李爽，陶婷，江秀強(qiáng)，張樹(shù)瑜，周杰

(1.南京航空航天大學(xué) 航天學(xué)院，南京 210016； 2.南京航空航天大學(xué) 航天新技術(shù)實(shí)驗(yàn)室，南京 210016； 3.上海航天控制技術(shù)研究所，上海 200233)

月球軟著陸動(dòng)力下降制導(dǎo)控制技術(shù)綜述與展望

李爽1，2，陶婷1，2，江秀強(qiáng)1，2，張樹(shù)瑜3，周杰3

(1.南京航空航天大學(xué) 航天學(xué)院，南京 210016； 2.南京航空航天大學(xué) 航天新技術(shù)實(shí)驗(yàn)室，南京 210016； 3.上海航天控制技術(shù)研究所，上海 200233)

未來(lái)的月球著陸任務(wù)將著力于開(kāi)發(fā)月球資源、建立月球基地，這些都離不開(kāi)月球軟著陸技術(shù)的支持；而要實(shí)現(xiàn)探測(cè)器在預(yù)選點(diǎn)安全精確地著陸，就離不開(kāi)動(dòng)力下降制導(dǎo)控制技術(shù)的支持。本文系統(tǒng)地總結(jié)了兩種成功的月球軟著陸及其制導(dǎo)方式，對(duì)已有的制導(dǎo)控制方案及其研究進(jìn)展進(jìn)行了詳細(xì)的闡述和對(duì)比分析。以未來(lái)的月球采樣返回和月球基地任務(wù)為潛在工程目標(biāo)，對(duì)下一代的月球軟著陸動(dòng)力下降的制導(dǎo)控制及其所涉及的關(guān)鍵科學(xué)技術(shù)問(wèn)題進(jìn)行了比較全面的分析和展望。

月球軟著陸；動(dòng)力下降；制導(dǎo)控制；綜述與展望

0 引 言

月球作為地球的唯一天然衛(wèi)星，人類對(duì)它進(jìn)行探索的想法從未停止過(guò)。隨著科學(xué)技術(shù)的進(jìn)步，從20世紀(jì)50年代開(kāi)始，人類就展開(kāi)了轟轟烈烈的探月活動(dòng)。

1959—1976年，美國(guó)和前蘇聯(lián)展開(kāi)了以月球探測(cè)為中心的太空競(jìng)爭(zhēng)，共發(fā)射了83個(gè)月球探測(cè)器，其中成功的有45個(gè)[1]。1959年，前蘇聯(lián)發(fā)射的“月球1號(hào)”是人類歷史上第一個(gè)近月飛行的月球探測(cè)器?！霸虑?號(hào)”首次采取了月面硬著陸，證實(shí)了月球無(wú)磁場(chǎng)和輻射帶。1969年7月16日，“阿波羅11號(hào)”載著美國(guó)三位航天員成功地完成了人類歷史上首次登月任務(wù)。1976—1993年，國(guó)際上沒(méi)有進(jìn)行過(guò)任何完全成功的月球探測(cè)活動(dòng)，出現(xiàn)了人類探月高潮后的寧?kù)o期[2]。1994年和1998年，美國(guó)成功發(fā)射了“克萊門(mén)汀號(hào)”(Clementine)[3]和“月球勘探者號(hào)”(Lunar Prospector)[4]月球探測(cè)器，對(duì)月球形貌、資源、水冰等進(jìn)行了探測(cè)，獲得了鐵、鈦、鈾、釷、鉀等有用元素的含量及其分布圖[1]。21世紀(jì)初，世界主要航天國(guó)家或組織紛紛提出了重返月球計(jì)劃，美國(guó)、歐空局、俄羅斯、日本、印度等國(guó)家和地區(qū)先后宣布了新的月球探測(cè)計(jì)劃[1，5-9]，掀起了繼“阿波羅”計(jì)劃后新一輪探月熱潮，與初期的月球探測(cè)相比，技術(shù)要求更高。為了成功將探測(cè)器、飛船和宇航員安全送上月球，在月面成功軟著陸動(dòng)力下降就成為整個(gè)任務(wù)中非常重要的階段。

“軟著陸”是指探測(cè)器在落向月面的過(guò)程中采用制動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行減速，以使到達(dá)月面時(shí)的速度接近于零(一般為幾米每秒)，實(shí)現(xiàn)安全著陸。國(guó)外的月球探測(cè)起步較早，因此軟著陸技術(shù)也比較成熟。蘇聯(lián)早在1966年就掌握了登月軟著陸技術(shù)，美國(guó)也于1968年成功將“Suveyor 7號(hào)”軟著陸，“嫦娥3號(hào)”任務(wù)的成功使我國(guó)成為世界上第三個(gè)掌握月球軟著陸和月面巡視探測(cè)技術(shù)的國(guó)家，也為“嫦娥”工程后續(xù)任務(wù)及火星著陸探測(cè)工程的順利實(shí)施打下了堅(jiān)實(shí)的基礎(chǔ)。一方面，由于在動(dòng)力下降過(guò)程將消耗探測(cè)器總?cè)剂系?0%左右，為了使探測(cè)器安全到達(dá)月球表面，就需要對(duì)下降過(guò)程中的制導(dǎo)與控制技術(shù)有一定的要求，所以在考慮燃耗最少和安全著陸的情況下，如何設(shè)計(jì)一種控制方案是非常關(guān)鍵的；另一方面，月球表面存在隕石坑、巖石和陡崖等危險(xiǎn)地形，月球和地面基站之間存在通訊延遲，加之著陸的過(guò)程持續(xù)時(shí)間相對(duì)較短，采用傳統(tǒng)的基于深空網(wǎng)的控制模式無(wú)法滿足障礙規(guī)避實(shí)時(shí)性的要求，所以要求探測(cè)器有一定的自主避障能力，這對(duì)制導(dǎo)控制技術(shù)來(lái)說(shuō)又是另一個(gè)挑戰(zhàn)。本文對(duì)月球軟著陸動(dòng)力下降制導(dǎo)控制技術(shù)進(jìn)行了比較深入的調(diào)研，為后續(xù)研究提供一定的參考和借鑒。

1 過(guò)去成功的月球軟著陸動(dòng)力下降制導(dǎo)控制方案

1.1 月球軟著陸方案簡(jiǎn)析

目前在工程上實(shí)現(xiàn)的月球軟著陸的方式有兩種：一種是沿月球軌道的直接軟著陸[10-11]；另一種是從環(huán)月停泊軌道經(jīng)霍曼變軌后，在近月點(diǎn)開(kāi)始進(jìn)行制動(dòng)減速，最終軟著陸到月面[12]。美蘇太空競(jìng)賽時(shí)期所實(shí)施的探月工程，以實(shí)踐證明了這兩種方式的優(yōu)缺點(diǎn)。由于第二種方案不受事先選定的著陸點(diǎn)的約束，可以在停泊軌道上對(duì)著陸要用到的儀器設(shè)備進(jìn)行檢查，也可以將與著陸無(wú)關(guān)的部分留在停泊軌道上，因此第二種方式相比第一種方式來(lái)說(shuō)在著陸點(diǎn)的選擇、燃料消耗和任務(wù)的安全性等方面有更大的優(yōu)越性[13]。由于這兩種方式采用的飛行軌跡不一樣，動(dòng)力下降段的制導(dǎo)方案也就有很大差異。

前蘇聯(lián)于1966年1月發(fā)射的“月球9號(hào)”首次實(shí)現(xiàn)了月球軟著陸[14-15]，4個(gè)月后，美國(guó)成功發(fā)射了“Suveyor 1號(hào)”，這兩次成功的軟著陸任務(wù)采用的都是第一種方式。這種方式著陸于月面的過(guò)程比較簡(jiǎn)單，就是一段直接下降減速著陸的軌跡，只需保證到達(dá)月面時(shí)探測(cè)器依然能正常工作。1969—1972年間，美國(guó)的“阿波羅”系列采用的是第二種方式，其著陸于月面的過(guò)程可以大致分為制動(dòng)段、接近段和最終著陸段三個(gè)階段[16-19]。2013年12月，中國(guó)發(fā)射的“嫦娥3號(hào)”探測(cè)器采用也是第二種方式，但為保證精確安全著陸，其軟著陸過(guò)程分為著陸準(zhǔn)備段、主減速段、快速調(diào)整段、接近段、懸停段、避障段和緩速下降段7個(gè)階段[20-22]。以“嫦娥3號(hào)”為例，動(dòng)力下降過(guò)程如圖1所示。對(duì)比“阿波羅”系列飛船和“嫦娥3號(hào)”，可以看出它們下降著陸過(guò)程存在很多共同點(diǎn)，但值得一提的是“阿波羅”飛船是宇航員人工手控避障，而“嫦娥3號(hào)”在人類星際著陸任務(wù)中首次采用了自主避障技術(shù)[17，21，23]。

早期的探月任務(wù)，雖然任務(wù)次數(shù)多，但幾乎沒(méi)有考慮著陸區(qū)的科學(xué)價(jià)值而只以安全達(dá)到為目標(biāo)，制導(dǎo)方式也相對(duì)簡(jiǎn)單。進(jìn)入21世紀(jì)，為開(kāi)發(fā)空間資源，需要任務(wù)的實(shí)施能夠帶來(lái)更多的科學(xué)回報(bào)，對(duì)制導(dǎo)控制技術(shù)的要求也會(huì)越來(lái)越高。

圖1 “嫦娥3號(hào)”動(dòng)力下降過(guò)程示意圖Fig.1 Sketch of CE-3 powered descent process

1.2 成功的動(dòng)力下降制導(dǎo)控制方案

迄今為止，人類已經(jīng)成功完成了20次月球軟著陸任務(wù)，分別是美國(guó)11次，蘇聯(lián)8次，中國(guó)1次。由于月球特殊的地理環(huán)境和著陸任務(wù)的特殊要求，要讓探測(cè)器著陸成功，制導(dǎo)和控制就顯得非常重要。部分有代表性的成功的月球軟著陸任務(wù)及其制導(dǎo)的情況如表1所示。

表1 成功實(shí)施月球軟著陸任務(wù)的典型代表[10，15-19，21，23-25]

早期月球著陸任務(wù)選擇的都是比較平坦容易到達(dá)的地區(qū)，它們的制導(dǎo)方法相對(duì)簡(jiǎn)單，主要控制方案是在探測(cè)器達(dá)到月球附近時(shí)，主發(fā)動(dòng)機(jī)抵消下降速度，滿足下降初始條件后，保持探測(cè)器垂直姿態(tài)實(shí)施軟著陸[26]。前蘇聯(lián)的“月球9號(hào)”是從低高度地球停泊軌道轉(zhuǎn)移到直接奔月著陸軌道，它制動(dòng)段采用的是“建立月球垂線法”[14，24]，在距離月面75 km的高度時(shí)啟動(dòng)制動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)[10]。美國(guó)Suveyor 1雖然采用的是擊中月球軌道，但是它制動(dòng)段采用的是重力轉(zhuǎn)彎制導(dǎo)[24]，它的主要原理就是推力矢量在下降過(guò)程中與探測(cè)器瞬時(shí)速度矢量方向相反，能保證其垂直降落于月面[25]。除了前蘇聯(lián)的“月球9號(hào)”“月球13號(hào)”和美國(guó)的“Suveyor 1”采用第一種制導(dǎo)方式著陸外，后續(xù)的其他著陸任務(wù)采用的均是第二種制導(dǎo)方式，未來(lái)的月球著陸任務(wù)采用第二種方式是一種必然的趨勢(shì)。

美國(guó)的“阿波羅”系列飛船采用的是標(biāo)稱軌道制導(dǎo)方法進(jìn)行軟著陸，預(yù)先設(shè)定一條理想軌道，然后控制飛船沿著這個(gè)理想的軌跡飛行。在制動(dòng)段和接近段，均采用多項(xiàng)式制導(dǎo)，根據(jù)實(shí)時(shí)測(cè)得的飛船的位置矢量和速度矢量的信息修正理想的制導(dǎo)律[19]，這個(gè)多項(xiàng)式制導(dǎo)律是跟剩余時(shí)間、當(dāng)前時(shí)刻位置和速度、期望位置速度加速度有關(guān)的函數(shù)，而在避障和最終著陸段采用的是宇航員人工控制方式。

中國(guó)的“嫦娥3號(hào)”采用了常推力燃耗次優(yōu)顯式制導(dǎo)、4次多項(xiàng)式制導(dǎo)等制導(dǎo)方式，完成了7個(gè)任務(wù)階段的制導(dǎo)[20]。主減速段使用的是基于線性正切制導(dǎo)律的自適應(yīng)顯式制導(dǎo)方法，為了將主減速段末端狀態(tài)與接近段的初始狀態(tài)銜接上，完成姿態(tài)從水平到接近垂直的過(guò)渡和發(fā)動(dòng)機(jī)從最大推力到低推力的過(guò)渡，快速調(diào)整段采用推力大小和方向線性變化的制導(dǎo)律，接近段采用四次多項(xiàng)式制導(dǎo)律，為保證對(duì)月姿態(tài)和速度的相對(duì)穩(wěn)定，后續(xù)3個(gè)階段都采用外環(huán)PID與內(nèi)環(huán)位置速度相平面控制相結(jié)合的制導(dǎo)方式實(shí)現(xiàn)了懸停、精避障和緩速下降的安全著陸過(guò)程[21]。

2 動(dòng)力下降制導(dǎo)控制的研究進(jìn)展

前蘇聯(lián)的“月球9號(hào)”采用的月球垂線法就是在到達(dá)制動(dòng)點(diǎn)之前將探測(cè)器姿態(tài)和速度調(diào)整到與月面基本垂直，推力方向盡可能沿速度方向并指向月心。該方法的著陸點(diǎn)是在進(jìn)入地月轉(zhuǎn)移軌道之前就選擇好的，因此極易因地形不熟而降落到危險(xiǎn)區(qū)造成任務(wù)失敗，而且探測(cè)器需要較高的入軌精度和精確的中途軌道修正。這種方式無(wú)法在降落過(guò)程中重新選擇著陸點(diǎn)，不適合未來(lái)采樣返回和月球基地等任務(wù)。

美國(guó)的“Suveyor 1”采用的重力轉(zhuǎn)彎制導(dǎo)，它在距月球1 600 km的地方就開(kāi)始進(jìn)行軌道修正，導(dǎo)航測(cè)量需要依靠深空測(cè)控網(wǎng)。該方法的控制結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、計(jì)算量小、飛行軌跡是次優(yōu)的，比較適合低成本的無(wú)人著陸任務(wù)，但僅靠重力轉(zhuǎn)彎無(wú)法直接引導(dǎo)探測(cè)器到達(dá)預(yù)定著陸點(diǎn)，會(huì)造成較大著陸誤差[27]。有很多學(xué)者對(duì)它進(jìn)行了改進(jìn)[12，28-40]。為實(shí)現(xiàn)高精度的定點(diǎn)著陸，F(xiàn)eng T Y和Wasynczuk C A(1968)提出將比例導(dǎo)引、對(duì)數(shù)減速、重力轉(zhuǎn)彎下降制導(dǎo)結(jié)合起來(lái)，用比例導(dǎo)引去引導(dǎo)姿態(tài)最終趨于垂直，對(duì)數(shù)減速是為了降低飛行器動(dòng)能實(shí)現(xiàn)軟著陸[31]。Citron(1964)研究同時(shí)調(diào)節(jié)推力大小和推力與速度方向的方法改進(jìn)了重力轉(zhuǎn)彎制導(dǎo)過(guò)程，并引入軌跡跟蹤方法，設(shè)計(jì)了線性反饋制導(dǎo)律去跟蹤預(yù)定的軟著陸軌跡[35]。此外，Mcinnes C R(1995)設(shè)計(jì)了非線性反饋控制律去跟蹤預(yù)定的軟著陸軌跡[32]。Cheng R K等(1966)也設(shè)計(jì)了線性反饋制導(dǎo)律去跟蹤預(yù)定的著陸軌跡，實(shí)現(xiàn)了重力轉(zhuǎn)彎過(guò)程的閉環(huán)制導(dǎo)[40]。王大軼(2000)以燃耗最優(yōu)為性能指標(biāo)，基于極大值原理，設(shè)計(jì)了重力轉(zhuǎn)彎軟著陸最優(yōu)開(kāi)關(guān)制導(dǎo)律，證明了最優(yōu)制導(dǎo)律中不存在奇異狀態(tài)，且在軟著陸過(guò)程中至多進(jìn)行一次開(kāi)關(guān)切換[12]，他還采用反饋線性化方法，對(duì)高度和速度分別設(shè)計(jì)了跟蹤制導(dǎo)控制律[27]。朱建豐(2007)基于模糊變結(jié)構(gòu)控制理論，設(shè)計(jì)了用于重力轉(zhuǎn)彎的模糊變結(jié)構(gòu)制導(dǎo)律[29]。

“阿波羅”飛船采用標(biāo)稱軌跡制導(dǎo)方式、二次多項(xiàng)式制導(dǎo)律，它建立在加速度關(guān)于時(shí)間的二次多項(xiàng)式前提下，飛船計(jì)算機(jī)將真實(shí)飛行參數(shù)和事先存儲(chǔ)的理想?yún)?shù)進(jìn)行對(duì)比，生成相應(yīng)的制導(dǎo)指令去跟蹤理想軌跡[41-44]。規(guī)劃的軌跡一般是一條燃耗最優(yōu)軌跡，但“阿波羅”登月考慮了宇航員承受的過(guò)載，著陸段目測(cè)和手動(dòng)控制等因素，它的標(biāo)稱軌道不是燃耗最優(yōu)的。Liu X L和Duan G R(2007)利用H∞控制方法設(shè)計(jì)了魯棒性和抗干擾性較好的反饋制導(dǎo)律去跟蹤標(biāo)稱軌跡[44]。王大軼等(1999)以極大值原理原理得出的最優(yōu)著陸軌跡為基礎(chǔ)，給出了一種基于人工神經(jīng)元網(wǎng)絡(luò)的非線性最優(yōu)控制策略，設(shè)計(jì)了非線性閉環(huán)制導(dǎo)控制律，使著陸器按照一條最優(yōu)的軌跡飛行，這種方法基本上實(shí)現(xiàn)了對(duì)最優(yōu)軌跡的復(fù)現(xiàn)跟蹤[41]。標(biāo)稱軌跡制導(dǎo)的精度跟初始測(cè)量有一定的關(guān)系，標(biāo)稱軌跡的起始狀態(tài)與實(shí)際工程中的狀態(tài)必然存在測(cè)量誤差，這是無(wú)法避免的；而且標(biāo)稱軌跡制導(dǎo)在具有大干擾偏差的情況下控制效果更差，為跟蹤標(biāo)稱軌跡，燃料可能會(huì)消耗更多。當(dāng)實(shí)際軌道和標(biāo)稱軌道存在小偏差時(shí)，可以采用在標(biāo)稱軌道附近一階泰勒展開(kāi)方法對(duì)軌道約束函數(shù)求解計(jì)算控制量，具有一定的準(zhǔn)確性，這也是攝動(dòng)制導(dǎo)的基本思想。

“嫦娥3號(hào)”采用顯式制導(dǎo)，從動(dòng)力下降開(kāi)始探測(cè)器根據(jù)敏感器得到實(shí)時(shí)狀態(tài)和終端狀態(tài)，按照控制泛函顯式表達(dá)式實(shí)時(shí)計(jì)算得出控制指令，是完全自主的制導(dǎo)控制過(guò)程[45-52]。顯式制導(dǎo)即使受到大干擾，也能保證末端精度，為滿足實(shí)時(shí)性要求，對(duì)星載計(jì)算機(jī)性能要求較高。這種方法有良好的自主性、魯棒性和實(shí)時(shí)性，美國(guó)正在研制的新一代月球著陸器CLL(common lunar lander)和日本的SELENE項(xiàng)目都計(jì)劃采用顯式制導(dǎo)進(jìn)行軟著陸[53]。劉浩敏(2007)以燃耗最優(yōu)為出發(fā)點(diǎn)，設(shè)計(jì)了多項(xiàng)式開(kāi)環(huán)最優(yōu)制導(dǎo)律，通過(guò)加速度矢量間的幾何關(guān)系得到控制量推力方向角的顯式表達(dá)式，該制導(dǎo)律只與剩余時(shí)間、當(dāng)前和末端狀態(tài)有關(guān)[45]。Guo J和Han C(2009)在著陸地形便于著陸和重力加速度是常值的前提下，基于龐特里雅金極大值原理設(shè)計(jì)了類似的多項(xiàng)式制導(dǎo)律[51]。顯式制導(dǎo)律雖然是根據(jù)最優(yōu)控制理論推出來(lái)的，但是由于使用了大量的假設(shè)和存在擾動(dòng)偏差，燃料消耗未必是最優(yōu)的。

為了實(shí)現(xiàn)安全著陸，近年來(lái)在動(dòng)力下降末段引入自主避障制導(dǎo)已經(jīng)成為實(shí)現(xiàn)星際安全著陸的研究熱點(diǎn)。在障礙檢測(cè)系統(tǒng)選定安全著陸點(diǎn)以后，制導(dǎo)控制系統(tǒng)必須提供推力、姿態(tài)命令來(lái)引導(dǎo)著陸器從當(dāng)期位置平穩(wěn)轉(zhuǎn)移到選定的安全目標(biāo)點(diǎn)，直至安全著陸為止[52,54-55]。這方面主要包括如下三類：1)多項(xiàng)式制導(dǎo)，它可以根據(jù)當(dāng)前(初始)狀態(tài)和末端(目標(biāo))狀態(tài)確定探測(cè)器加速度變化規(guī)律，然后用多項(xiàng)式擬合出一條加速度變化曲線，通過(guò)位置、速度、加速度等狀態(tài)計(jì)算出多項(xiàng)式系數(shù)，把軌跡規(guī)劃問(wèn)題轉(zhuǎn)化成兩點(diǎn)邊界值問(wèn)題。根據(jù)計(jì)算出的加速度函數(shù)生成一條參考軌跡，控制探測(cè)器跟蹤參考軌跡。多項(xiàng)式制導(dǎo)方法簡(jiǎn)單可靠，計(jì)算量小，實(shí)時(shí)性好，適用于配置有連續(xù)推力的探測(cè)器，對(duì)控制系統(tǒng)要求較高，是一種燃料次優(yōu)的制導(dǎo)律[52,54-55]。2)基于李雅普諾夫穩(wěn)定理論的勢(shì)函數(shù)制導(dǎo)控制方法，該方法所選取的三維空間中每一點(diǎn)的李雅普諾夫函數(shù)為障礙在該點(diǎn)所產(chǎn)生的危險(xiǎn)勢(shì)函數(shù)與驅(qū)動(dòng)著陸器移動(dòng)所需要的能量函數(shù)之和，該函數(shù)可以表示成著陸器位置和速度的函數(shù)。隨著李雅普諾夫函數(shù)值的不斷減小，探測(cè)器可以沿著一條安全性與燃耗最省的折衷軌跡到達(dá)安全著陸點(diǎn)，其燃耗取決于能量函數(shù)的權(quán)重系數(shù)，適用于配置有連續(xù)推力的探測(cè)器[52，56]。Uchiyama K(2007)以障礙函數(shù)為性能指標(biāo)，在控制量存在約束的情況下設(shè)計(jì)了狀態(tài)反饋閉環(huán)制導(dǎo)律，實(shí)現(xiàn)了垂直軟著陸[57]?！版隙?號(hào)”任務(wù)在此基礎(chǔ)上進(jìn)一步發(fā)展出了PID避障制導(dǎo)控制律實(shí)現(xiàn)了精避障和安全著陸[58]。3)基于序列二次規(guī)劃算法的燃耗最優(yōu)障礙規(guī)避方法，它是JAXA 以“月亮女神-B”工程為背景提出的一種適用于僅配置固定推力發(fā)動(dòng)機(jī)的探測(cè)器的避障制導(dǎo)方法；其基本原理是把探測(cè)器的障礙規(guī)避過(guò)程分成側(cè)向加速、側(cè)向減速、自由降落等幾個(gè)階段，然后利用序列二次規(guī)劃算法設(shè)計(jì)一條以燃耗最優(yōu)為指標(biāo)的障礙規(guī)避軌跡，并通過(guò)姿態(tài)控制實(shí)現(xiàn)標(biāo)稱軌跡的跟蹤[59]。國(guó)內(nèi)也有學(xué)者研究了采用改進(jìn)常推力重力轉(zhuǎn)彎制導(dǎo)的方式來(lái)使探測(cè)器具備一定的避障機(jī)動(dòng)能力[60]。這類方法最主要的特點(diǎn)是利用常推力發(fā)動(dòng)機(jī)即可實(shí)現(xiàn)探測(cè)器在三維空間的機(jī)動(dòng)，硬件實(shí)現(xiàn)較為容易，但是比較容易受到推力誤差和角度測(cè)量誤差的影響，機(jī)動(dòng)誤差較大，制導(dǎo)精度也比多項(xiàng)式制導(dǎo)差。

從上述制導(dǎo)方法可以看出，它們都是建立在一定假設(shè)條件下，而且為減少計(jì)算量，增加實(shí)時(shí)性，忽略了很多因素，還有很多值得研究和重視的問(wèn)題，比如：1)沒(méi)有考慮引力加速度的變化，將其設(shè)定為常值；對(duì)于燃料消耗較大的主制動(dòng)段，很明顯是存在誤差的，雖然其值相對(duì)于制動(dòng)加速度來(lái)說(shuō)較小，但隨時(shí)間累積造成的影響還是較大。2)月球引力場(chǎng)很不均勻，但在研究探測(cè)器動(dòng)力下降段制導(dǎo)時(shí)，不規(guī)則引力場(chǎng)對(duì)軌道攝動(dòng)的影響一般是忽略的；需要依靠大量觀測(cè)數(shù)據(jù)對(duì)任務(wù)區(qū)的重力場(chǎng)進(jìn)行精確建模分析，研究相應(yīng)的應(yīng)對(duì)措施。3)沒(méi)有將軌道控制和姿態(tài)控制結(jié)合起來(lái)研究，軌道控制依賴于發(fā)動(dòng)機(jī)推力，在這個(gè)過(guò)程中往往會(huì)引起姿態(tài)的變化和擾動(dòng)，而有些因素可能會(huì)導(dǎo)致姿態(tài)控制和軌道控制的耦合(如，發(fā)動(dòng)機(jī)的安裝誤差和推力矢量誤差)。除此之外，在月球動(dòng)力下降過(guò)程中會(huì)有各種隨機(jī)干擾的存在，這些干擾可能來(lái)自月球環(huán)境也可能來(lái)自探測(cè)器本身，都會(huì)在一定程度上影響著陸的精度和安全。

3 月球動(dòng)力下降制導(dǎo)控制的未來(lái)展望

3.1 已有方案的對(duì)比

根據(jù)上文對(duì)歷次月球著陸任務(wù)所用制導(dǎo)控制方法的描述，表2給出了相應(yīng)的著陸精度的對(duì)比。從表2中可以看出，早期(20世紀(jì)六七十年代)由于技術(shù)水平所限，有人駕駛(人在回路)比無(wú)人月球軟著陸探測(cè)器的著陸精度幾乎高出數(shù)十倍。但是，近年來(lái)隨著航天技術(shù)的巨大進(jìn)步，“嫦娥3號(hào)”無(wú)人月球軟著陸探測(cè)器的著陸精度已經(jīng)能夠達(dá)到甚至超過(guò)“阿波羅”系列的人在回路的制導(dǎo)控制系統(tǒng)的精度。凸顯出在具有連續(xù)可變推力配置條件下，動(dòng)力下降過(guò)程中采用多個(gè)階段有針對(duì)性地設(shè)計(jì)不同的制導(dǎo)控制方法相互組合拼接得到的整體制導(dǎo)控制品質(zhì)的巨大優(yōu)勢(shì)。因此，“嫦娥3號(hào)”探測(cè)器所采用的動(dòng)力下降制導(dǎo)控制方式將為未來(lái)月球乃至星際軟著陸制導(dǎo)控制的進(jìn)一步研究和發(fā)展提供重要的參考方向。

表2 過(guò)去成功的月球軟著陸誤差總結(jié)[61-74]

Table 2 Past successful lunar soft landing error summary[61-74]

月球軟著陸探測(cè)器是否載人發(fā)射日期著陸誤差/km阿波羅11號(hào)是19690716約66阿波羅12號(hào)是19691114約016阿波羅14號(hào)是19710131約034阿波羅15號(hào)是19710726約055阿波羅16號(hào)是19720416約028阿波羅17號(hào)是19721207約040勘測(cè)者1號(hào)否19660530約1896勘測(cè)者3號(hào)否19670417約276勘測(cè)者5號(hào)否19670908約幾勘測(cè)者6號(hào)否19671107勘測(cè)者7號(hào)否19680107月球9號(hào)否19660131月球13號(hào)否19661221月球16號(hào)否19700912月球17號(hào)否19701110約幾～幾十月球20號(hào)否19720214月球21號(hào)否19730108月球24號(hào)否19760809嫦娥3號(hào)否20131202約01

3.2 未來(lái)有待進(jìn)一步研究的關(guān)鍵問(wèn)題

任務(wù)目標(biāo)和規(guī)劃的不同，很大程度上決定制導(dǎo)方案的選擇。對(duì)已有方法的分析和進(jìn)展總結(jié)可以看出，制導(dǎo)方案各有優(yōu)缺點(diǎn)，因此可以在方案設(shè)計(jì)時(shí)，根據(jù)各階段的起始和終端狀態(tài)約束和性能指標(biāo)，選擇最佳制導(dǎo)方式，分段使用到一個(gè)工程任務(wù)中去。為滿足月球定點(diǎn)采樣返回、建立月球基地、開(kāi)發(fā)月球資源的需要，上述各種方案難以滿足新的任務(wù)要求，需要進(jìn)一步的改進(jìn)完善，還有很多關(guān)鍵問(wèn)題亟待突破。1)考慮到航天領(lǐng)域高風(fēng)險(xiǎn)的特點(diǎn)而一般運(yùn)用成熟的技術(shù)，因此可以綜合分析動(dòng)力下降過(guò)程各個(gè)階段飛行特點(diǎn)和工程任務(wù)約束，將多種成功可靠的制導(dǎo)方案結(jié)合起來(lái)，取長(zhǎng)補(bǔ)短，優(yōu)勢(shì)互補(bǔ)，提出新的組合方案；2)為了讓探測(cè)器的動(dòng)力學(xué)模型盡可能精確，需要根據(jù)環(huán)月衛(wèi)星獲取的探測(cè)數(shù)據(jù)對(duì)任務(wù)區(qū)的引力場(chǎng)進(jìn)行精確建模，同時(shí)對(duì)探測(cè)器的各個(gè)關(guān)鍵部件參數(shù)進(jìn)行在軌精確標(biāo)定；3)進(jìn)一步研究探測(cè)器姿態(tài)控制和軌道控制的耦合情況，分析其對(duì)月球動(dòng)力下降過(guò)程的影響，提出應(yīng)對(duì)策略；4)為增加著陸安全性，需要在制導(dǎo)控制系統(tǒng)中設(shè)計(jì)完善的自主障礙檢測(cè)與規(guī)避方案；5)結(jié)合著陸精度和安全性考慮，研究適用于載人月球著陸器的高精度高可靠的制導(dǎo)控制系統(tǒng)；6)發(fā)展適于星際著陸避障的新型多用途、小型化、低功率、高可靠性的自主障礙檢測(cè)敏感器；7)進(jìn)一步研究開(kāi)發(fā)計(jì)算量小、實(shí)時(shí)性好、可靠性好的自主障礙檢測(cè)方法；8)以未來(lái)的月球、火星和小行星精確安全著陸為工程目標(biāo)，發(fā)展更通用的自主避障制導(dǎo)控制系統(tǒng)和方法。

4 結(jié)束語(yǔ)

為開(kāi)發(fā)月球資源和以月球?yàn)榛匕l(fā)射星際探測(cè)器，必然需要月球軟著陸技術(shù)，而如何將探測(cè)器、飛船和人安全地送到月球表面指定的著陸點(diǎn)，制導(dǎo)控制技術(shù)尤為重要。動(dòng)力下降制導(dǎo)控制作為月球軟著陸的關(guān)鍵技術(shù)，直接決定著整個(gè)任務(wù)的成敗。本文回顧了月球軟著陸動(dòng)力下降基本方式，對(duì)成功的月球軟著陸任務(wù)制導(dǎo)控制方案進(jìn)行了系統(tǒng)的總結(jié)，綜述了動(dòng)力下降制導(dǎo)控制的研究進(jìn)展，以未來(lái)月球定點(diǎn)采樣返回和月球基地為工程背景，對(duì)現(xiàn)有技術(shù)存在的問(wèn)題進(jìn)行了分析，對(duì)未來(lái)動(dòng)力下降制導(dǎo)控制技術(shù)需要進(jìn)一步研究的問(wèn)題進(jìn)行了展望，為后續(xù)對(duì)月球和火星軟著陸制導(dǎo)方法的研究提供一定的參考。

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[責(zé)任編輯：宋宏]

Review and Prospect of the Powered Descent Guidance and Control Technologies for Lunar Soft Landing

LI Shuang1,2， TAO Ting1,2， JIANG Xiuqiang1,2， ZHANG Shuyu3， ZHOU Jie3

(1.College of Astronautics， Nanjing University of Aeronautics and Astronautics， Nanjing 210016， China; 2.Space New Technology Laboratory, Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing 210016, China; 3.Shanghai Institute of Spaceflight Control Technology， Shanghai 200233， China)

Future lunar landing missions substantially focus on lunar resources and moon base， which lead to high-precision requirements for landing on the moon. And to achieve safe pin-point landing at a pre-selected landing site， the powered descent guidance and control technologies are of great importance for these missions. First， in this paper， two successful lunar soft landing scenarios and corresponding guidance modes are summarized systematically. Second， the existing lunar soft-landing guidance schemes and state-of-art are specifically described and comparatively analyzed. Finally， taking future sample return and moon base missions for potential project goals， a comprehensive analysis and prospect for next generation powered descent guidance and control technologies and the related core scientific and technological problems for lunar soft landing are conducted.

lunar soft landing； powered descent； guidance and control； review and prospect

2014-10-14

2015-02-20

國(guó)家自然科學(xué)基金項(xiàng)目(61273051)；上海航天科技創(chuàng)新基金重點(diǎn)項(xiàng)目(SAST201213);南京航空航天大學(xué)青年科技創(chuàng)新基金(理工類)(NS2014094)

V448.23

A

2095-7777(2015)02-0111-09

10.15982/j.issn.2095-7777.2015.02.002

李爽(1978—)，男，工學(xué)博士，教授，飛行器設(shè)計(jì)專業(yè)，主要研究方向：航天器動(dòng)力學(xué)與控制、深空探測(cè)和航天技術(shù)新概念。 電話：025-84896039 E-mail:lishuang@nuaa.edu.cn 陶婷(1993—)，女，飛行器設(shè)計(jì)專業(yè)碩士研究生，主要研究方向：月球軟著陸動(dòng)力下降制導(dǎo)。