動(dòng)環(huán)境最惡劣也是最為復(fù)雜的階段。探測(cè)器到達(dá)火星時(shí)，其相對(duì)火星的速度為4～7.5 km/s，探測(cè)器在進(jìn)入段依靠氣動(dòng)阻力將速度減小到2 Ma左右，期間探測(cè)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)探測(cè)器免受氣動(dòng)熱的影響，一般將其安裝在熱防護(hù)罩內(nèi)。

下降段又可細(xì)分為傘降段和動(dòng)力下降段。其中傘降段從降落傘的展開開始，到下降發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火為止，這個(gè)階段主要利用降落傘進(jìn)一步降低探測(cè)器的飛行速度，同時(shí)實(shí)施防熱罩拋離、導(dǎo)航敏感器初始化等。動(dòng)力下降段從下降發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火到下降級(jí)穩(wěn)定為止，這個(gè)階段的主要目的是消除水平及垂直速度，穩(wěn)定下降級(jí)，為最終的著陸做好準(zhǔn)備。相比大氣進(jìn)入段，在動(dòng)力下降段探測(cè)器具有較強(qiáng)的機(jī)動(dòng)能力，所以未來火星著陸任務(wù)的自主障礙檢測(cè)規(guī)避及下降制導(dǎo)等都將在這個(gè)階段實(shí)施。

著陸段從釋放巡視器開始，到巡視器著陸為止。這個(gè)階段主要目的是安全釋放巡視器，并實(shí)施下降級(jí)與巡視器的分離，最終巡視器獨(dú)自開展科學(xué)探測(cè)任務(wù)。最新的“好奇號(hào)”探測(cè)器首次采用了“天空吊車”的著陸方式，下降級(jí)通過吊帶將巡視器勻速緩慢釋放直至著陸。這種著陸方式適用于大質(zhì)量飛行器的著陸過程，并且比傳統(tǒng)的著陸方式具有更高的著陸精度?！昂闷嫣?hào)”的火星著陸過程如圖 1所示。

圖1 “好奇號(hào)”火星著陸過程示意圖Fig.1 Schematic of Mars landing of Curiosity

根據(jù)探測(cè)任務(wù)的需求，可以將小天體附著探測(cè)任務(wù)過程分為接近交會(huì)段、環(huán)繞段以及下降附著段。小天體探測(cè)任務(wù)的接近交會(huì)段從光學(xué)導(dǎo)航相機(jī)捕獲到目標(biāo)星開始。在接近交會(huì)目標(biāo)星的過程中，依照后續(xù)任務(wù)的不同，探測(cè)器可分為飛越、撞擊、繞飛、附著等模式。在繞飛模式下，探測(cè)器在接近交會(huì)段實(shí)施制動(dòng)機(jī)動(dòng)以進(jìn)入環(huán)繞目標(biāo)小天體的目標(biāo)軌道，進(jìn)而執(zhí)行環(huán)繞、下降附著等后續(xù)任務(wù)。

在環(huán)繞探測(cè)階段，探測(cè)器利用攜帶的科學(xué)載荷對(duì)目標(biāo)小天體進(jìn)行觀測(cè)、重建并修正目標(biāo)星相關(guān)模型及物理參數(shù)。同時(shí)，隨著目標(biāo)星物理參數(shù)精度的不斷提高，探測(cè)器不斷降低軌道高度，進(jìn)一步提高對(duì)小天體表面的測(cè)繪精度，為后續(xù)附著或采樣返回探測(cè)的實(shí)施奠定基礎(chǔ)。

下降附著過程可細(xì)分為下降段和最終附著段兩部分。在下降段，探測(cè)器脫離繞飛軌道落向小天體表面，此時(shí)尚不能對(duì)目標(biāo)著陸區(qū)進(jìn)行精細(xì)觀測(cè)，激光測(cè)距儀也不能獲取相對(duì)著陸點(diǎn)的距離信息，探測(cè)器首先飛向目標(biāo)著陸區(qū)附近，以獲取更高精度的測(cè)量信息。在接近目標(biāo)著陸區(qū)的過程中，隨著對(duì)著陸區(qū)觀測(cè)精度的提高，探測(cè)器能夠獲取相對(duì)著陸點(diǎn)的測(cè)量信息。在最終附著段，探測(cè)器綜合利用光學(xué)相機(jī)與激光測(cè)距儀等導(dǎo)航敏感器，自主向目標(biāo)著陸點(diǎn)下降并使附著速度逐漸降低為零，實(shí)現(xiàn)安全、精確附著。

1.2 行星著陸自主導(dǎo)航與制導(dǎo)控制的挑戰(zhàn)

為了成功實(shí)施精確行星軟著陸，著陸全過程必須具備自主導(dǎo)航與制導(dǎo)控制能力。這一方面需要精度高、實(shí)時(shí)性強(qiáng)的自主導(dǎo)航系統(tǒng)，另一方面需要魯棒性強(qiáng)、穩(wěn)定性好的制導(dǎo)控制系統(tǒng)的支持。行星探測(cè)目標(biāo)一般距離地球十分遙遠(yuǎn)，而著陸過程相對(duì)較短，火星大氣進(jìn)入段作為著陸過程中歷時(shí)最長(zhǎng)的階段也只有短暫的4～6 min，然而地火之間最短的通信時(shí)間長(zhǎng)達(dá)6 min以上，所以傳統(tǒng)的基于地面深空網(wǎng)遙測(cè)信息的導(dǎo)航及遙控操作方式難以應(yīng)用于行星著陸。同時(shí)行星著陸過程動(dòng)力學(xué)環(huán)境的特殊性給精確導(dǎo)航與制導(dǎo)控制帶來了巨大的障礙。其中導(dǎo)航觀測(cè)信息匱乏、動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)非線性和不確定性、以及制導(dǎo)控制能力弱是行星著陸自主導(dǎo)航與制導(dǎo)控制所面臨的三個(gè)主要挑戰(zhàn)，具體描述如下：

1）導(dǎo)航觀測(cè)信息匱乏

導(dǎo)航觀測(cè)信息匱乏主要體現(xiàn)在兩個(gè)方面，一是導(dǎo)航觀測(cè)手段有限，二是觀測(cè)信息所攜帶的狀態(tài)信息有限。例如在火星大氣進(jìn)入段由于熱防護(hù)罩的包裹，大量導(dǎo)航敏感器無法開機(jī)工作，可利用的導(dǎo)航信息十分匱乏。雖然有學(xué)者提出了基于無線電測(cè)量的導(dǎo)航方案來彌補(bǔ)導(dǎo)航信息的缺失，但現(xiàn)階段缺少足夠的可以提供導(dǎo)航服務(wù)的信標(biāo)或軌道器，很難實(shí)現(xiàn)探測(cè)器的全狀態(tài)估計(jì)。這些因素都對(duì)自主導(dǎo)航方案設(shè)計(jì)提出了諸多要求[7]。

2）動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)非線性和不確定性

探測(cè)器在火星進(jìn)入段運(yùn)動(dòng)速度快，且受到氣動(dòng)力的作用，造成動(dòng)力學(xué)模型的高動(dòng)態(tài)與強(qiáng)非線性，同時(shí)大氣密度誤差、陣風(fēng)等因素都造成動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)的擾動(dòng)，另外氣動(dòng)參數(shù)、結(jié)構(gòu)參數(shù)等都難以在線精確辨識(shí)，也增加了動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)的不確定性。小天體形狀不規(guī)則、自旋不穩(wěn)定，且多數(shù)小天體缺少物理特性的先驗(yàn)信息，這些都導(dǎo)致小天體周圍的引力場(chǎng)呈現(xiàn)出較強(qiáng)的非線性與不確定性[8]。這些對(duì)導(dǎo)航與制導(dǎo)控制系統(tǒng)的魯棒性及穩(wěn)定性提出了較高的要求。

3）制導(dǎo)控制能力弱

火星大氣進(jìn)入過程中探測(cè)器通過質(zhì)心偏移獲得升力，并通過改變傾側(cè)角的大小與方向產(chǎn)生一定的控制能力。與有翼飛行器相比，火星探測(cè)器升阻比小、控制能力弱，難以實(shí)現(xiàn)大范圍機(jī)動(dòng)。在初始偏差、過程擾動(dòng)同時(shí)存在的情況下單純通過傾側(cè)角一個(gè)控制量滿足縱程與橫程約束及多種路徑約束對(duì)制導(dǎo)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)提出了很大的挑戰(zhàn)[9]。

2 行星著陸關(guān)鍵技術(shù)研究現(xiàn)狀與展望

從現(xiàn)有的研究進(jìn)展來看，要實(shí)現(xiàn)精確安全的行星著陸探測(cè)，滿足探測(cè)器自主導(dǎo)航與制導(dǎo)控制理論方法的性能需求，亟待解決以下若干關(guān)鍵技術(shù)問題：

1）自主導(dǎo)航方案設(shè)計(jì)與優(yōu)化

自主導(dǎo)航方案的優(yōu)化設(shè)計(jì)是提高行星自主導(dǎo)航精度的重要手段，在導(dǎo)航信息匱乏情況下顯得尤為重要。雖然已有學(xué)者論證了火星大氣進(jìn)入段自主導(dǎo)航方案的可行性，但對(duì)導(dǎo)航方案優(yōu)化設(shè)計(jì)問題仍未有系統(tǒng)研究，同時(shí)導(dǎo)航觀測(cè)特性給自主導(dǎo)航方案優(yōu)化設(shè)計(jì)問題提出了多種約束條件。因此研究自主導(dǎo)航系統(tǒng)的性能評(píng)估準(zhǔn)則，提出導(dǎo)航精度評(píng)價(jià)指標(biāo)，并分析導(dǎo)航信標(biāo)布局構(gòu)型與導(dǎo)航性能間的理論關(guān)系，在此基礎(chǔ)上建立導(dǎo)航方案多種約束模型，優(yōu)化信標(biāo)布局構(gòu)型，合理利用有限的觀測(cè)信息使導(dǎo)航性能達(dá)到最優(yōu)，同時(shí)進(jìn)一步尋求最優(yōu)的導(dǎo)航觀測(cè)方案，是行星著陸自主導(dǎo)航必須解決的關(guān)鍵問題之一。

2）多約束不確定條件下的軌跡優(yōu)化

火星大氣進(jìn)入段大氣制導(dǎo)技術(shù)是提高火星著陸精度的必要手段，而火星大氣進(jìn)入段自主導(dǎo)航與制導(dǎo)控制性能具有互相耦合的關(guān)系，一方面進(jìn)入軌跡的形狀將影響導(dǎo)航系統(tǒng)可觀測(cè)度及導(dǎo)航精度，另一方面導(dǎo)航精度又制約了制導(dǎo)控制系統(tǒng)性能，從而改變進(jìn)入軌跡的形狀。同時(shí)，大氣進(jìn)入段氣動(dòng)熱、開傘點(diǎn)狀態(tài)、以及信標(biāo)的可見性等為參考軌跡優(yōu)化提出了嚴(yán)苛的約束條件。所以需要在滿足多種約束的前提條件下充分考慮導(dǎo)航精度，提高導(dǎo)航制導(dǎo)性能。同時(shí)火星大氣密度擾動(dòng)、小天體引力場(chǎng)及表面特征、初始狀態(tài)誤差等也造成了動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)的不確定性。因此如何在可觀測(cè)度分析的基礎(chǔ)上引入系統(tǒng)不確定性影響因素以提高參考軌跡優(yōu)化對(duì)大氣進(jìn)入段擾動(dòng)的魯棒性，也是需要解決的關(guān)鍵問題。

3）欠觀測(cè)條件下的狀態(tài)高精度估計(jì)

基于慣性測(cè)量單元航位遞推的慣性導(dǎo)航方案無法滿足未來行星著陸精度需求，而基于導(dǎo)航濾波方法的狀態(tài)估計(jì)是其他自主導(dǎo)航方案的基礎(chǔ)。在行星著陸階段的復(fù)雜環(huán)境中，導(dǎo)航信息匱乏、動(dòng)力學(xué)模型強(qiáng)非線性、系統(tǒng)模型參數(shù)不確定性、狀態(tài)誤差分布非高斯性等不利因素共同導(dǎo)致了自主導(dǎo)航性能退化的情況。同時(shí)探測(cè)器上攜帶的星載計(jì)算機(jī)的數(shù)據(jù)存儲(chǔ)與運(yùn)算能力有限，使得高性能導(dǎo)航傳感器以及高精度導(dǎo)航濾波算法的應(yīng)用受到了限制。因此揭示環(huán)境擾動(dòng)不確定性對(duì)導(dǎo)航性能的影響機(jī)理，提高欠觀測(cè)、非線性、強(qiáng)擾動(dòng)條件下的狀態(tài)實(shí)時(shí)估計(jì)精度成為導(dǎo)航方案設(shè)計(jì)中迫切需要解決的問題。

4）有限控制能力下的高精度制導(dǎo)

在火星大氣進(jìn)入段，探測(cè)器采用質(zhì)心偏置的方法產(chǎn)生配平攻角，進(jìn)而獲得一定的升力，并采用傾側(cè)角作為唯一的控制變量進(jìn)行控制，導(dǎo)致升阻比小，控制能力有限，容易出現(xiàn)飽和情況。同時(shí)在火星大氣進(jìn)入段，主要依靠氣動(dòng)力進(jìn)行控制，由于火星大氣稀薄，探測(cè)器運(yùn)動(dòng)中的機(jī)動(dòng)性遠(yuǎn)遠(yuǎn)弱于地球大氣。而在飛行過程中，制導(dǎo)指令不僅要使探測(cè)器達(dá)到開傘條件，同時(shí)還要滿足熱流約束、過載約束等一系列路徑約束，另外隨著火星著陸精度的提高對(duì)開傘點(diǎn)位置、高度、速度等都有明確的精度需求。因此單憑控制能力有限的傾側(cè)角控制實(shí)現(xiàn)精確制導(dǎo)對(duì)制導(dǎo)系統(tǒng)設(shè)計(jì)提出了嚴(yán)苛的要求，有限控制能力下的高精度制導(dǎo)是未來行星著陸探測(cè)亟待解決的關(guān)鍵問題之一。

5）小天體彈跳附著與移動(dòng)控制策略

由于小天體尺寸小、形狀特征奇特，引力場(chǎng)呈現(xiàn)出微弱及不規(guī)則特性，加之導(dǎo)航制導(dǎo)與控制性能約束，首次附著嘗試完全成功的難度極大。而碰撞和擾動(dòng)所引起的探測(cè)器彈跳是威脅任務(wù)成功的主要因素。若在彈跳后未采取補(bǔ)救措施，極有可能導(dǎo)致探測(cè)器傾覆甚至逃逸。另外小天體表面移動(dòng)方式主要是彈跳式，由于小天體表面逃逸速度低，遠(yuǎn)距離轉(zhuǎn)移需要采用多次彈跳方案以免所施加的單一速度脈沖超過逃逸速度造成探測(cè)器逃逸。因此必須針對(duì)探測(cè)器彈跳附著和移動(dòng)控制策略開展研究，一方面在附著彈跳發(fā)生后及時(shí)采取補(bǔ)救措施，另一方面可以保證遠(yuǎn)距離彈跳移動(dòng)的精度與安全性。

2.1 自主導(dǎo)航方案設(shè)計(jì)與優(yōu)化

火星最終接近段導(dǎo)航信息源匱乏，如何提高導(dǎo)航自主性與精度是最終接近段自主導(dǎo)航的首要目的?；诿}沖星測(cè)量的導(dǎo)航方法一直是近年來的研究熱點(diǎn)，Sheikh，Emadzadeh等諸多學(xué)者對(duì)脈沖星導(dǎo)航的可行性與精度以及解算方法等進(jìn)行了深入的研究[10-11]。2011年，NASA聯(lián)合美國大學(xué)空間研究聯(lián)合會(huì)啟動(dòng)了“中子星內(nèi)部組成探測(cè)器任務(wù)”（neutron-star interior composition explorer ，NICER），其中的空間站X射線授時(shí)與導(dǎo)航技術(shù)試驗(yàn)項(xiàng)目（station explorer for x-ray timing and navigation technology，SEXTANT）專門用于論證深空探測(cè)背景下的X射線脈沖星自主導(dǎo)航技術(shù)[12]。脈沖星導(dǎo)航具有自主性高、導(dǎo)航信息源分布廣泛等優(yōu)勢(shì)，可用以解決火星最終接近段導(dǎo)航信息源匱乏的難題。在地面測(cè)控信息切斷后仍可使用脈沖星測(cè)量信息與星上慣性測(cè)量單元輸出及其他導(dǎo)航測(cè)量信息相融合，實(shí)現(xiàn)星上實(shí)時(shí)自主導(dǎo)航。在此基礎(chǔ)上，Yu等學(xué)者利用Fisher信息矩陣概念解析分析了導(dǎo)航脈沖星方向與導(dǎo)航性能的關(guān)系，并提出了導(dǎo)航脈沖星優(yōu)選方法[13]。Cui等在X射線脈沖星導(dǎo)航的基礎(chǔ)上引入與火星軌道器的無線電測(cè)量信息避免了因系統(tǒng)非線性造成的估計(jì)濾波性能下降問題[14]。

“海盜號(hào)”作為NASA第一顆成功軟著陸火星的探測(cè)器，在進(jìn)入段采用的慣性導(dǎo)航技術(shù)為后續(xù)的火星著陸任務(wù)提供了大量的技術(shù)支持。然而，現(xiàn)階段采用的慣性導(dǎo)航精度會(huì)因進(jìn)入段初始狀態(tài)誤差、IMU（慣性測(cè)量單元）漂移和隨機(jī)誤差、外部環(huán)境擾動(dòng)等因素影響而隨時(shí)間發(fā)散，不能長(zhǎng)時(shí)間單獨(dú)工作，造成導(dǎo)航精度較低，難以達(dá)到未來火星精確著陸的精度需求。為了提高進(jìn)入段導(dǎo)航性能，各國學(xué)者提出了若干潛在的導(dǎo)航方案。Ely和Lévesque等針對(duì)火星進(jìn)入段非線性動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)，引入火星大氣密度指數(shù)模型，提出了將IMU測(cè)量的加速度數(shù)據(jù)作為外部觀測(cè)量的進(jìn)入段導(dǎo)航觀測(cè)方案[15-16]。Dubois-Matra和Zanetti等人也做了相似的研究，證明該導(dǎo)航方法比慣性導(dǎo)航算法對(duì)大氣模型擾動(dòng)具有更強(qiáng)的魯棒性[17-18]。此外可以利用潛在的導(dǎo)航信標(biāo)資源，例如火星探測(cè)任務(wù)軌道器或火星表面人工信標(biāo)，通過探測(cè)器的相對(duì)無線電測(cè)量豐富大氣進(jìn)入段導(dǎo)航信息，進(jìn)而修正慣性導(dǎo)航帶來的誤差。國內(nèi)外學(xué)者對(duì)相似的導(dǎo)航方案進(jìn)行了大量的研究，并提出了火星網(wǎng)絡(luò)（Mars network）的概念[19]。為了進(jìn)一步提高信標(biāo)相對(duì)測(cè)量信息的利用效率，Yu等以可觀測(cè)度為指標(biāo)優(yōu)化了火星表面信標(biāo)位置[20]，并引入Fisher信息矩陣解析推導(dǎo)了信標(biāo)數(shù)量和布局構(gòu)型與導(dǎo)航系統(tǒng)可觀測(cè)度的關(guān)系[21]，在此基礎(chǔ)上實(shí)現(xiàn)了火星導(dǎo)航軌道器的軌道優(yōu)化，并比較了利用軌道器及表面信標(biāo)的導(dǎo)航性能差異[22]。

在火星動(dòng)力下降及著陸段，大量導(dǎo)航敏感器可以開機(jī)使用，采用多普勒雷達(dá)和高度計(jì)通過濾波算法可以有效進(jìn)行火星下降段導(dǎo)航，而且在幾次成功的火星著陸探測(cè)任務(wù)中也表現(xiàn)出良好的性能。為了進(jìn)一步提高火星著陸導(dǎo)航精度，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(cè)量的自主精確著陸和障礙規(guī)避技術(shù)（autonomous landing and hazard avoidance technology，ALHAT），并將其成功應(yīng)用于月球著陸器“牽牛星”的前期設(shè)計(jì)工作中[23]。歐空局也組織研究人員對(duì)基于光學(xué)測(cè)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)（LIDAR）的軟著陸GNC仿真系統(tǒng)[24]。此外Li等分別對(duì)基于光學(xué)信息輔助IMU導(dǎo)航以及基于微型高度計(jì)和速度計(jì)（MCAV）輔助IMU導(dǎo)航的機(jī)理進(jìn)行了研究[25-26]，提出了基于導(dǎo)航相機(jī)光學(xué)測(cè)量以及微型高度計(jì)和速度計(jì)輔助IMU的火星下降段導(dǎo)航方案。為了解決導(dǎo)航信息處理計(jì)算量大的問題，Yu等人利用無線電測(cè)距、多普勒雷達(dá)、導(dǎo)航相機(jī)等敏感器結(jié)合信息融合思想進(jìn)行自主導(dǎo)航及加速度計(jì)校準(zhǔn)，并對(duì)火星表面無線電信標(biāo)位置進(jìn)行優(yōu)化[27]。Qin等學(xué)者在“好奇號(hào)”著陸導(dǎo)航方案基礎(chǔ)上引入了相對(duì)軌道器的無線電測(cè)量信息構(gòu)建導(dǎo)航方案，提高了絕對(duì)位置估計(jì)精度[28]。

小天體附著過程中基于光學(xué)圖像的自主導(dǎo)航方式是主要的研究方向。美國JPL實(shí)驗(yàn)室通過處理星體表面光學(xué)圖像和激光測(cè)距儀測(cè)得的探測(cè)器到特征點(diǎn)的距離，對(duì)探測(cè)器的位置和相對(duì)運(yùn)動(dòng)信息進(jìn)行估計(jì)[29]。邵巍等提出了一種基于特征匹配的小天體自主附著導(dǎo)航方法，并利用拼接圖像建立虛擬地圖，在無法觀測(cè)到目標(biāo)附著點(diǎn)時(shí)也能確定探測(cè)器的位置[30]。此外田陽等提出了一種跟蹤序列圖像特征點(diǎn)并結(jié)合到星體表面測(cè)距信息的自主附著導(dǎo)航方法，且不需特征點(diǎn)的精確位置，提高了方法的適用性[31]。朱圣英等研究了以地形特征為導(dǎo)航路標(biāo)的小天體繞飛和星際著陸自主導(dǎo)航方法，并基于可觀測(cè)度指標(biāo)分析了路標(biāo)幾何分布對(duì)導(dǎo)航精度的影響，給出了導(dǎo)航路標(biāo)選取的基本準(zhǔn)則[32]。

行星著陸各階段動(dòng)力學(xué)環(huán)境復(fù)雜多樣，導(dǎo)航性能需求不同，未來的導(dǎo)航方案設(shè)計(jì)與優(yōu)化研究將重點(diǎn)結(jié)合不同階段動(dòng)力學(xué)特性與精度需求，尋求潛在導(dǎo)航信息源，構(gòu)建新的導(dǎo)航方案，并結(jié)合可觀測(cè)性、估計(jì)誤差下限、關(guān)鍵點(diǎn)導(dǎo)航精度等對(duì)敏感器配置進(jìn)行優(yōu)化，達(dá)到導(dǎo)航信息利用最大化。

2.2 多約束不確定條件下的軌跡優(yōu)化

行星著陸過程中的軌跡優(yōu)化是提高任務(wù)安全性的重要手段，也是軌跡跟蹤制導(dǎo)的基礎(chǔ)。目前行星著陸軌跡優(yōu)化問題的求解方法可以大體分為三類：間接法、直接法以及啟發(fā)式優(yōu)化方法。間接法通過協(xié)狀態(tài)的引入將最優(yōu)控制問題轉(zhuǎn)化為兩點(diǎn)邊值問題，結(jié)合條件方程（正則方程、橫截條件和控制方程），得到最優(yōu)控制量與狀態(tài)軌跡。Pontryagin極小值原理在求解最優(yōu)控制量時(shí)引入了路徑約束，從而進(jìn)一步將間接法拓展到了工程實(shí)際中。Vinh等針對(duì)簡(jiǎn)化的大氣內(nèi)平面運(yùn)動(dòng)模型對(duì)最優(yōu)飛行軌跡進(jìn)行了求解，針對(duì)不同的飛行模式對(duì)軌跡優(yōu)化問題開展了深入研究[33]。Istratie等利用間接法對(duì)不同優(yōu)化指標(biāo)下的跳躍式再入返回軌跡優(yōu)化問題進(jìn)行了求解[34]。雍恩米等對(duì)利用間接法求解軌跡優(yōu)化問題的理論及數(shù)值解法進(jìn)行了較為全面的研究[35]。雖然間接法所得到的結(jié)果可以保證是全局最優(yōu)的，并可以解決具有路徑約束的最優(yōu)控制問題，但是對(duì)于具有復(fù)雜約束的問題其推導(dǎo)和求解過程過于繁瑣。同時(shí)求解過程對(duì)于協(xié)態(tài)變量的初值猜測(cè)非常敏感，導(dǎo)致收斂半徑小，初值的猜測(cè)非常困難。

隨著計(jì)算機(jī)性能的提高，直接法于20世紀(jì)70年代逐漸興起。直接法在有限的時(shí)間節(jié)點(diǎn)上將控制量進(jìn)行離散，從而將連續(xù)的動(dòng)力學(xué)方程約束轉(zhuǎn)化為代數(shù)約束，結(jié)合路徑約束與邊界約束將最優(yōu)控制問題轉(zhuǎn)化為非線性規(guī)劃（non-linear programming，NLP）問題，從而將研究者可以從繁復(fù)的數(shù)學(xué)分析中解脫出來，并且可以解決非常復(fù)雜的優(yōu)化問題。近年來，偽譜法（正交配點(diǎn)法）成為直接法的一個(gè)重要發(fā)展方向。該方法采用全局插值多項(xiàng)式的有限基底在一系列配點(diǎn)上近似控制變量與狀態(tài)，其中配點(diǎn)一般為正交多項(xiàng)式的根。根據(jù)所采用的差值多項(xiàng)式與配點(diǎn)類型的不同，常用的偽譜法包括Chebyshev偽譜法、Legendre偽譜法、Radau偽譜法、Gauss偽譜法等。Fahroo充分比較研究了不同偽譜法的精度、收斂速度和計(jì)算效率等性能[36]。其中Gauss偽譜法是最近由Benson等在Legendre偽譜法的基礎(chǔ)上提出的，Benson同時(shí)證明了NLP問題的庫恩塔克條件（karush-kuhn-tucker，KKT）與最優(yōu)控制問題的一階最優(yōu)性條件的等價(jià)性[37]。偽譜法憑借其精度高、收斂快的特點(diǎn)在近期航空航天領(lǐng)域得到了廣泛的應(yīng)用[38-40]。此外Lantoine等在小天體附著下降軌跡優(yōu)化研究的基礎(chǔ)上將軌跡優(yōu)化問題轉(zhuǎn)化為兩點(diǎn)邊值最優(yōu)控制問題，并提出了一種將直接法與間接法結(jié)合的求解方法，在保證精度的同時(shí)減少了求解時(shí)間[41]。

隨著現(xiàn)代優(yōu)化方法的快速發(fā)展以及計(jì)算機(jī)性能的逐漸提高，啟發(fā)式優(yōu)化算法在求解高維復(fù)雜優(yōu)化問題中得到廣泛應(yīng)用。啟發(fā)式算法包括遺傳算法、模擬退火、神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)、進(jìn)化算法等，這些智能算法不需要提供梯度信息，應(yīng)用起來更為直觀。在大氣進(jìn)入段的軌跡優(yōu)化問題中，Arora等利用遺傳算法解決了動(dòng)壓和熱流約束下可回收空間飛行器的再入軌跡優(yōu)化問題[42]。Lafleur等定義了10個(gè)時(shí)間節(jié)點(diǎn)上的傾側(cè)角作為優(yōu)化變量，利用粒子群算法求解了以開傘點(diǎn)高度為性能指標(biāo)的最優(yōu)火星進(jìn)入軌跡[43]。同樣針對(duì)火星進(jìn)入軌跡優(yōu)化問題，Yu等考慮動(dòng)壓大小劃分時(shí)間節(jié)點(diǎn)，并結(jié)合擬積分概念，采用遺傳算法優(yōu)化傾側(cè)角剖面[44]。Rahimi等將探測(cè)器攻角與側(cè)滑角描述為時(shí)間的三角函數(shù)的加權(quán)和形式，并利用粒子群算法優(yōu)化三角函數(shù)的權(quán)值，同樣實(shí)現(xiàn)了大氣進(jìn)入過程的軌跡優(yōu)化[45]。但是啟發(fā)式的優(yōu)化算法同樣無法保證軌跡優(yōu)化結(jié)果的全局最優(yōu)性，同時(shí)求解過程所需的計(jì)算量較大。

現(xiàn)階段大多軌跡優(yōu)化問題研究都針對(duì)確定性系統(tǒng)，在實(shí)際系統(tǒng)不確定性存在的情況下極易出現(xiàn)約束不滿足情況。為了提高不確定環(huán)境下軌跡優(yōu)化性能，Yu利用混沌多項(xiàng)式法描述探測(cè)器狀態(tài)及約束在擾動(dòng)環(huán)境中的傳播規(guī)律，進(jìn)而基于狀態(tài)和約束分布特性重新描述魯棒軌跡優(yōu)化問題，提高了軌跡優(yōu)化結(jié)果的魯棒性[46]。Hu考慮了動(dòng)力學(xué)參數(shù)和狀態(tài)不確定性的影響，提出了一種小天體附著軌跡抗差優(yōu)化方法，該方法通過同時(shí)優(yōu)化燃料和誤差協(xié)方差，降低了軌跡跟蹤過程中的誤差[47]。

現(xiàn)階段行星著陸軌跡優(yōu)化方法大多存在計(jì)算量大的問題，因此只適用于離線規(guī)劃。未來的研究一方面將針對(duì)軌跡優(yōu)化方法的簡(jiǎn)化，降低計(jì)算量，并尋求在線生成優(yōu)化軌跡的可能性；另一方面將進(jìn)一步考慮環(huán)境及狀態(tài)不確定性擾動(dòng)影響，從軌跡優(yōu)化的角度提高軌跡跟蹤制導(dǎo)對(duì)環(huán)境擾動(dòng)的魯棒性。

2.3 欠觀測(cè)條件下的狀態(tài)高精度估計(jì)

對(duì)于非線性系統(tǒng)，通常采用擴(kuò)展Kalman濾波器（extended kalman filter，EKF），通過對(duì)非線性系統(tǒng)線性化，利用局部線性系統(tǒng)進(jìn)行誤差方差的遞推，并結(jié)合Kalman最優(yōu)估計(jì)原理進(jìn)行狀態(tài)及誤差方差陣的更新。EKF是現(xiàn)階段自主導(dǎo)航領(lǐng)域應(yīng)用最為廣泛的導(dǎo)航濾波器，已經(jīng)在多個(gè)深空探測(cè)任務(wù)中得以驗(yàn)證，但由于計(jì)算機(jī)數(shù)值計(jì)算過程中舍入誤差和截?cái)嗾`差的積累與傳遞，容易造成誤差方差陣失去對(duì)稱正定性，造成濾波結(jié)果的不穩(wěn)定，為了EKF算法的數(shù)值穩(wěn)定性，學(xué)者們提出了平方根濾波等一系列數(shù)值魯棒的濾波算法。

基于Monte-Carlo法的Kalman濾波算法逐漸成為學(xué)者們研究的熱點(diǎn)，自從集合Kalman濾波器（ensemble kalman filter，EnKF）思想的提出[48]，此類濾波器取得了快速的發(fā)展，并被廣泛地應(yīng)用于多個(gè)領(lǐng)域。EnKF直接考慮了動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)的非線性特性，不需要線性化過程，并且不需要誤差的高斯分布假設(shè)。Whitaker等學(xué)者對(duì)EnKF進(jìn)行了重要的發(fā)展，提出了集合平方根濾波算法（iterative ensemble square root filter，EnSRF）[49]，一定程度上減小了采樣誤差。但是對(duì)于高維或不確定因素多的動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)而言，EnKF需要大量采樣點(diǎn)以保證運(yùn)算精度，所需計(jì)算量過大。與EnKF類似，粒子濾波算法（particle filter，PF）通過一系列隨機(jī)樣本的δ函數(shù)的加權(quán)和來近似后驗(yàn)概率密度函數(shù)[50-51]。但粒子濾波在運(yùn)算過程中容易出現(xiàn)蛻化現(xiàn)象，同時(shí)也存在計(jì)算量大的問題。無跡Kalman濾波算法（unscented kalman filter，UKF）是另外一類用采樣策略逼近狀態(tài)非線性分布的方法，以無跡變換為基礎(chǔ)，采用Kalman濾波框架，具體采樣形式為確定性采樣，而非EnKF與粒子濾波的隨機(jī)采樣[52]。UKF的計(jì)算量基本與EKF算法相當(dāng)，已經(jīng)被廣泛應(yīng)用于航天器的自主導(dǎo)航仿真驗(yàn)證中[16,53]，但只能處理高斯型的狀態(tài)及測(cè)量誤差，在對(duì)非線性、非高斯系統(tǒng)的濾波的計(jì)算過程中，容易出現(xiàn)濾波性能下降的問題。

混沌多項(xiàng)式理論的引入為非線性濾波器的發(fā)展提供了新的方向。Pence等將混沌多項(xiàng)式理論與極大似然估計(jì)相結(jié)合，并提出了基于梯度法的狀態(tài)更新方法[54]。Liu等發(fā)展了基于混沌多項(xiàng)式的集合Kalman濾波器，通過隨機(jī)配置法求解混沌多項(xiàng)式系數(shù)的微分方程組，并證明了濾波器的性能[55]。Yu等發(fā)展了基于混沌多項(xiàng)式的非線性濾波方法，并將其運(yùn)用在火星大氣進(jìn)入自主導(dǎo)航中，考慮了大氣密度不確定性，并分析了其魯棒性及估計(jì)精度的優(yōu)勢(shì)[56]。但基于混沌多項(xiàng)式的濾波算法普遍存在計(jì)算量大的缺點(diǎn)，如何在保證濾波精度的前提下進(jìn)一步降低計(jì)算量仍然是有待解決的課題。另外，針對(duì)行星著陸過程中的動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)不確定性，Wang等將弱敏感控制的思想引入狀態(tài)估計(jì)中，提出了弱敏感Kalman濾波算法[57]。利用類似的思想，Lou等考慮大氣密度及升阻比不確定性，提出了一種魯棒弱敏感濾波算法，旨在提高火星大氣進(jìn)入段導(dǎo)航性能[58]。

實(shí)際行星著陸動(dòng)力學(xué)環(huán)境復(fù)雜、擾動(dòng)因素多變、誤差特性不確知，而現(xiàn)有的導(dǎo)航濾波算法主要從理論上解決最優(yōu)估計(jì)問題，因此后續(xù)針對(duì)欠觀測(cè)條件下狀態(tài)高精度估計(jì)的研究應(yīng)在系統(tǒng)誤差及擾動(dòng)影響特性的基礎(chǔ)上進(jìn)行合理假設(shè)，同時(shí)簡(jiǎn)化算法結(jié)構(gòu)，降低計(jì)算量，以實(shí)現(xiàn)高精度實(shí)時(shí)狀態(tài)估計(jì)。

2.4 有限控制能力下的高精度制導(dǎo)

火星大氣進(jìn)入制導(dǎo)是實(shí)現(xiàn)精確火星著陸的關(guān)鍵技術(shù)。NASA最新實(shí)施的“好奇號(hào)”火星著陸任務(wù)在大氣進(jìn)入過程中首次采用了制導(dǎo)技術(shù)，將著陸精度提高到10 km級(jí)，實(shí)現(xiàn)了真正意義上的精確著陸。現(xiàn)階段國內(nèi)外對(duì)于大氣進(jìn)入制導(dǎo)方法的研究可以劃分為軌跡跟蹤制導(dǎo)與預(yù)測(cè)校正制導(dǎo)兩類。

軌跡跟蹤制導(dǎo)方法可分為縱向制導(dǎo)與側(cè)向制導(dǎo)，其中以縱向制導(dǎo)為主，用以控制傾側(cè)角的大小。側(cè)向制導(dǎo)主要通過規(guī)劃進(jìn)入走廊判定傾側(cè)角的符號(hào)消除探測(cè)器的橫程誤差。軌跡跟蹤制導(dǎo)的發(fā)展可以大致分為兩代：第一代是基于Apollo任務(wù)的返回制導(dǎo)律，基于線性化標(biāo)稱軌跡根據(jù)當(dāng)前誤差快速預(yù)測(cè)縱程誤差，而傾側(cè)角指令的生成用以消除縱程誤差。雖然實(shí)際沒有直接跟蹤標(biāo)稱軌跡，但制導(dǎo)指令的生成依賴于標(biāo)稱軌跡。第二代是針對(duì)航天飛機(jī)等大升阻比的探測(cè)器，將縱向標(biāo)稱軌跡定義為阻力加速度-速度或阻力加速度-能量剖面，實(shí)際飛行過程中通過航跡角的改變消除實(shí)際阻力加速度與標(biāo)稱值之間的偏差。軌跡跟蹤制導(dǎo)問題可以歸納為如何設(shè)計(jì)反饋制導(dǎo)律問題。Bharadwaj利用反饋線性化理論設(shè)計(jì)了航天飛機(jī)的再入制導(dǎo)律[59]，隨后Saraf又將二維制導(dǎo)律推廣至三維，提出了改進(jìn)的加速度制導(dǎo)方法（evolved acceleration guidance logic for entry，EAGLE）[60]。Lu基于線性時(shí)變LTV模型，引入滾動(dòng)時(shí)域控制方法，提出了一種閉環(huán)軌跡跟蹤方法[61]。Cho將非線性微分幾何理論引入軌跡跟蹤制導(dǎo)，并結(jié)合比例導(dǎo)引法的思想設(shè)計(jì)了制導(dǎo)律，可以對(duì)多種形式軌跡進(jìn)行精確跟蹤[62]。Xia初步嘗試將自抗擾控制用于火星大氣阻力跟蹤制導(dǎo)律的設(shè)計(jì)，并驗(yàn)證了其可行性與魯棒性[63]。

軌跡跟蹤方法容易受到環(huán)境擾動(dòng)、初始誤差等的影響造成跟蹤性能下降，未來的研究方向是如何提高對(duì)環(huán)境擾動(dòng)與狀態(tài)偏差的魯棒性。

預(yù)測(cè)校正方法又分為解析預(yù)測(cè)校正和數(shù)值預(yù)測(cè)校正。其中解析預(yù)測(cè)校正通過對(duì)動(dòng)力學(xué)方程的簡(jiǎn)化，結(jié)合特定狀態(tài)假設(shè)解析計(jì)算終端狀態(tài)，并通過與預(yù)定落點(diǎn)誤差生成制導(dǎo)指令。雖然計(jì)算量小，但簡(jiǎn)化和假設(shè)過程易造成計(jì)算精度低的問題。隨著計(jì)算機(jī)性能的逐漸提高，數(shù)值預(yù)測(cè)校正的在線實(shí)施逐漸成為可能。Powell為未來的火星探測(cè)任務(wù)設(shè)計(jì)了一種基于傾側(cè)角反轉(zhuǎn)策略的預(yù)測(cè)校正制導(dǎo)律[64]。Joshi在考慮路徑約束的前提下，基于實(shí)時(shí)軌跡規(guī)劃提了一種大氣再入預(yù)測(cè)制導(dǎo)方法，并且證明了可以在滿足不同路徑約束前提下到達(dá)終端條件[65]。Brunner等針對(duì)小升阻比探測(cè)器的跳躍式再入問題，提出了一種數(shù)值預(yù)測(cè)校正方法，考慮三自由度動(dòng)力學(xué)模型，在傾側(cè)角線性變化的假設(shè)條件下通過迭代確定滿足縱程約束的傾側(cè)角大小[66]。夏元清在該方法的基礎(chǔ)上，采用常值滾轉(zhuǎn)角策略直接通過縱程差迭代計(jì)算傾側(cè)角大小，減少了迭代次數(shù)[67]。雖然預(yù)測(cè)校正制導(dǎo)方法具有比軌跡跟蹤方法更強(qiáng)的魯棒性，但軌跡預(yù)測(cè)的計(jì)算量仍然較大，而且在校正算法中難以直接處理路徑約束條件，這也是預(yù)測(cè)校正方法需要解決的兩個(gè)難點(diǎn)問題。

2.5 小天體彈跳附著與移動(dòng)控制策略

彈跳策略普遍運(yùn)用于小天體采樣過程中，TAG（touch-and-go）是弱引力環(huán)境下探測(cè)器完成對(duì)小天體表面采樣的有效手段。在TAG過程中，探測(cè)器通常先在目標(biāo)小天體上方進(jìn)行懸停，待確定采樣點(diǎn)以后，探測(cè)器下降到小天體表面，在地面只做幾秒鐘的停留完成采樣任務(wù)后迅速上升離開小天體表面。TAG采樣已經(jīng)成功應(yīng)用于“隼鳥號(hào)”任務(wù)[68]，“源光譜釋義資源安全風(fēng)化層辨認(rèn)探測(cè)器” 任務(wù)（origins spectral interpretation resource identification security regolith explorer，OSIRIS-Rex）也將采用這種方式完成采樣返回[69]。由于小天體引力微弱，表面不能提供足夠的摩擦力，傳統(tǒng)的輪動(dòng)式巡游器無法有效運(yùn)動(dòng)，因此小天體表面巡視器通常也采用彈跳式策略。針對(duì)小天體表面彈跳移動(dòng)控制問題，Ulamec對(duì)行星探測(cè)任務(wù)中彈跳式探測(cè)器的應(yīng)用價(jià)值進(jìn)行了深入研究，并且在基于旋轉(zhuǎn)質(zhì)量塊加速彈跳原理的基礎(chǔ)上提出了撐桿跳彈跳概念[70]。前蘇聯(lián)的“福波斯2號(hào)”任務(wù)中就攜帶了一個(gè)計(jì)劃著陸于火衛(wèi)一的彈跳探測(cè)器PROP-F，雖然任務(wù)失敗，但彈跳探測(cè)器的概念對(duì)小天體探測(cè)具有很高的參考價(jià)值[71]。“隼鳥號(hào)”任務(wù)中，巡視器MINERVA的驅(qū)動(dòng)裝置為扭矩電機(jī)，它可以提供小于10 cm/s的跳躍速度。Yoshimitsu基于MINERVA巡視器建立了小天體表面彈跳過程動(dòng)力學(xué)，并分析了不同環(huán)境參數(shù)下彈跳性能與應(yīng)用前景[72]。在“隼鳥2號(hào)”任務(wù)中，日本宇航局與德國宇航中心共同研發(fā)了彈跳式探測(cè)器MASCOT。Dietze在對(duì)MASCOT的研究過程中提出了兩種移動(dòng)控制策略，并在此基礎(chǔ)上建立了巡視器與土壤的動(dòng)力學(xué)模型，并進(jìn)行了多體動(dòng)力學(xué)仿真分析[73]。Pavone與美國JPL合作研發(fā)了用于火衛(wèi)一探測(cè)的“刺猬”機(jī)器人，同樣采用彈跳移動(dòng)控制策略，并給出了滾動(dòng)與彈跳的二維和三維動(dòng)力學(xué)模型[74]。Bellerose針對(duì)小天體彈跳移動(dòng)控制，基于橢球體引力模型，提出了探測(cè)器移動(dòng)距離和所需時(shí)間的解析計(jì)算方法，并基于滑?？刂扑枷胙芯苛藛蝹€(gè)和多個(gè)探測(cè)器控制方法[75-76]。Mège等針對(duì)小天體復(fù)雜地形設(shè)計(jì)了對(duì)附著環(huán)境具備魯棒性的彈跳運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)，可以實(shí)現(xiàn)從幾米到幾十米距離的精確彈跳移動(dòng)[77]。

對(duì)于小天體彈跳附著與移動(dòng)控制策略的研究集中在小天體表面彈跳巡視器的被動(dòng)控制，未來小天體彈跳附著與移動(dòng)策略的研究一方面需要針對(duì)附著彈跳后的制導(dǎo)控制方法，或彈跳附著主動(dòng)控制策略，降低傾覆或逃逸可能性，提高小天體附著的安全性；另一方面需要針對(duì)遠(yuǎn)距離彈跳式移動(dòng)開展主動(dòng)控制方法研究，在整個(gè)彈跳控制過程實(shí)時(shí)采取控制修正軌跡誤差，實(shí)現(xiàn)小天體表面高精度移動(dòng)探測(cè)。

3 結(jié)束語

自主導(dǎo)航與制導(dǎo)控制是行星著陸過程的關(guān)鍵技術(shù)，直接關(guān)系到著陸任務(wù)的成敗。本文首先闡述了進(jìn)一步開展自主導(dǎo)航與制導(dǎo)控制研究的必要性，并結(jié)合行星著陸過程及特殊的環(huán)境特點(diǎn)分析了自主導(dǎo)航與制導(dǎo)控制所面臨的挑戰(zhàn)。概括了行星著陸自主導(dǎo)航與制導(dǎo)控制所涉及的關(guān)鍵技術(shù)并總結(jié)了研究現(xiàn)狀及發(fā)展趨勢(shì)。

目前，國際上對(duì)行星著陸過程自主導(dǎo)航與制導(dǎo)控制已經(jīng)進(jìn)行了大量的研究與驗(yàn)證工作，提出了眾多未來可行的導(dǎo)航方案與精確制導(dǎo)方法，具有潛在應(yīng)用價(jià)值。隨著行星探測(cè)任務(wù)的逐漸開展，基于導(dǎo)航網(wǎng)絡(luò)與無線電測(cè)量的組合導(dǎo)航、精確大氣進(jìn)入制導(dǎo)、小天體附著彈跳主動(dòng)控制等必將成為提高行星著陸任務(wù)精度的研究趨勢(shì)，而行星著陸自主導(dǎo)航與制導(dǎo)控制技術(shù)必將向著更精確、更可靠、更智能的方向發(fā)展。我國將行星著陸探測(cè)列為未來深空探測(cè)的重點(diǎn)規(guī)劃之一，并計(jì)劃在2020年獨(dú)立實(shí)施火星探測(cè)任務(wù)。隨著載人航天和探月工程的順利實(shí)施，我國已經(jīng)掌握了再入返回、自主導(dǎo)航等一系列關(guān)鍵技術(shù)，對(duì)于行星著陸自主導(dǎo)航與制導(dǎo)控制技術(shù)的研究具有一定的參考價(jià)值。但由于火星與小天體環(huán)境的特殊性，高精度的自主導(dǎo)航與制導(dǎo)控制仍面臨諸多技術(shù)難題。因此，有必要結(jié)合我國的實(shí)際情況和已經(jīng)具備的技術(shù)能力，對(duì)行星著陸自主導(dǎo)航與制導(dǎo)控制技術(shù)進(jìn)行更為深入的研究，為我國未來的行星著陸探測(cè)任務(wù)提供必要的技術(shù)儲(chǔ)備。

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通信地址：北京市海淀區(qū)中關(guān)村南大街5號(hào)，北京理工大學(xué)宇航學(xué)院（100081）

電話：（010）68918910

E-mail：yuzhengshi@gmail.com

崔平遠(yuǎn)（1961- ），男，教授，博士生導(dǎo)師，主要研究方向：飛行器自主導(dǎo)航與控制、深空探測(cè)器自主技術(shù)與軌道設(shè)計(jì)。本文通訊作者。

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Research Status and Developing Trend of the Autonomous Navigation, Guidance, and Control for Planetary Landing

YU Zhengshi1,2,3，CUI Pingyuan1,2,3
（1.Institute of Deep Space Exploration，Beijing Institute of Technology，Beijing 100081，China；2.Key Laboratory of Autonomous Navigation and Control for Deep Space Exploration，Ministry of Industry and Information Technology，Beijing 100081，China；3.Key Laboratory of Dynamics and Control of Flight Vehicle，Ministry of Education，Beijing 100081，China）

Autonomous navigation，guidance，and control is one of the key technologies for planetary landing，which has a direct impact on mission success.In this paper，the necessity and importance of the further research on the autonomous navigation，guidance，and control are elaborated focusing on the developing demand for the Mars and small body landing mission in the future.Based on the environment features，the challenges encountered for the autonomous navigation，guidance，and control are analyzed.Then and the key techniques involved are discussed，and the state-of-the-art techniques and research tendency of the autonomous navigation for planetary landing are summarized.Finally，the development trends of the autonomous navigation，guidance，and control for Chinese planetary landing mission in the future are previewed.

planetary landing；Mars；small body；autonomous navigation；guidance and control

V448.224

A

2095-7777(2016)04-0345-11

10.15982/j.issn.2095-7777.2016.04.006

于正湜，崔平遠(yuǎn).行星著陸自主導(dǎo)航與制導(dǎo)控制研究現(xiàn)狀與趨勢(shì)[J].深空探測(cè)學(xué)報(bào)，2016，3（4）：345-355.

Reference format：Yu Z S，Cui P Y.Research status and developing trend of the autonomous navigation, guidance, and control for planetary landing [J].Journal of Deep Space Exploration，2016，3（4）：345-355.

于正湜（1987- ），男，博士后，主要研究方向：航天器自主導(dǎo)航與制導(dǎo)控制。

[責(zé)任編輯：高莎]

2016-07-28；

2016-08-10

國家重點(diǎn)基礎(chǔ)研究發(fā)展計(jì)劃（2012CB720000）；國家自然科學(xué)基金資助項(xiàng)目（61374216，61304248，61304226）；北京理工大學(xué)創(chuàng)新團(tuán)隊(duì)基金資助項(xiàng)目