劉旺旺，李茂登,2，李 濤，王云鵬，張曉文,2，劉 洋，郝 策，朱飛虎，胡錦昌,2，趙 宇，徐李佳，華寶成，黃翔宇,2，王曉磊

(1.北京控制工程研究所，北京 100094；2.空間智能控制技術重點實驗室，北京 100094)

0 引 言

火星作為地球的近鄰，與地球的環(huán)境最為相似，近幾十年來一直是人類開展行星探測活動的首選目標。我國天問一號火星探測任務通過一次發(fā)射實現(xiàn)火星環(huán)繞、著陸和巡視探測，而進入、下降與著陸(Entry, descent and landing, EDL)過程是實現(xiàn)火星著陸的必經(jīng)過程，也是整個任務最為關鍵的環(huán)節(jié)。由于EDL全過程時間很短(5～10 min)，時序復雜且不可逆，而地面測控時延大(單程數(shù)十分鐘)，探測器進入狀態(tài)、火星大氣環(huán)境和著陸區(qū)坡度、巖石、隕坑等地形地貌也有很大的不確定性，因此要求火星著陸制導、導航與控制(Guidance, navigation and control, GNC)系統(tǒng)具有完全自主性和較強的魯棒性，實現(xiàn)對探測器姿態(tài)和軌跡的自主實時控制，并在著陸末端通過自主對障礙進行檢測與規(guī)避以保障其安全著陸。

天問一號火星探測器EDL過程從探測器接觸火星大氣進入點開始，到安全著陸火星表面結(jié)束，主要包括氣動減速、傘降減速、動力減速和著陸緩沖四個過程。動力減速過程的順利實施是成功著陸的重要一環(huán)，這一階段主要通過主發(fā)動機進行制動減速,并完成傘-背罩組合體的規(guī)避以及對著陸區(qū)地形的障礙檢測與規(guī)避，從而實現(xiàn)安全緩沖著陸。在我國成功實施的月球軟著陸探測任務中，設計了粗-精兩級接力自主避障軟著陸控制方法，天問一號探測器動力減速段自主障礙檢測與避障控制的設計在一定程度上繼承了月球軟著陸探測任務的成熟技術。然而，由于火星著陸過程與月球著陸過程存在較大差別，避障控制技術也有相應變化，一方面，在傘降減速結(jié)束時，傘-背罩組合體與著陸平臺分離后各自繼續(xù)飛行，傘-背罩組合體可能與制動點火后的著陸平臺發(fā)生碰撞，也可能罩住著陸平臺，因此，著陸平臺不僅需規(guī)避火星表面的障礙，還需對傘-背罩組合體具備自主規(guī)避的能力。另一方面，在懸停精避障階段，在激光三維成像的基礎上，增加了利用光學避障敏感器和多功能避障敏感器光學成像模塊進行雙目精避障的冗余策略，提高了獲取安全區(qū)的概率。最后，天問一號探測器在此階段的制導、導航和控制算法設計上也進行了適應性調(diào)整。

我國月球軟著陸任務研制過程中，利用試驗塔架系統(tǒng)開展了懸停避障緩速下降試驗和著陸起飛綜合試驗驗證，對著陸過程使用的敏感器性能、障礙檢測與規(guī)避控制能力、系統(tǒng)匹配性能等進行了全面考核。國外為了對行星著陸GNC技術進行驗證，持續(xù)10余年時間通過地面驗證項目來推動該技術的研發(fā)。這些地面綜合試驗的開展，快速的促進了相關技術的成熟，有效降低了型號研制的風險。天問一號探測器著陸GNC系統(tǒng)用于進入、下降與著陸過程的軟硬件產(chǎn)品均為新研產(chǎn)品，開展懸停避障專項試驗驗證，對于任務的成功也是十分必要的。本文給出了天問一號探測器動力減速段的飛行過程、著陸過程障礙檢測與規(guī)避控制的設計情況，并對懸停、避障與緩速下降段的障礙檢測與規(guī)避算法的試驗驗證情況進行了分析和總結(jié)。

1 障礙檢測與規(guī)避系統(tǒng)概述

1.1 硬件配置

在動力減速過程，參考國外成功火星著陸任務及后續(xù)規(guī)劃任務的敏感器配置情況，天問一號探測器著陸GNC系統(tǒng)配備了微波測距測速敏感器和相控陣敏感器兩種微波體制的測距測速敏感器實現(xiàn)慣性導航修正，采用線性調(diào)頻連續(xù)波實現(xiàn)了各波束同時具備測距測速功能，這與嫦娥三號探測器和嫦娥五號探測器采用微波脈沖測距與簡單連續(xù)波測速，同時依靠激光測距測速體制有較大區(qū)別。此外，為適應開傘、拋大底和背罩分離等過程的大動態(tài)過載條件，慣性測量單元也進行了大量程、高精度及輕小型化設計。作為核心控制器的進入下降控制單元在收到慣性測量單元和測距測速敏感器的測量信息后，通過對多種信息融合自主導航處理來獲取著陸平臺的實時狀態(tài)信息。

美國在Mars 2020任務中首次實現(xiàn)了火星著陸過程的自主安全點選擇，但其使用了地形相對導航策略，需要通過軌道器獲取的高精度遙感圖像制備導航地圖和安全目標地圖，并事先裝載于著陸器上用于著陸過程的地形匹配導航。天問一號探測器著陸平臺在動力減速過程的背罩規(guī)避、落區(qū)障礙識別任務無需事先獲取的高精度遙感圖像，而是由進入下降控制單元、光學避障敏感器和多功能避障敏感器完全自主完成的。其中，進入下降控制單元配有三機熱備份的計算機板和雙機熱備份的圖像處理板，圖像處理板用于多功能避障敏感器和光學避障敏感器圖像數(shù)據(jù)處理和安全點解算等，計算機板根據(jù)解算獲取的安全點信息完成制導、導航與控制解算，并控制著陸平臺推進系統(tǒng)完成障礙規(guī)避。多功能避障敏感器包括激光三維成像模塊及光學成像模塊，激光三維成像模塊由進入下降控制單元通過串行總線直接控制，在懸停成像過程對落區(qū)進行激光三維成像，光學成像模塊及光學避障敏感器由圖像處理板通過串行總線進行成像控制，在防熱大底分離后對落區(qū)進行周期性光學成像，實現(xiàn)光學粗避障、背罩規(guī)避以及懸停成像過程的雙目立體地形識別。進入下降控制單元與多功能避障敏感器、光學避障敏感器之間的信息交互如圖1所示。

圖1 天問一號探測器障礙檢測系統(tǒng)信息交互示意圖

1.2 自主避障飛行過程

天問一號探測器動力減速過程可進一步分為動力規(guī)避、懸停成像、避障機動和緩速下降等子階段，如圖2所示，這一階段著陸平臺的導航均采用慣性導航配以測距測速修正(10 m以下不再使用測距測速修正)的方式。

圖2 天問一號探測器動力減速過程示意圖

動力規(guī)避段從傘-背罩組合體與著陸平臺分離到著陸平臺進入懸停高度、速度范圍，主要任務是控制著陸平臺7500 N變推力主發(fā)動機消減速度，利用多功能避障敏感器的光學成像模塊和光學避障敏感器進行火星表面光學成像及安全點解算，計算粗避障/傘-背罩組合體規(guī)避機動的方向，并在后期完成雙目立體視覺的在軌自主標定。該階段根據(jù)采集到的傘-背罩組合體拋除時的分離信號，延時啟動自主制導和控制程序，利用制導律產(chǎn)生推力和姿態(tài)機動指令，進行三軸姿態(tài)控制，階段結(jié)束高度下降至約100 m，速度減至接近0 m/s。

懸停成像段從動力減速段結(jié)束到精避障找到安全著陸區(qū)，主要任務是保持著陸平臺的懸停狀態(tài)(著陸平臺軸向與重力方向夾角、著陸平臺姿態(tài)角速度和速度等滿足成像要求)，便于避障敏感器對著陸平臺下方落區(qū)進行成像，完成精障礙檢測并選取安全著陸點。在設計思路上，綜合考慮燃料消耗和避障系統(tǒng)性能等因素，最多進行三次圖像數(shù)據(jù)處理及安全點解算，前兩次用多功能避障敏感器激光三維成像模塊數(shù)據(jù)，最后一次用雙目立體光學系統(tǒng)數(shù)據(jù)，任意一次圖像處理獲得安全點則退出避障序列。

避障機動段從懸停成像段結(jié)束到下降至目標著陸點上方約20 m，主要任務是根據(jù)選擇的安全點進行精避障和下降，使著陸平臺下降到安全著陸點上方20 m時，相對火星表面下降速度到達預設值1.5 m/s，水平速度接近0 m/s。

緩速下降段從避障機動段結(jié)束到著陸火星表面，主要任務是保證著陸巡視器平穩(wěn)緩速下降到火星表面，著陸火星表面的速度和姿態(tài)滿足要求。著陸巡視器以1.5 m/s的相對火星表面預設速度緩速下降，消除水平速度，姿態(tài)垂直火星表面，直到關機策略生效(2路及以上觸火信號同時有效或1路觸火信號有效且加速度超設定閾值)，立即關閉發(fā)動機，實現(xiàn)在火星表面緩沖著陸。

2 自主障礙識別與安全區(qū)選取算法

天問一號探測器著陸過程的自主障礙識別和安全區(qū)選取主要是由進入下降控制單元的圖像處理板完成的。圖像處理板對光學避障敏感器或多功能避障敏感器獲得的圖像進行處理獲取到安全著陸點后，會將安全點在敏感器測量坐標系下的單位方向矢量、對應的成像時刻、坡度、安全概率等信息傳遞回計算機板。

2.1 基于光學圖像數(shù)據(jù)的背罩規(guī)避與粗障礙識別

著陸平臺根據(jù)與傘-背罩組合體分離后的水平速度來自主決策是否執(zhí)行背罩規(guī)避，若水平速度大于25 m/s，則認為著陸過程著陸平臺和傘-背罩組合體可保持安全距離，不進行傘-背罩組合體規(guī)避，僅進行粗避障，否則，進行傘-背罩組合體規(guī)避。針對火星表面環(huán)境地形特點，在粗避障算法中對光學圖像進行紋理障礙分析、安全點計算和綜合評價及次優(yōu)選擇。如果進行背罩規(guī)避，則首先根據(jù)背罩規(guī)避搜索距離及成像敏感器光軸距火面的斜距值等對安全區(qū)域進行初步篩選，再進行與粗避障算法一致的紋理障礙分析、安全點計算和綜合評價及次優(yōu)選擇。

背罩規(guī)避安全區(qū)域初步篩選是通過在成像敏感器像平面上建立分割線的方式來完成的，如圖3所示。其中坐標系下分割線:×+×+=0近似為著陸平臺軌道面與當?shù)厮矫娴慕痪€在光學成像平面的投影，通過線上的兩個點坐標即可獲得分割線系數(shù)、、，同時根據(jù)最小安全距離和燃耗允許情況確定沿軌道面外的最小避障距離和最大避障距離。

圖3 光學成像像平面分割示意圖

將光學像面分為×個區(qū)域，判斷每個區(qū)域中心點(,)到分割線的距離是否在和之間，若區(qū)域中心在可選安全區(qū)內(nèi)，則安全概率設置為1并記錄區(qū)域位置，完成安全區(qū)初步篩選。區(qū)域中心點距離分割線的距離可由下式計算：

(1)

在完成初步篩選后，背罩規(guī)避與粗避障算法將進行紋理障礙分析，只不過粗避障對將像面分為的×個區(qū)域內(nèi)每個區(qū)域進行紋理分析，背罩規(guī)避僅對初步篩選后安全概率為1的區(qū)域進行紋理分析。在每個區(qū)域內(nèi)采用橫縱坐標按平均間隔抽像素點的方式來求取區(qū)域的灰度均值和均方差，候選區(qū)域安全區(qū)評價值為：

=1-

(2)

將上面的安全區(qū)評價值與事先選定的權重矩陣進行相乘，即可得到當前區(qū)域的安全概率值，將各個區(qū)域的概率值進行排序，優(yōu)選概率最大的5個區(qū)域中心點(,)作為備選著陸點。綜合推進劑消耗量與安全評價值的加權計算得到5個區(qū)域中的綜合最優(yōu)安全著陸點，并將安全著陸點坐標轉(zhuǎn)化為在敏感器測量坐標系下的單位方向矢量作為最后的輸出。

2.2 基于激光三維數(shù)據(jù)的精障礙識別

激光三維數(shù)據(jù)是由多功能避障敏感器的激光成像模塊采用一片MEMS擺鏡通過二維光柵掃描方式來獲取，每次在0.5 s的成像掃描周期掃描75000個點。掃描的物理特性可用球坐標系表示，坐標系-為多功能避障敏感器激光三維測量坐標系，如圖4所示。

圖4 激光三維成像球坐標系示意圖

在掃描完成后，首先將測量得到的當拍斜距值轉(zhuǎn)化為測量坐標系下的三維坐標信息[,,]，計算公式如式(3)所示。式中，為當拍激光波束指向與平面的夾角;為當拍激光波束指向在平面的投影與方向的夾角。

(3)

在此基礎上，進行像元重采樣將數(shù)據(jù)規(guī)范化為256×256陣列式數(shù)據(jù)并根據(jù)著陸平臺成像時刻的平均垂向速度和平均俯仰、偏航角速度大小進行運動補償。之后，將三維數(shù)據(jù)劃分為×個區(qū)域。以每個區(qū)域為中心進行代數(shù)式坡度擬合和障礙累計運算，獲取像面區(qū)域的安全評價值。最后，根據(jù)推進劑消耗量及安全評價值確定最終的安全著陸點，并將安全著陸點坐標轉(zhuǎn)化為在敏感器測量坐標系下的單位方向矢量作為最后的輸出。

2.3 基于雙目視覺的精障礙識別

雙目相機的設計不僅提升了粗障礙識別和背罩規(guī)避的可靠度，實現(xiàn)了單目粗避障和傘-背罩組合體規(guī)避的硬件備份，同時基于視差原理可以獲得著陸區(qū)的坡度、高程信息。

由于著陸平臺受在軌力熱環(huán)境的影響會存在輕微變形，導致雙目相機的位置關系發(fā)生變化，這對雙目立體識別不利。因此，在動力規(guī)避段利用火星表面自然場景圖像進行自主標定，通過對兩個相機的圖像進行極線校正和圖像匹配，并根據(jù)匹配結(jié)果修正雙目參數(shù)表。

在懸停成像段，如果兩次激光三維成像均未能獲得安全點，將開展雙目立體成像。在這一過程，采用單目障礙分析結(jié)合雙目三維坡度分析的策略來確定安全點。首先，對拍攝的光學圖像進行特征提取，利用單幅圖像根據(jù)灰度聚類確定障礙區(qū)域和一級安全度，方法與粗避障算法紋理障礙分析一致。其次，計算光學圖像中選定點的高程并進行方差篩選。之后，從每個×區(qū)域中抽取49個點進行高程計算、坡度擬合，獲取像面區(qū)域的安全評價值。最后，與激光三維精避障類似，根據(jù)推進劑消耗量及安全評價值確定最終的安全著陸點，并將安全著陸點坐標轉(zhuǎn)化為在敏感器測量坐標系下的單位方向矢量作為最后的輸出，具體詳見參考文獻[11]。

3 自主避障制導方法

考慮到著陸地形的不確定性，動力減速段的制導律設計應能自主規(guī)避著陸過程的障礙。天問一號探測器進入下降控制單元計算機板獲得圖像處理板發(fā)送的傘-背罩組合體規(guī)避或粗避障、精避障安全著陸點矢量信息后，將進行導航、制導與控制處理。采用類似參考文獻[9]中的基于圖像信息的高精度相對導航方法，確定火星慣性系下目標著陸點位置和著陸平臺相對目標著陸點的位置和速度矢量，之后通過制導解算生成制導指令，控制主發(fā)動機和姿控推力器實現(xiàn)障礙規(guī)避。

3.1 動力規(guī)避制導

動力規(guī)避段從約1.2～1.5 km高度開始，初始速度達到幾十米每秒，終端高度約100 m，三軸速度約為0 m/s。這一階段是EDL過程推進劑消耗最多的任務段，因此推進劑消耗量的優(yōu)化是該段制導律需主要考慮的。不同于月球著陸任務，天問一號探測器動力減速段的初始速度方向和大小不確定性都較大,垂向、速度也較大，且需完成粗避障及傘-背罩組合體規(guī)避，不具備使用月球動力減速段基于常推力條件下的動力顯式制導的條件。針對動力規(guī)避段的任務需求和約束，這一階段設計了常推力制導和變推力避障制導策略。

..常推力制導

根據(jù)采集到的傘-背罩組合體拋除時的分離信號，延時啟動自主制導程序，保持著陸平臺主發(fā)動機推力方向與速度方向相反，同時根據(jù)可用最大推力(7500 N和4個垂向250 N姿控發(fā)動機)能力，利用最優(yōu)控制原理，估計發(fā)動機開機時刻，直至開啟發(fā)動機；一旦發(fā)動機開機采用重力轉(zhuǎn)彎制導和水平機動控制，使用最大推力進行減速，持續(xù)時間約6 s。

..變推力避障制導

一旦獲取粗避障或傘-背罩組合體規(guī)避給出的安全點矢量信息，切換至引入水平位置控制的多項式制導，進行位置和速度的三維控制，推力大小采用7500 N主發(fā)動機變推力來實現(xiàn)。多項式制導的加速度指令表達式為：

(4)

式中:G,G和G分別為制導目標加速度、速度和位置矢量;和分別為當前相對目標著陸點的速度和位置矢量;為制導剩余時間，該加速度指令扣除當前高度火星引力大小即為制導推力指令加速度。設終端高度、垂向速度和加速度分別為,和(≠0)，當前高度和垂向速度分別為和，則制導剩余時間可通過下式來估算：

(5)

將通過圖像信息的高精度相對導航方法獲取的著陸平臺相對目標著陸點的位置和速度矢量置為制導目標中的著陸點位置矢量G和速度矢量G，就可以通過機動實現(xiàn)粗避障或傘-背罩組合體規(guī)避。

3.2 懸停成像制導

懸停成像制導繼承嫦娥三號探測器懸停成像階段的制導方法，分為外環(huán)控制和內(nèi)環(huán)控制兩部分，外環(huán)控制利用主發(fā)動機和姿態(tài)機動實現(xiàn)，用來消除較大的水平速度；內(nèi)環(huán)控制利用水平姿控發(fā)動機實現(xiàn)，用來消除較小的水平速度。

懸停成像階段的制導目標為：高度為進入懸停段導航高度，三軸速度為0，由變推力發(fā)動機抵消著陸巡視器重力，保證著陸巡視器處于懸停狀態(tài)，速度為零，姿態(tài)穩(wěn)定。這一階段，水平方向控制速度(進入成像狀態(tài)開始控制位置)，垂直方向控制高度、速度和加速度。

3.3 避障機動制導

避障機動段制導方案與懸停成像制導相同，主要制導任務是精避障和下降。根據(jù)懸停段給出的安全著陸點相對位置信息，水平機動到選擇的安全著陸點上方約20 m，水平方向采用相平面控制方式使得終端水平速度接近0，垂直方向采用主發(fā)動機變推力控制方式，來實現(xiàn)高度和垂向速度的控制，終端相對火星表面下降速度為預設值1.5 m/s，加速度為0。根據(jù)完成障礙規(guī)避平移機動所需要的最大時間，星上自主規(guī)劃垂向的加速度、速度和高度等制導指令用于下降過程的實時跟蹤，保證了平移所需要的時間。

3.4 緩速下降制導

緩速下降段主要考慮到著陸安全性，為了保證著陸火星表面的速度和姿態(tài)控制精度，盡可能以較小的姿態(tài)機動和設定的速度勻速垂直下降，消除水平速度和加速度，直到收到滿足關機條件的關機信號時，關閉主發(fā)動機和姿控推力器，下降到火星表面。考慮到推進劑的消耗、導航位置漂移以及著陸緩沖裝置的承受能力，下降速度設定為1.5 m/s。制導方案設計上也采用外環(huán)加內(nèi)環(huán)的制導方式。制導目標為：垂直方向下降速度為1.5 m/s，加速度為0 m/s；水平方向速度為0 m/s，位置控制目標為進入緩速下降段的著陸平臺位置。水平方向采用相平面控制方式，利用水平姿控推力器控制位置和速度，垂直方向采用主發(fā)動機變推力控制方式，控制速度和加速度。

4 懸停避障試驗驗證

通過專項試驗對天問一號探測器進入、下降與著陸過程的GNC系統(tǒng)軟硬件新研產(chǎn)品進行驗證，對于任務的成功是十分必要的。針對動力減速過程，GNC系統(tǒng)主要開展了最小系統(tǒng)掛飛試驗和懸停避障試驗驗證。其中，2019年6月在甘肅敦煌開展了7個架次的直升機掛飛試驗，有效對GNC系統(tǒng)有測距測速修正的動態(tài)導航性能和動力減速段的自主障礙檢測與識別算法及時序等進行了開環(huán)驗證，這里不再詳述。懸停避障試驗驗證與月球探測懸停避障試驗類似，通過塔架系統(tǒng)提供恒定拉力來抵消部分地球重力，實現(xiàn)火星重力場環(huán)境下懸停成像、避障機動、緩速下降和緩沖著陸過程的閉環(huán)模擬驗證。本節(jié)主要對GNC系統(tǒng)參與懸停避障試驗驗證的情況進行介紹。

4.1 試驗目的

懸停避障試驗驗證目的主要在于以下幾個方面：1)模擬火星重力場、表面微波反射特性和著陸平臺的運動，考核導航敏感器的動態(tài)工作性能；2)模擬著陸平臺著陸過程的運動學特性，驗證GNC系統(tǒng)自主障礙檢測與識別算法；3)采用GNC、推進系統(tǒng)的真實部件，驗證GNC與推進分系統(tǒng)的匹配工作能力；4)模擬著陸平臺在火星的著陸過程，綜合驗證關機策略的正確性；5)模擬懸停、避障、緩速下降段及著陸的飛行過程，全面考核飛行程序設計的正確性。

4.2 試驗系統(tǒng)組成

與GNC系統(tǒng)相關的試驗系統(tǒng)主要有推進系統(tǒng)、著陸緩沖系統(tǒng)、塔架系統(tǒng)、地面總控系統(tǒng)等。試驗GNC系統(tǒng)由敏感器、控制器兩部分組成，執(zhí)行機構屬于推進系統(tǒng)，如圖5所示?？刂破鳛檫M入下降控制單元，負責敏感器數(shù)據(jù)、觸火開關狀態(tài)采集與處理，運行制導、導航與控制算法，發(fā)出推進系統(tǒng)工作指令，同時，接收地面總控發(fā)送的有線指令和數(shù)據(jù)管理模擬器發(fā)送的遙控指令，并向地面總控發(fā)送圖像數(shù)據(jù)，向試驗塔架系統(tǒng)發(fā)送實時導航位置和速度信息。敏感器包括慣性測量單元、微波測距測速敏感器、相控陣敏感器、多功能避障敏感器、光學避障敏感器。推進系統(tǒng)配置一臺7500 N變推力發(fā)動機用于軌道控制；20臺250 N和6臺25 N姿控推力器用于姿態(tài)控制。其中，250 N推力器用于7500 N變推力發(fā)動機工作時的姿態(tài)控制和提供著陸巡視器水平機動能力，25 N推力器用于7500 N變推力發(fā)動機工作時的姿態(tài)控制。

圖5 懸停避障試驗GNC系統(tǒng)與外系統(tǒng)連接示意圖

4.3 試驗要求

懸停避障試驗的試驗要求主要包括：1)在地形識別方面，可識別高度大于20 cm的凸起，深度大于20 cm的凹坑，據(jù)此優(yōu)選不小于10 m×10 m的安全著陸區(qū)；2)7500 N發(fā)動機觸火關機時指標要求：(1)著陸平臺距地面目標點法線的橫向二維距離小于3 m；(2)著陸平臺垂向速度范圍1.5±0.6 m/s、橫向二維速度范圍0±0.9 m/s；(3)著陸平臺本體坐標系三軸角速度控制誤差優(yōu)于1(°)/s；3)對試驗過程著陸平臺的姿態(tài)角變化、三軸角速度、三軸速度等進行監(jiān)測，應符合設計預期。

4.4 試驗過程

懸停避障試驗經(jīng)歷了導航敏感器動靜態(tài)性能開環(huán)驗證、不點火工況下閉環(huán)綜合驗證試驗、點火工況下閉環(huán)綜合驗證試驗等三個階段，其中點火工況是懸停避障試驗的最終綜合驗證。點火試驗工況的試驗過程如下：

1)著陸平臺與塔架對接、加電并完成狀態(tài)設置，地面設備測量著陸平臺的初始姿態(tài)并注入給著陸平臺；

2)著陸平臺被起吊至試驗高度(需要說明的是，由于試驗塔架高度限制，在實際試驗過程中，GNC系統(tǒng)懸停成像高度設定為70 m)，地面通過數(shù)據(jù)注入調(diào)節(jié)7500 N變推力發(fā)動機步進電機至真空推力輸出為5000 N的工況位置；

3)地面總控向進入下降控制單元注入數(shù)據(jù)指令，變推力發(fā)動機點火，約3～4 s后著陸平臺推力輸出穩(wěn)定(步進電機處于真空推力輸出為5000 N的工況位置)，塔架轉(zhuǎn)入恒拉力及隨動控制模式，著陸平臺向下運動，器塔分離信號產(chǎn)生；

4)在收到分離信號的同時，GNC系統(tǒng)由巡航模式轉(zhuǎn)入懸停成像模式并開始對著陸平臺進行姿態(tài)控制，分離信號產(chǎn)生后經(jīng)一段時間的延時確保著陸平臺與塔架避開危險距離，GNC系統(tǒng)開始對著陸平臺變推力發(fā)動機進行控制，GNC系統(tǒng)按懸停、避障、緩速下降全過程進行控制，同時向塔架系統(tǒng)提供導航位置速度，塔架系統(tǒng)根據(jù)實時收到的位置速度信息進行跟隨移動；

5)降至模擬火星表面，安裝于著陸緩沖腿上的觸火開關被觸發(fā)，進入下降控制單元采集到著陸沖擊或觸火信號后，自主關閉發(fā)動機。隨后地面總控按順序控制驗證器斷電，試驗結(jié)束。

4.5 試驗驗證結(jié)果

2019年10月，在河北懷來試驗場共計開展了6次點火懸停避障試驗驗證，不著陸工況5個，著陸工況1個。其中，著陸工況的試驗結(jié)果如圖6～圖10所示，該次試驗探測器初始重量預估為810 kg，終端質(zhì)量預估為750 kg，GNC系統(tǒng)啟控后燃料消耗約60 kg。

圖6 著陸平臺相對試驗場坐標系X向位置

圖7 著陸平臺相對試驗場坐標系Y,Z向位置變化

圖8 著陸平臺相對試驗場坐標系的速度變化

圖9 著陸平臺相對試驗場坐標系姿態(tài)角變化

圖10 激光三維安全點選取結(jié)果示意圖

通過對試驗測試數(shù)據(jù)分析可知：1)試驗過程中GNC系統(tǒng)懸停成像、避障機動和緩速下降，分別持續(xù)約6.7 s(模式8)，24.3 s(模式9)和15.0 s(模式10)，總持續(xù)時間46.6 s；2)試驗過程預設安全點(,)為(4，4)。GNC系統(tǒng)通過激光三維成像星上自主解算安全點為(5.72，5.42)，通過地面對雙目立體成像結(jié)果分析，所獲得的安全點與激光三維成像一致，向和向控制結(jié)果為(3.50，5.11)，滿足試驗指標要求；3)關機時刻著陸平臺的三軸速度為(-1.13，-0.26，0.04)，滿足垂向速度范圍1.5±0.6 m/s，橫向二維速度范圍0±0.9 m/s的要求；4)試驗過程中，GNC系統(tǒng)各狀態(tài)量變化符合設計預期。懸停避障試驗閉環(huán)測試結(jié)果表明，GNC系統(tǒng)各功能性能可以滿足任務需求。

5 結(jié) 論

在天問一號探測器進入艙制導、導航與控制系統(tǒng)的研制過程中，針對天問一號探測器火星著陸過程多體運動及表面地形不確定性強的任務特點，設計了粗避障與傘-背罩組合體規(guī)避的協(xié)同控制策略以及激光三維配以雙目立體視覺的精避障策略，通過地面懸停避障專項試驗驗證了障礙檢測與規(guī)避策略的有效性，并在天問一號探測器火星著陸過程得到了成功應用，可為后續(xù)火星采樣返回和載人火星探測任務定點著陸過程的大范圍機動轉(zhuǎn)移和復雜地形著陸等設計需求提供一定參考。