侯建文,周杰

(1.上海航天技術(shù)研究院,上海201109;2.上海航天控制技術(shù)研究所,上海200233)

“火星科學(xué)實驗室”巡航段導(dǎo)航、制導(dǎo)與控制

侯建文1,周杰2

(1.上海航天技術(shù)研究院,上海201109;2.上海航天控制技術(shù)研究所,上海200233)

介紹了美國最近實施的火星著陸任務(wù)——“火星科學(xué)實驗室”在巡航段的姿軌控制和導(dǎo)航系統(tǒng)、巡航軌道控制的約束條件、控制策略設(shè)計和執(zhí)行過程,并對巡航段導(dǎo)航、制導(dǎo)與控制相關(guān)經(jīng)驗進(jìn)行了分析和總結(jié),對于我國即將展開的自主火星探測具有一定的參考價值?？梢缘玫降膯⑹景?通過蒙特卡洛仿真制定詳盡的軌道控制策略,對非引力作用進(jìn)行精確建模并標(biāo)定,細(xì)化各種故障預(yù)案,選擇合適的運(yùn)載火箭入軌瞄準(zhǔn)點,并增加海外測控站。

火星探測;火星科學(xué)實驗室;GNC;中途修正;軌道控制

0 引言

火星是地球的近鄰,開展火星探測和研究對于認(rèn)識類地行星的起源和演化有著極其重要的意義。同時火星探測是一項龐大的系統(tǒng)工程,擁有火星探測實力是一個國家航天科技實力乃至綜合國力的象征。火星探測一直是國外深空探測的熱點領(lǐng)域,我國也將擇機(jī)實施首次自主火星探測任務(wù),相關(guān)科研院所已經(jīng)在深入開展論證工作。

火星探測器的導(dǎo)航、制導(dǎo)與控制(GNC)是指測量探測器姿態(tài)和軌道參數(shù)、控制探測器姿態(tài)、導(dǎo)引探測器進(jìn)行軌道機(jī)動,使探測器到達(dá)預(yù)定目標(biāo)的過程。火星探測器在各種誤差和攝動力的作用下,其實際軌道會偏離設(shè)計的標(biāo)稱軌道,為了準(zhǔn)確到達(dá)火星,必須在巡航段進(jìn)行軌道修正機(jī)動(TCM)。目前美國在該方面的技術(shù)已經(jīng)相當(dāng)成熟。本文詳細(xì)介紹了美國國家航空航天局(NASA)最近實施的火星著陸任務(wù)——“火星科學(xué)實驗室”(MSL)的巡航軌道導(dǎo)航、制導(dǎo)與控制的約束條件、策略設(shè)計及其執(zhí)行過程,可以為我國的自主火星探測任務(wù)提供一些參考。

1 任務(wù)概述

NASA在2000年對下兩個十年的火星探測任務(wù)進(jìn)行了規(guī)劃,這個雄心勃勃的規(guī)劃包括軌道器、著陸器、巡游車和取樣返回使命。MSL是當(dāng)時計劃的6個主探測任務(wù)之一,原計劃在2009年發(fā)射,但是由于技術(shù)難度異常之大,不得不推遲到2011年發(fā)射。MSL是迄今為止最先進(jìn)、最復(fù)雜的火星探測器,用于探測火星氣候及地質(zhì)環(huán)境,搜尋火星上是否存在水的證據(jù)。MSL于2011年11月26日發(fā)射,并于2012年8月6日在火星蓋爾(Gale)環(huán)形山附近著陸。

火星著陸任務(wù)按時間順序可分為四個主要階段:發(fā)射段、巡航段、進(jìn)入下降和著陸(EDL)段以及火星表面階段。巡航段一般指從星箭分離時刻開始持續(xù)到進(jìn)入火星大氣層之前,MSL是從巡航軌道直接進(jìn)入火星大氣層在火星表面著陸的,因此在巡航段需要相當(dāng)精確的導(dǎo)航、制導(dǎo)與控制以保證探測器能準(zhǔn)確地到達(dá)火星大氣進(jìn)入目標(biāo)點。MSL的行星際巡航軌道如圖1所示。

圖1 MSL的行星際巡航軌道Fig.1 MSL interplanetary curse trajectory

2 巡航段GNC系統(tǒng)概述

2.1 姿軌控系統(tǒng)

MSL的飛行系統(tǒng)主要由四個部分組成:火星車、防護(hù)罩、下降級和巡航級,如圖2所示?？茖W(xué)載荷安裝在火星車上。防護(hù)罩由防熱罩和后殼組成,在進(jìn)入火星大氣層的初期提供熱防護(hù)和操縱升力,隨后打開降落傘以減小下降速度。下降級將火星車送到火星表面。巡航級在從地球發(fā)射到火星著陸的八個月時間里用于軌道修正、電力供應(yīng)、通訊等。

MSL的巡航級呈圓環(huán)形,主要結(jié)構(gòu)組成是鋁,總質(zhì)量為540 kg,包括70 kg推進(jìn)劑用于巡航段的姿軌控。巡航級包括了太陽能帆板、巡航推進(jìn)系統(tǒng)(包括兩個燃料箱和兩組推力器)、排熱系統(tǒng)、姿態(tài)控制系統(tǒng)和中增益天線。巡航級在飛往火星的途中以2 r/min的速率保持自旋穩(wěn)定,利用1個星敏感器和8個太陽敏感器的組合監(jiān)控探測器的自轉(zhuǎn)速率和姿態(tài)?；诟櫤阈呛兔舾刑柕男畔?巡航級利用它的推力器保持其自轉(zhuǎn)速率和姿態(tài)。推進(jìn)系統(tǒng)采用單組元肼推進(jìn)劑,安裝了兩組推力器,每組4個。在任務(wù)前期每個推力器產(chǎn)生4.35 N推力,最后一次機(jī)動產(chǎn)生3.09 N推力[1]。巡航級GNC系統(tǒng)的組成如表1所示。

圖2 MS飛行系統(tǒng)組成及巡航期間的構(gòu)型Fig.2 MSL flight system and cruse configuration

表1 巡航級GNC系統(tǒng)組成Table 1 Component of cruse stage GNC system

MSL的軌道機(jī)動模式可以采用“轉(zhuǎn)噴—轉(zhuǎn)”模式或者無需姿態(tài)調(diào)整的矢量模式(軸向/橫向機(jī)動)。MSL推力器安裝布局如圖3所示。對于軸向機(jī)動,+Z軸方向的軸向機(jī)動由推力器2和5持續(xù)點火來實現(xiàn),—Z軸的機(jī)動使用推力器1和6;對于橫向機(jī)動,一組中的全部4個推力器在指向一個合適的方位時使用脈沖形式點火,然后其余4個推力器也在指向相同方位時點火,脈沖點火的持續(xù)時間需要保證推力矢量通過質(zhì)心。軸向和橫向分量的合成構(gòu)成了TCM所需的ΔV矢量。

圖3 巡航級推力器布局Fig.3 Crust stage thruster configuration

橫向機(jī)動的推力效率更高,而軸向機(jī)動能夠在更短的時間內(nèi)完成。選擇TCM的機(jī)動模式取決于多種因素:燃料消耗、執(zhí)行時間,以及更重要的操作的約束條件。為了同時滿足熱控和通訊的需求,探測器的姿態(tài)指向只能在器日地幾何關(guān)系決定的一段范圍之內(nèi)。

2.2 導(dǎo)航系統(tǒng)

2.2.1 功能

MSL導(dǎo)航系統(tǒng)在巡航段的主要功能包括:

1)基于無線電測量數(shù)據(jù)(包括多普勒、測距和ΔDOR)預(yù)報探測器的軌道。

2)提供探測器的歷表和輔助的軌道數(shù)據(jù)用于深空網(wǎng)(DSN)和任務(wù)操作小組。

3)確定TCM所需的ΔV矢量,并驗證由探測器小組產(chǎn)生的機(jī)動執(zhí)行值。

4)在TCM執(zhí)行期間提供實時的跟蹤數(shù)據(jù)。

5)利用TCM之前和之后的跟蹤數(shù)據(jù)重構(gòu)TCM的ΔV。

2.2.2 導(dǎo)航方式

用于MSL軌道確定的跟蹤數(shù)據(jù)包括:雙向相干多普勒、雙向相干連續(xù)測距和△DOR,這些數(shù)據(jù)由DSN的34 m和70 m天線獲得。MSL與以前的火星任務(wù)類似(除了MRO任務(wù)在接近火星時進(jìn)行了光學(xué)導(dǎo)航試驗),巡航段只使用了地面測控的方法,在進(jìn)入火星大氣之前沒有對火星或其他天體進(jìn)行光學(xué)或其他無線電導(dǎo)航[2]。MSL在巡航段采用的導(dǎo)航方式如表2所示。

表2 MSL在巡航段采用的導(dǎo)航方式Table 2 MSL navigation mode in cruse

2.3.3 軌道建模

在MSL的導(dǎo)航中,火星的星歷利用最新的測距和ΔDOR數(shù)據(jù)不斷進(jìn)行更新,行星的星歷由發(fā)射前2個月產(chǎn)生的DE424歷表和到達(dá)火星前3個月產(chǎn)生的DE425歷表獲得,星歷表的誤差不大于200 m。

作用在探測器上的力包括引力和非引力兩大類。科學(xué)界對引力已經(jīng)了解得非常透徹,非引力主要包括:在發(fā)射后幾個星期的排氣作用、TCM的推力、太陽光壓和熱輻射,以及在姿態(tài)機(jī)動期間由于推力器安裝誤差導(dǎo)致的不平衡效應(yīng)。TCM的推力由測控數(shù)據(jù)進(jìn)行標(biāo)定,在發(fā)射前建立了太陽光壓和熱輻射模型,并由火星探測漫游者(MER)任務(wù)中獲得的數(shù)據(jù)進(jìn)行了測試。姿態(tài)機(jī)動導(dǎo)致的ΔV同樣通過一系列特定設(shè)計的機(jī)動進(jìn)行標(biāo)定。

3 巡航段導(dǎo)航、制導(dǎo)與控制策略設(shè)計

3.1 約束條件

MSL在巡航軌道控制策略設(shè)計過程中必須滿足以下約束條件:

1)行星保護(hù)要求[1,3]

NASA的行星保護(hù)辦公室對所有的火星任務(wù)制定了兩個要求。第一,運(yùn)載火箭上面級與火星相撞的概率必須小于0.000 1,這是由于上面級沒有經(jīng)過無菌處理。第二,由于探測器在巡航段產(chǎn)生故障而導(dǎo)致的與火星意外碰撞(NNIP)的概率不得大于0.01。因此要求第一次軌道修正(TCM-1)的瞄準(zhǔn)點仍與火星有一定偏差。

2)整個任務(wù)燃料預(yù)算要求[2,4]

制導(dǎo)策略的設(shè)計必須確保所裝載的燃料能夠以99%的置信度成功到達(dá)火星大氣進(jìn)入點。表3給出了發(fā)射前的燃料預(yù)算和裝載量,發(fā)射前的制導(dǎo)策略制定必須滿足這些約束條件,發(fā)射后同樣需要在巡航段進(jìn)行統(tǒng)計學(xué)分析以監(jiān)測燃料消耗情況。

3)大氣進(jìn)入目標(biāo)點的精度要求[1]

MSL的大氣進(jìn)入飛行航跡角(EFPA)3σ不確定度為±0.20°,不確定度越小,著陸點橢圓分布的區(qū)域越小。EDL的制導(dǎo)系統(tǒng)要求探測器在進(jìn)入火星大氣時刻相對火星的位置精度達(dá)到2.8 km,速度精度達(dá)到2.0 m/s。

表3 巡航段燃料預(yù)算Table 3 Propellant budget in cruse

4)確保TCM的速度增量大于執(zhí)行誤差[1,3]

MSL執(zhí)行軌道修正最直接的方法是無需姿態(tài)調(diào)整的矢量模式,即通過一次軸向/橫向或者橫向/軸向點火順序來獲得所需的ΔV。矢量模式避免了由于姿態(tài)調(diào)整導(dǎo)致的軌道攝動,而且也可以避免數(shù)據(jù)傳輸?shù)闹袛?。但是TCM-1用于消除入軌偏差和誤差,發(fā)射前預(yù)計其ΔV比較大,因此允許采用“轉(zhuǎn)—噴—轉(zhuǎn)”模式作為可選項,以節(jié)約推進(jìn)劑的消耗。轉(zhuǎn)動的角度由熱控和通訊系統(tǒng)限定的偏離地球和太陽的角度所約束。TCM-1以后的所有TCM都設(shè)計成無需轉(zhuǎn)動的矢量模式。MSL的機(jī)動執(zhí)行誤差如表4所示。

表4 MSL機(jī)動執(zhí)行誤差(3σ)Table 4 MSL maneuver execute error(3σ)

3.2 制導(dǎo)策略分析

為使探測器準(zhǔn)確到達(dá)大氣進(jìn)入目標(biāo)點,MSL在地火轉(zhuǎn)移階段均安排了6次TCM。在接近火星的關(guān)鍵時刻,還適當(dāng)安排了備份的TCM以應(yīng)付突發(fā)情況。選擇在地火轉(zhuǎn)移段的什么時間進(jìn)行TCM須根據(jù)以下幾個要求權(quán)衡決定:1)從火箭發(fā)射到TCM-1之間有足夠的時間對探測器進(jìn)行檢查測試和TCM-1的設(shè)計;2)在各次TCM之間有足夠的時間進(jìn)行TCM的重構(gòu)、軌道確定并設(shè)計下一次TCM;3)使操作的復(fù)雜度最小;4)使到達(dá)火星大氣進(jìn)入目標(biāo)點的傳遞誤差最小;5)使整個任務(wù)的推進(jìn)劑消耗量最小。

為了使燃料消耗達(dá)到最優(yōu),并且滿足行星保護(hù)需求,軌道控制采用了多次機(jī)動的優(yōu)化策略。這個策略利用在軌道上不同點具有的不同軌道修正能力,合理分配修正所需的ΔV以達(dá)到最優(yōu)的燃料消耗。TCM的大氣進(jìn)入點目標(biāo)參數(shù)分別是進(jìn)入點時刻的目標(biāo)半徑,進(jìn)入飛行航跡角(EFPA)、B平面角度和進(jìn)入點時刻。目標(biāo)半徑是定義在大氣進(jìn)入交界點(AEIP)的一個固定值3 522.2 km,EFPA同樣是一個固定值,這是EDL系統(tǒng)能夠達(dá)到最優(yōu)性能所需的。因此只有進(jìn)入點時刻和B平面角度是可變參數(shù)。

TCM-1和TCM-2安排在巡航段的早期,用于消除運(yùn)載火箭的入軌偏差(按NASA的行星保護(hù)政策要求設(shè)置,設(shè)置方法可參考文獻(xiàn)[4])以及入軌誤差。一般來說,TCM執(zhí)行的越晚,所需的ΔV越大。為了確保整個任務(wù)的燃料預(yù)算,需要將TCM-1、TCM-2、TCM-3結(jié)合使用優(yōu)化算法設(shè)計。由于使用了優(yōu)化算法設(shè)計,因此TCM-1不會完全消除入軌偏差和誤差。同時,由于TCM-1是修正量最大的一次TCM,它會產(chǎn)生較大的執(zhí)行誤差。因此TCM-2目的是修正剩余的入軌偏差和誤差,以及TCM-1的執(zhí)行誤差。TCM-3至TCM-6安排在接近火星段(進(jìn)入火星大氣層前45 d到進(jìn)入前3 h)執(zhí)行。由于TCM-2已經(jīng)瞄準(zhǔn)了目標(biāo)進(jìn)入點,余下的每次TCM的主要目的就是修正軌道確定誤差和上一次TCM的執(zhí)行誤差。表5給出了發(fā)射前的制導(dǎo)策略和實際執(zhí)行情況,表中L+表示發(fā)射后天數(shù)(d),E—表示到達(dá)火星前的天數(shù)(d)或小時(h)。

表5 巡航段制導(dǎo)策略Table 5 Guidance strategy in cruse

4 巡航段導(dǎo)航、制導(dǎo)與控制過程

4.1 發(fā)射和入軌

2011年11月26日15:02:00 UTC,MSL使用大力神(Atlas)V541火箭從卡納維拉爾角空軍基地發(fā)射升空。發(fā)射后根據(jù)測控數(shù)據(jù)得到的入軌誤差小于發(fā)射前估計的入軌不確定度的0.5σ,這意味著用于修正入軌誤差的燃料消耗會很少。

由于MSL安裝了多任務(wù)放射性同位素?zé)犭姲l(fā)生器(MMRTG),因此在發(fā)射前制定了一個若發(fā)射失敗如何使探測器墜落地球的應(yīng)急方案。為了使發(fā)生核燃料污染的可能性減少到最低,計劃使用下降級上的反作用控制(RCS)推力器使探測器墜落到人口稀少的太平洋區(qū)域。所幸MSL發(fā)射未用到該應(yīng)急方案,但所設(shè)計的軌道確定和軌道建模過程被利用到了俄羅斯福布斯—土壤(Phobos-Grunt)的援救任務(wù)中,盡管該任務(wù)最終沒有獲得成功。

4.2 巡航段早期

TCM-1

排氣作用導(dǎo)致的加速度在巡航段的前幾個星期是比較明顯的,為了更精確預(yù)報探測器的軌道,需要對小量的隨機(jī)加速度進(jìn)行評估。由于入軌精度很好,推遲了原定于發(fā)射后第15 d(L+15d)執(zhí)行的TCM-1。為了評估巡航級推進(jìn)系統(tǒng)的健康狀況,項目小組決定在TCM-1之前進(jìn)行一次橫向機(jī)動標(biāo)定。該標(biāo)定在2011年12月22日進(jìn)行,兩次橫向機(jī)動產(chǎn)生的ΔV為0.555 m/s。

設(shè)計TCM-1使用了TCM-1、TCM-2、TCM-3聯(lián)合優(yōu)化的策略,同時滿足TCM-1、TCM-2在B平面上的瞄準(zhǔn)點與火星撞擊圓面存在一定距離偏差。TCM-1于2012年1月11日(L+46d)進(jìn)行,由一次軸向機(jī)動和一次橫向機(jī)動組成。圖4顯示了TCM-1在B平面上的瞄準(zhǔn)點,從軌道確定(OD)解開始,TCM-1的軸向機(jī)動后探測器看起來更加偏離火星,而在橫向機(jī)動后重新拉回到火星附近。圖中還顯示了軌道確定解、TCM-1軸向機(jī)動和橫向機(jī)動的3σ誤差傳遞不確定度(由誤差橢圓表示)。

圖4 TCM-1在B平面上的機(jī)動過程Fig.4 Process of TCM-1 in B-Plan

表6 TCM-1執(zhí)行情況Table 6 TCM-1 execute result

4.3 巡航段中期

TCM-2

原來的計劃是繼續(xù)使用多機(jī)動優(yōu)化策略來設(shè)計TCM-2,也即TCM-2將會和TCM-3聯(lián)合設(shè)計。但是分析發(fā)現(xiàn)采用這種優(yōu)化方法可以節(jié)約的燃料不甚明顯,而且TCM-1之后已經(jīng)有足夠的燃料剩余,同時TCM-2的瞄準(zhǔn)點無需偏離火星就可以滿足撞擊概率的約束。因此決定TCM-2直接瞄準(zhǔn)了所期望的火星大氣進(jìn)入點,這樣設(shè)計TCM-2就比較簡單。TCM-2于2012年3月26日(L+121d)進(jìn)行,表7給出了TCM-2的執(zhí)行情況。

表7 TCM-2執(zhí)行情況Table 7 TCM-2 execute result

4.4 巡航段末期

TCM-3

在TCM-2之后,MSL項目組重新選擇了著陸目標(biāo)點,它距離原著陸點有幾km的距離。TCM-3的任務(wù)就是做這個微小的調(diào)整,以及修正TCM-2以后積累的機(jī)動執(zhí)行誤差。TCM-3同樣使用了簡單的直接瞄準(zhǔn)策略。

TCM-3于2012年6月26日(E-40d)執(zhí)行。由于在TCM-2之后,MSL位于一條撞擊火星的軌道上,因此如果TCM-3沒有執(zhí)行將會導(dǎo)致探測器不受控撞擊火星。TCM-3的執(zhí)行誤差相比前幾次修正比較大,原因在于TCM-3是一次ΔV很小的修正,而且它需要一次+Z軸方向的軸向機(jī)動,而TCM-1、2是沿著—Z軸方向。較大的執(zhí)行誤差導(dǎo)致了大氣進(jìn)入飛行航跡角位于0.2°的走廊帶之外,因而需要進(jìn)行TCM-4。TCM-3的執(zhí)行情況如表8所示。

表8 TCM-3執(zhí)行情況Table 8 TCM-3 execute result

TCM-4

在巡航段末期,MSL與火星的距離越來越近,因而改變軌道的機(jī)動能力會顯著下降,應(yīng)用在巡航段早期TCMs的瞄準(zhǔn)策略不再具有優(yōu)化效果。實際上,MER的導(dǎo)航經(jīng)驗[5]表明瞄準(zhǔn)火星大氣進(jìn)入點三個參數(shù)的策略已無必要。隨著不斷接近火星, EFPA和進(jìn)入時刻變得高度相關(guān)。為了同時修正這兩個參數(shù)可能需要一個較大的ΔV。因此TCM-4采用與巡航段前期不同的瞄準(zhǔn)策略,它減少了機(jī)動時瞄準(zhǔn)的進(jìn)入點目標(biāo)參數(shù)。

在最初的TCM-4設(shè)計中,對所有三種機(jī)動選項——矢量模式、只軸向模式和只橫向模式都進(jìn)行了分析。矢量模式機(jī)動修正了飛行時間、飛行航跡角和B平面角度,但是首先的軸向機(jī)動會導(dǎo)致探測器大幅偏離目標(biāo)點,直到橫向機(jī)動以后探測器才修正到目標(biāo)著陸點附近。只進(jìn)行軸向機(jī)動只能修正位置誤差至距離目標(biāo)點8 km,其點火時間比矢量模式和只進(jìn)行橫向機(jī)動模式都要長。只進(jìn)行橫向機(jī)動修正了位置誤差,沒有完全修正進(jìn)入飛行航跡角至標(biāo)稱值,但是這個差異可以忽略不計仍然滿足要求,而且點火持續(xù)時間比矢量模式要短,這是有利的一面。最后決定TCM-4采取只橫向機(jī)動模式,于2012年7月28日(E-8d)執(zhí)行。TCM-4的執(zhí)行情況如表9所示。

表9 TCM-4執(zhí)行情況Table 9 TCM-4 execute result

TCM-5

在成功執(zhí)行TCM-4以后,預(yù)計TCM-5將會取消。是否執(zhí)行TCM-5的抉擇需要考慮執(zhí)行機(jī)動后的收益和風(fēng)險因素。圖5顯示了B平面坐標(biāo)系中的抉擇標(biāo)準(zhǔn)。兩條垂直虛線的交點代表期望的最終目標(biāo)著陸點,一系列彩色的平行線代表不同寬度的EFPA走廊,其中黃色距離中心線是0.1°,綠色是0.05°。黃色帶和綠色帶定性代表了EDL修正EFPA和橫向軌跡誤差的能力。各個橢圓代表了不同時間軌道確定解的3σ不確定度。抉擇標(biāo)準(zhǔn)是如果橢圓中心(可以認(rèn)為是軌道確定解的最優(yōu)估計)位于“綠色帶”內(nèi)部,則取消TCM-5。實際軌道確定結(jié)果確實滿足了取消執(zhí)行TCM-5的條件,因而TCM-4是MSL在巡航段的最后一次軌道修正。

圖5 TCM-5是否進(jìn)行的抉擇標(biāo)準(zhǔn)Fig.5 Criterion of whether or not to execute TCM-5

5 結(jié)束語

MSL的在巡航段的導(dǎo)航制導(dǎo)與控制結(jié)果可以說非常完美,很好地滿足了各種約束與需求。軌道確定和機(jī)動小組共同完成了由于任務(wù)指標(biāo)的軌道預(yù)報和控制,使得探測器能夠精確到達(dá)預(yù)定的火星大氣進(jìn)入點,實際的EFPA只比目標(biāo)值偏離了0.013°,遠(yuǎn)優(yōu)于±0.20°的設(shè)計指標(biāo)。巡航段采用的機(jī)動策略成功地滿足了行星保護(hù)和姿態(tài)控制的約束條件,總的燃料消耗使用了不到原預(yù)算的一半。分析MSL在巡航段實施導(dǎo)航、制導(dǎo)與控制的過程可以給我國的自主火星探測帶來不少啟發(fā)。由本文可以看到:

1)項目小組在發(fā)射前對MSL詳盡的軌道機(jī)動分析并制定的軌道控制策略對整個任務(wù)的成功起到了關(guān)鍵作用。特別是在到達(dá)前8 d精確設(shè)計和執(zhí)行的TCM-4取消了TCM-5、TCM-6,使得地面控制人員可以專心迎接來自進(jìn)入、下降和著陸(EDL)階段的挑戰(zhàn),最終使“好奇號”成功登陸火星。

2)由于火箭發(fā)射入軌精度很好,減輕了巡航段軌道修正的壓力,總的燃料消耗不到總預(yù)算的一半。可以看到運(yùn)載火箭的入軌精度最大程度地決定了巡航段燃料消耗量。

3)導(dǎo)航小組對探測器軌道動力學(xué)進(jìn)行了精確的建模,尤其是對非引力作用進(jìn)行了深入研究,飛行期間通過多次標(biāo)定提高了非引力模型的精度,而不斷更新的星歷表確保了引力模型的精度。

4)為了減小由于執(zhí)行TCM前后姿態(tài)調(diào)整誘導(dǎo)的ΔV對軌道產(chǎn)生的影響,設(shè)計人員不但對該過程進(jìn)行了詳細(xì)的建模分析和數(shù)據(jù)重構(gòu),并且對不同階段的TCM采用不同的執(zhí)行模式。飛行結(jié)果表明該策略有效地減少了TCM的執(zhí)行誤差。

5)MSL任務(wù)很好地繼承了前幾次火星任務(wù)的成功經(jīng)驗,如MSL的巡航級是在“火星探路者”(Mars Pathfinder)和“火星探測漫游者”(MER)的基礎(chǔ)上建造的,而太陽光壓模型也是利用了MER的數(shù)據(jù)而進(jìn)行了修正。

6)突發(fā)情況下的備份方案完整,如考慮了發(fā)射失敗、接近火星段軌道修正失敗等重要事件的應(yīng)急方案。導(dǎo)航小組和探測器小組獨立計算產(chǎn)生控制指令,在上傳前相互驗證。

7)對MSL中途軌道修正的完美操作還要歸功于美國完備的深空測控體系。分布在美國加利福尼亞州、西班牙馬德里和澳大利亞堪培拉的三個深空測控站構(gòu)成了NASA的深空測控網(wǎng)(DSN),相鄰的測控站在經(jīng)度上相差約120°,從而保證NASA能夠幾乎全天候接收MSL的遙測數(shù)據(jù)并對其進(jìn)行指揮控制,為高精度的導(dǎo)航、制導(dǎo)與控制打下了扎實的基礎(chǔ)。

8)NASA為保護(hù)行星免受可能來自地球的細(xì)菌污染,在軌道設(shè)計和中途修正策略上進(jìn)行了大量的分析和計算,并消耗了寶貴的推進(jìn)劑來滿足這個約束。NASA的這一做法同樣值得我們借鑒。

[1] Wong M,Kangas J A,Ballard C G,et al.Mars science laboratory propulsive maneuver design and execution[C]∥23rd International Symposium on Space Flight Dynamics. Pasadena,CA,USA:[s.n.],2012.

[2] Martin-Mur T J,Kruizinga G L,Wong M C,et al.Mars science laboratory navigation results[C]∥23rd International Symposium on Space Flight Dynamics.Pasadena,CA, USA:[s.n.],2012.

[3] Martin-Mur T J,Kruizinga G L,Wong M.Mars science laboratory interplanetary navigation analysis[C]∥22nd International Symposium on Space Flight Dynamics.Sao Jose dos Campos,Brazil:[s.n.],2011.

[4] D'Amario L A.Mission and navigation design for the 2009 Mars science laboratory mission[C]∥IAC-08-A.3.3. A1,59th International Astronautical Congress.Glasgow, Scotland:[s.n.],2008.

[5] Potts C L,Raofi B,Kangas J A.Mars exploration rovers propulsive maneuver design[C]∥AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference,Washington,DC,USA:AIAA-2004-4985,2004.

Navigation,Guidance and Control of Mars Science Laboratory in Cruise

HOU Jianwen1,ZHOU Jie2
(1.Shanghai Academy of Spaceflight Technology,Shanghai 201109,China;2.Shanghai Institute of Aerospace Control,Shanghai 200233,China)

The guidance,navigation and control system,the restrict condition of cruise trajectory,the control strategy design and its implementation process of the recent U.S.Mars landing mission,Mars Science Laboratory, are introduced.Then the experience of cruise navigation,guidance and control is analyzed and summarized.This paper has some reference to future Mars exploration mission of China.Some suggestions including establishing strict flight path control strategy by Monte Carlo method,studying non-gravitation effect,fining various fault scenario, choosing appropriate injection aim point,and increasing the space measurement and control station abroad.

Mars exploration;Mars science laboratary(MSL);GNC;trajectory correction maneuvers (TCM);trajectory control

V412.4

:A

:2095-7777(2014)02-0110-07

侯建文(1960—),男,研究員,主要研究方向為衛(wèi)星總體設(shè)計。E-mail:houjianwen0707@gmail.com

[責(zé)任編輯:宋宏]

2014-04-01

2014-04-27