崔平遠，秦 同，朱圣英

(1. 北京理工大學宇航學院，北京 100081；2. 深空自主導(dǎo)航與控制工信部重點實驗室，北京 100081；3. 飛行器動力學與控制教育部重點實驗室，北京 100081)

0 引 言

火星是目前地外天體探測的熱點目標?；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現(xiàn)性更強。從科考價值和工程意義的角度，火星均為深空探測的熱點目標天體。

從二十世紀六十年代人類開始火星探測至今，僅有美國成功實施了7次火星著陸任務(wù)[2]。1960年至1975年間，火星探測達到了第一個高潮。在此期間，蘇聯(lián)和美國是僅有的兩個進行火星探測的國家。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”，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(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，沒有進行火星著陸。

美國是第一個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(Viking 1)”和“海盜2號(Viking 2)”先后實現(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分子，但“海盜號”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、熱防護層、高超聲速減速傘、多普勒雷達以及反沖減速發(fā)動機都得到了后續(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(Phobos 1)”和“福布斯2號(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(Mars Observer)”探測器，它在次年8月即將進入繞火星軌道時，與地面失去了聯(lián)系。四年后，經(jīng)過技術(shù)改進，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(Sojourner)”火星車在火星著陸，雖然設(shè)計壽命是7個火星日，但實際工作了兩個多月，向地球發(fā)回了大量彩色照片以及火星大氣氣候、風力、風向等測量數(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，它于當年10月抵達繞火星軌道，并一直工作至今。2003年至2012年，美國又先后實現(xiàn)了“勇氣號(Spirit)”、“機遇號(Opportunity)”、“鳳凰號(Phoenix)”和“好奇號(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”攜帶了10種科學儀器，總重量是“勇氣號”和“機遇號”科學負載的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(Hope Mars Prober)”火星探測器，由于推進器出現(xiàn)故障，沒能按時到達繞火星軌道，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(Beagle 2)”于2003年12月實現(xiàn)火星著陸，但之后便與地球失去通信。俄羅斯與歐空局計劃在2018年左右進行一次火星著陸聯(lián)合探測任務(wù)。我國從二十一世紀初開始火星探測的研究，2012年與俄羅斯合作的“螢火號”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。我國預(yù)計在2020年發(fā)射第一顆火星探測器，實現(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)。動力下降段是著陸的最終階段，性能優(yōu)越可靠的動力下降段導(dǎo)航與制導(dǎo)技術(shù)是實現(xiàn)精確軟著陸的關(guān)鍵。本文分析了火星著陸動力下降段導(dǎo)航與制導(dǎo)問題，總結(jié)了動力下降段導(dǎo)航與制導(dǎo)面臨的挑戰(zhàn)與難點，并綜述了動力下降段導(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，提出了實現(xiàn)火星動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 動力下降導(dǎo)航與制導(dǎo)難點分析

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)歷進入段、傘降段、動力下降段，其中進入段又稱為高超聲速段，從進入大氣層開始，到降落傘完全展開為止。火星進入段是整個EDL過程中氣動環(huán)境最為惡劣的階段，期間著陸器將經(jīng)歷峰值過載、峰值動壓，并且由于摩擦將產(chǎn)生大量的氣動熱，為了保護著陸器免受惡劣環(huán)境的影響，一般將其安裝在熱防護罩內(nèi)。在熱防護罩脫離之前很多導(dǎo)航敏感器無法工作，只能依靠IMU進行慣性航位遞推導(dǎo)航，測量誤差隨時間積累，所以迫切需要外部測量來修正慣性導(dǎo)航的誤差[3]。當探測器速度降低，并且到達一定高度時降落傘打開進一步減速。下降段從開傘至末端制動發(fā)動機關(guān)機結(jié)束，又可以分為降落傘下降段與動力下降段。由于下降段探測器的熱防護罩及擋熱板將被拋掉，導(dǎo)航敏感器可以開機工作，獲得大量導(dǎo)航測量信息，因此下降段導(dǎo)航方法研究的重點轉(zhuǎn)向如何綜合利用這些信息進行更有效的導(dǎo)航估計。此外，在動力下降段，著陸器還需依靠制導(dǎo)控制系統(tǒng)實現(xiàn)定點軟著陸。如何設(shè)計滿足各種約束且能夠?qū)崿F(xiàn)定點軟著陸的制導(dǎo)律也是動力下降段的研究重點。

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

1.1 動力下降自主導(dǎo)航難點

1)水平位置估計困難

若要實現(xiàn)定點軟著陸，著陸器必須精確估計出自身相對目標著陸點的水平位置。此外，為實現(xiàn)障礙規(guī)避，著陸器還需在線識別地形障礙，確定自身相對障礙的位置，并選定合適的著陸點。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)進行了估計，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行估計。

2)導(dǎo)航參考信息匱乏

地外天體著陸先驗導(dǎo)航信息匱乏，火星表面特征信息有限，且動力下降段高度較低，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 動力下降制導(dǎo)難點

1)大范圍距離轉(zhuǎn)移

受動力下降段之前導(dǎo)航與制導(dǎo)能力的限制，著陸器在動力下降初始時刻的狀態(tài)散布較大，往往與目標著陸點存在較大的水平距離。如何在滿足多項工程約束的前提下滿足轉(zhuǎn)移距離要求是動力下降段制導(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)域的科考價值。未來火星探測任務(wù)期望在科考價值更高的復(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)律除了考慮定點著陸、燃料最優(yōu)等傳統(tǒng)因素時，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、雷達導(dǎo)航、光學導(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，即加速度計和陀螺儀為敏感器，通過積分計算著陸器的運動。著陸雷達通過測量信號到達火星表面并返回的時間，計算著陸器沿波束方向到火星表面的距離，此外，多普勒雷達還可通過多普勒頻移計算著陸器沿波束方向的速度。光學導(dǎo)航通過拍攝著陸區(qū)的圖像，利用圖像中的地形特征實現(xiàn)著陸器位姿估計。無線電導(dǎo)航以火星軌道器為參考基準，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。下面將詳細分析雷達、光學以及無線電導(dǎo)航的研究現(xiàn)狀。

2.1 雷達導(dǎo)航研究現(xiàn)狀

在雷達導(dǎo)航方面，從“海盜號”到“好奇號”，所有的火星著陸器均載有雷達高度計確定高度。此外，“海盜號”，“鳳凰號”以及“好奇號”還載有多普勒雷達，可通過多普勒原理測量著陸器的水平速度。著陸器雷達通常有多個波束，當存在三個不共面波束時，即可確定著陸器的高度、三維速度以及姿態(tài)[5]。好奇號載有六波束多普勒雷達(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數(shù)量級[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，測速精度達到了0.05 cm/s。

Amzajerdian等[10]給出了多普勒雷達導(dǎo)航的測量模型，并研究了著陸過程中flash雷達、多普勒雷達、以及激光雷達的作用距離和功能，其中flash雷達與激光雷達除了可以測量高度外，還可通過主動掃描的形式獲得地形高程數(shù)據(jù)，并以此進行地形導(dǎo)航[11]。Busnardo等[12]和Li等[13]研究了慣導(dǎo)輔助的雷達導(dǎo)航，利用慣導(dǎo)的測量構(gòu)建狀態(tài)方程，同時估計著陸器的位置、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。

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

2.2 光學導(dǎo)航研究現(xiàn)狀

光學導(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進行視覺導(dǎo)航，為著陸導(dǎo)航提供了一種有效可靠的途徑。常用的光學導(dǎo)航敏感器有主動式的激光雷達以及被動式的光學導(dǎo)航相機。激光雷達精度高、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的地形數(shù)據(jù)庫進行比對，從而實現(xiàn)著陸器位姿估計。相比激光雷達，光學相機質(zhì)量體積小、功耗低、技術(shù)成熟，使用范圍不受高度限制，也可實現(xiàn)著陸器的位姿估計以及障礙識別。

光學導(dǎo)航既可實現(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)，光學圖像中需包含地形數(shù)據(jù)庫中已知的自然路標。為了能夠滿足火星著陸探測任務(wù)精度的要求，美國噴氣推進實驗室(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)計工作中[14]。歐空局也對基于光學測量的自主導(dǎo)航方案進行了研究，研發(fā)了基于激光雷達的軟著陸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)航相機光學測量以及微型高度計和速度計輔助IMU的行星下降段導(dǎo)航方案。在“近地小行星交會探測器(NEAR)”任務(wù)和“隼鳥號(Hayabusa)”任務(wù)中，基于特征點跟蹤的自主光學導(dǎo)航得到了飛行驗證[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，采用基于特征點自動提取、跟蹤的光學導(dǎo)航方式來確定探測器與目標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)展了基于計算機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和識別路標保證探測器的精確制導(dǎo)和避障，算法通過處理單個相機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距離來估計探測器的相對運動、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，并提出了基于路標跟蹤的光學導(dǎo)航方法，提高了光學導(dǎo)航算法的計算速度，并發(fā)展了用于導(dǎo)航的目標小天體模型和自抗擾特征路標識別算法。Trawny等[22]對融合慣性測量與路標視線測量的導(dǎo)航方法進行了研究，通過提取已知位置的路標特征點，結(jié)合慣性測量單元的測量信息，運用濾波計算得到探測器的最優(yōu)運動估計，并通過發(fā)射試驗火箭模擬探測器的著陸過程，對算法進行了驗證分析，實驗結(jié)果表明，該導(dǎo)航方法的速度位置估計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)，并通過地面試驗驗證了導(dǎo)航精度。崔平遠等[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，利用激光掃瞄雷達獲取月表高程圖，然后與星載高程圖通過投票的方法實現(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。

在無先驗地形數(shù)據(jù)庫，或者光學敏感器無法觀測到大型自然路標時，光學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動進行估計，或者基于圖像中選中的目標著陸點及隨機特征點，估計著陸器相對目標著陸點的位姿。美國的MER任務(wù)的動力下降段利用導(dǎo)航相機進行視覺導(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研究了利用特征點跟蹤的相對導(dǎo)航方案[28]，利用特征點矢量信息，結(jié)合激光測距儀測得的著陸器到目標表面的距離和速度，通過濾波算法獲得探測器相對目標著陸點的位置和速度。在實現(xiàn)相對視覺導(dǎo)航時，由于單一相機無法獲得景深信息，因此需其他敏感器輔助。文獻[29]通過雙目視覺相機實現(xiàn)了相對導(dǎo)航，獲得了著陸器的全狀態(tài)高精度估計。然而雙目相機的應(yīng)用受可視區(qū)域、多特征點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復(fù)雜，實時性較差。文獻[30]研究了利用三波束雷達測量輔助的相對視覺導(dǎo)航方法，該方法可估計出著陸器的位置和速度信息。

基于光學圖像的導(dǎo)航方案主要涉及到火星表面路標點檢測與匹配?；谛行潜砻嫣卣鞯臋z測與識別問題，國內(nèi)外學者也進行了大量的研究工作。NEAR任務(wù)首先驗證了基于隕石坑信息的光學導(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，通過模版匹配實現(xiàn)了基于光學圖像與數(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)學分析，利用投票方法，實現(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特征檢測方法進行隕石坑搜索，并利用基于弦中點Hough變換方法實現(xiàn)了隕石坑的檢測。

2.3 無線電導(dǎo)航現(xiàn)狀

在動力下降段，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現(xiàn)測距測速。無線電測量精度高、技術(shù)成熟，易于工程實現(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，利用器間無線電測量為著陸器提供導(dǎo)航基準，是實現(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) 的計劃，并為預(yù)想的火星網(wǎng)絡(luò)設(shè)計了“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行估計。若在動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組合的動力下降段導(dǎo)航方法，當僅有一顆軌道器可用時，結(jié)合雷達的測量，估計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)航信標之外，還可以利用火星表面信標進行導(dǎo)航。Yu等[43]以可觀測度為指標，對火星表面無線電信標的布局進行優(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，但只能實現(xiàn)位置估計，難以實現(xiàn)姿態(tài)估計。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

動力下降段是著陸過程的最后階段，與進入段制導(dǎo)的執(zhí)行機構(gòu)不同，動力下降段通過軌控發(fā)動機產(chǎn)生控制力，實現(xiàn)對著陸器軌跡控制。動力下降段最基本的功能是使得著陸器達到火星表面的同時速度減為零，即實現(xiàn)軟著陸?？紤]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，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力下降段，后來在火星著陸中也得到應(yīng)用。二十世紀六十年代，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)動機推力與速度方向共線反向，可以實現(xiàn)最終軟著陸，同時推導(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、易于工程實現(xiàn)，不足之處在于無法主動控制落點位置。對此，又有學者進行了改進研究。McInnes[46]研究了同時調(diào)節(jié)推力大小和方向的重力轉(zhuǎn)彎制導(dǎo)，可以實現(xiàn)定點著陸，同時也設(shè)計了自適應(yīng)跟蹤控制律，在部分發(fā)動機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。阿波羅多項式制導(dǎo)律代表了滿足邊界條件燃料次優(yōu)的制導(dǎo)律，好奇號在動力下降段應(yīng)用了二階多項式制導(dǎo)。Klumpp[48]于1971年設(shè)計了動力下降段的二階多項式制導(dǎo)，將著陸器的加速度假設(shè)為時間的二次多項式，通過初始狀態(tài)和終端狀態(tài)約束求解多項式系數(shù)，進而得到解析的多項式制導(dǎo)律。雖然多項式制導(dǎo)律能滿足定點著陸的要求，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，解析求得能耗最優(yōu)的著陸時間，進而提升了二階多項式制導(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)計制導(dǎo)律時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)律為定點軟著陸的最優(yōu)制導(dǎo)律，既滿足定點軟著陸的需求，也考慮了燃耗或能耗等性能指標。D’Souza[50]研究了能量最優(yōu)的閉環(huán)顯式制導(dǎo)律，考慮雙積分線性動力學系統(tǒng)，以控制加速度平方和的積分為性能指標，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)當前時刻的狀態(tài)，假設(shè)無控制力，預(yù)測著陸器的最終狀態(tài)，通過與目標狀態(tài)的誤差計算控制力，修正最終狀態(tài)誤差，從而實現(xiàn)定點軟著陸。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)置著陸時間也可以達到能量最優(yōu)的效果?；赯EM/ZEV制導(dǎo)律，Guo等[54]研究了中繼點優(yōu)化制導(dǎo)律，在著陸過程中設(shè)置中繼點，在從初始點飛往中繼點以及從中繼點飛往目標著陸點的過程中，均采用ZEM/ZEV制導(dǎo)律，通過優(yōu)化中繼點的位置，實現(xiàn)整個過程的燃耗最優(yōu)，同時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)在目標著陸點處全局漸進穩(wěn)定，從而實現(xiàn)定點軟著陸，同時調(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。崔平遠等[58]從軌跡曲率的角度出發(fā)，設(shè)計了解析的閉環(huán)制導(dǎo)律，不僅實現(xiàn)了動力下降障礙規(guī)避，且降低了制導(dǎo)求解計算量。

考慮到科考價值，未來火星探測會在復(fù)雜地形區(qū)著陸，對動力下降段制導(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點的可見性。這是未來動力下降段制導(dǎo)研究的重點。

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)追求更高的科學回報，任務(wù)形式也日趨復(fù)雜，因此對動力下降段導(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)實現(xiàn)突破的關(guān)鍵點。

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時導(dǎo)航定位服務(wù)。火星導(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系下的定軌精度可達10 m量級，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，此定軌精度帶來的著陸器導(dǎo)航精度也為百米量級。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著陸的需求。

為實現(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)航敏感器實現(xiàn)火星系下的高精度自主定軌。

2)高精度光學導(dǎo)航數(shù)據(jù)庫構(gòu)建

光學導(dǎo)航對著陸器位姿估計是不可或缺的技術(shù)，其導(dǎo)航參考為表面形貌特征。在動力下降段通過光學導(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，由于動力下降段高度較低，相機視場受限，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)障礙實時檢測與表征

復(fù)雜地形區(qū)域有利于獲得豐富的科學數(shù)據(jù)，但同時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，探測器除檢測目標著陸點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)劃實現(xiàn)障礙規(guī)避。

5 結(jié) 論

動力下降段是火星著陸的最終階段，是實現(xiàn)安全精確著陸的關(guān)鍵。本文介紹了火星動力下降段的過程，分析了導(dǎo)航制導(dǎo)技術(shù)的難點，介紹了動力下降段的導(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。

目前火星著陸動力下降段可用的導(dǎo)航技術(shù)包括雷達、光學以及無線電導(dǎo)航。雷達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著陸點的水平位置信息。光學導(dǎo)航是目前應(yīng)用最廣泛的著陸導(dǎo)航技術(shù)，當相機視場內(nèi)有充足的特征點時，可以實現(xiàn)著陸器全狀態(tài)估計。無線電導(dǎo)航雖然在原理上可實現(xiàn)著陸器高精度位置及速度估計，但受目前火星軌道器數(shù)量及定軌精度的限制，不適合單獨應(yīng)用。動力下降段制導(dǎo)律的功能從最初的軟著陸逐漸發(fā)展到燃料最優(yōu)的定點軟著陸。為實現(xiàn)更高精度的火星著陸，還需進一步提高動力下降段導(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，實現(xiàn)障礙實時檢測表征以及在線軌跡規(guī)劃。