黃翔宇，徐 超，胡榮海，李茂登，郭敏文，胡錦昌

（1.北京控制工程研究所，北京 100094；2.空間智能控制技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100094）

引 言

開展火星探測對于人類了解地球，認(rèn)識類地行星演化、探索生命起源等具有重要的意義。美國、俄羅斯、歐洲航天局等國家和組織先后多次實(shí)施了火星無人探測任務(wù)，目前我國也正在獨(dú)立開展火星探測計(jì)劃。隨著深空探測技術(shù)的發(fā)展，火星著陸探測任務(wù)更側(cè)重于科學(xué)探索與研究，往往關(guān)注天體的一些特殊地點(diǎn)（如隕石坑附近）。為對這些特殊地點(diǎn)進(jìn)行探測（定點(diǎn)采樣），需要探測器精確著陸在特定地點(diǎn)附近（100 m范圍內(nèi)），著陸點(diǎn)的偏離將直接導(dǎo)致探測任務(wù)的失敗。尤其是對于深空載人登陸任務(wù)，為了保證人員的安全，很可能要求著陸探測器落在事先選定的小范圍安全著陸區(qū)內(nèi)，而對于建立地外天體基地來說，更是要求著陸探測器降落在基地附近某個(gè)特定的范圍內(nèi)，以降低人員、物資在天體表面運(yùn)輸?shù)某杀尽?/p>

傳統(tǒng)的火星著陸任務(wù)大都采用慣性測量單元（Inertial Measurement Unit，IMU）進(jìn)行慣導(dǎo)外推的導(dǎo)航方式，而且不對著陸軌跡進(jìn)行控制，著陸誤差橢圓通常在300～100 km范圍[1-2]。目前實(shí)現(xiàn)的火星著陸任務(wù)精度最高的是“好奇號”任務(wù)，“好奇號”任務(wù)首次在火星大氣進(jìn)入段采用了進(jìn)入制導(dǎo)控制技術(shù)[3]，其實(shí)際著陸偏差為2.2 km×0.4 km[4]，但其對于未來火星精確著陸任務(wù)的需求還存在一定差距。

為了實(shí)現(xiàn)火星著陸器具備優(yōu)于100 m的精確著陸能力，需要發(fā)展新一代的火星著陸進(jìn)入、下降和著陸（Entry，Descent and Landing，EDL）過程自主導(dǎo)航技術(shù)，在此基礎(chǔ)上還需要研究高精度的火星EDL 過程自主制導(dǎo)與控制技術(shù)[5-6]。本文針對火星定點(diǎn)采樣、載人登陸和基地構(gòu)建等任務(wù)對高精度定點(diǎn)著陸的需求，提出了一種火星精確定點(diǎn)著陸自主導(dǎo)航與控制（Guidance Navigation and Control，GNC）方案，仿真實(shí)現(xiàn)了高精度的定點(diǎn)著陸和相對避障。

1 火星精確定點(diǎn)著陸自主GNC

1.1 任務(wù)分析與方案設(shè)計(jì)

對火星高精度定點(diǎn)著陸任務(wù)來說，自主GNC 系統(tǒng)需要具備如下功能：①高精度自主軌道和慣性姿態(tài)確定；②高精度進(jìn)入點(diǎn)捕獲軌道控制；③高精度大氣進(jìn)入過程制導(dǎo)與控制；④高精度自主相對避障導(dǎo)航與控制等。

針對火星高精度定點(diǎn)著陸任務(wù)的功能需求，參考“嫦娥3 號”著陸器[7-9]和美國的“好奇號”[4]進(jìn)入著陸過程任務(wù)段設(shè)計(jì)情況，將火星進(jìn)入著陸過程分解為8 個(gè)任務(wù)段，如圖1所示。大氣進(jìn)入前任務(wù)分為進(jìn)入準(zhǔn)備段和攻角配平段，用來實(shí)現(xiàn)進(jìn)入點(diǎn)的高精度導(dǎo)航和進(jìn)入軌道控制功能；升力控制段用來實(shí)現(xiàn)高精度的大氣進(jìn)入過程制導(dǎo)與控制功能；傘降控制段用來實(shí)現(xiàn)合理的傘降減速過程；動(dòng)力減速段用來實(shí)現(xiàn)高精度的絕對著陸點(diǎn)位置和粗避障控制功能；懸停成像段用來實(shí)現(xiàn)高精度的三維和平面圖像的成像功能；避障機(jī)動(dòng)段和緩速下降段用來實(shí)現(xiàn)基于序列圖像跟蹤的高精度自主相對避障導(dǎo)航與控制功能。

圖1 火星精確定點(diǎn)自主著陸過程示意圖Fig.1 The schematic diagram of Mars pinpoint landing

對于大氣進(jìn)入前的高精度導(dǎo)航，目前已實(shí)施的火星任務(wù)都采用了利用地面測控站的軌道確定方案，但這種導(dǎo)航方式存在時(shí)延大、無法及時(shí)獲知軌道變化導(dǎo)致無法及時(shí)響應(yīng)任務(wù)需求等缺點(diǎn)。而已有的基于火星圖像邊緣輪廓信息的自主導(dǎo)航受導(dǎo)航敏感器分辨率和火星形狀等限制，導(dǎo)航精度（1～10 km）十分有限，無法滿足高精度導(dǎo)航需求。

對于深空著陸過程的自主導(dǎo)航，目前廣泛使用的是基于慣性導(dǎo)航配以測距測速修正或替換的導(dǎo)航方法。但是單純的測距測速信息無法為導(dǎo)航系統(tǒng)提供完備的水平位置誤差修正信息，這種方法只能滿足對著陸精度要求不太高（km 量級）的探測任務(wù)需求，難以滿足精確定點(diǎn)著陸任務(wù)的需要。

考慮到火星表面分布著大量形狀各異的隕石坑、巖石和紋理等自然陸標(biāo)，這為利用已知特征陸標(biāo)進(jìn)行導(dǎo)航提供了可能。通過探測器環(huán)繞遙感探測，天體表面絕大部分陸標(biāo)特征和位置信息都能以較高精度獲取。這些自然陸標(biāo)尺寸相對較小，所以在進(jìn)入和著陸過程能夠利用窄視場、高精度成像導(dǎo)航敏感器實(shí)現(xiàn)對特征陸標(biāo)的高精度觀測，進(jìn)而能實(shí)現(xiàn)基于陸標(biāo)圖像等信息的高精度自主導(dǎo)航。

針對大氣進(jìn)入前的高精度自主導(dǎo)航需求，提出采用一種基于X射線脈沖星和火星表面陸標(biāo)圖像的融合自主導(dǎo)航方案。針對火星EDL 過程的高精度絕對和相對導(dǎo)航需求，提出了一種基于陸標(biāo)圖像、IMU 和測距測速信息的多信息融合著陸自主導(dǎo)航方案，解決了已有著陸導(dǎo)航方法存在的水平位置信息缺失問題，實(shí)現(xiàn)了完備位置信息的獲取。針對進(jìn)入點(diǎn)捕獲軌道的高精度控制需求，采用基于目標(biāo)B 平面參數(shù)的自主捕獲軌道修正策略；針對大氣進(jìn)入過程的高精度控制需求，采用基于標(biāo)稱軌跡的預(yù)測校正制導(dǎo)[4]，設(shè)計(jì)了標(biāo)稱軌跡和控制系數(shù)在線設(shè)計(jì)和更新流程。針對高精度自主相對避障導(dǎo)航與控制的需求，提出了基于序列圖像跟蹤的高精度相對導(dǎo)航與水平控制方法。整個(gè)進(jìn)入著陸任務(wù)過程的姿態(tài)控制都采用PID+PWM控制[10]。

1.2 系統(tǒng)配置與執(zhí)行流程

針對火星定點(diǎn)著陸任務(wù)的高精度自主導(dǎo)航需求，著陸探測器需配置慣性測量單元、星敏感器、光學(xué)成像敏感器和X射線脈沖星敏感器以及專門用于避障的三維成像敏感器。為了保證系統(tǒng)的冗余和故障診斷的需求，慣性測量單元至少配置2套，分別為含3個(gè)正交安裝的加速度計(jì)和3個(gè)正交安裝的陀螺儀；星敏感器3臺、光學(xué)成像敏感器2臺、X射線脈沖星敏感器1臺。其中，慣性測量單元（IMU）、星敏感器和光學(xué)成像敏感器集成設(shè)計(jì)，并配置了高精度二維轉(zhuǎn)動(dòng)指向機(jī)構(gòu)，形成共基準(zhǔn)的一體化導(dǎo)航敏感器。一體化導(dǎo)航敏感器組合了星敏感器、光學(xué)成像敏感器、IMU 和二維指向機(jī)構(gòu)的功能，形成一個(gè)獨(dú)立于探測器本體的導(dǎo)航平臺，具備對導(dǎo)航目標(biāo)的連續(xù)跟蹤能力，自主的導(dǎo)航目標(biāo)捕獲能力，避免了對探測器姿態(tài)機(jī)動(dòng)的依賴。針對火星定點(diǎn)著陸任務(wù)的高精度控制需求，著陸探測器需配置足夠數(shù)量的用于姿態(tài)和水平控制的推力器和用于軌道控制的主發(fā)動(dòng)機(jī)。針對火星定點(diǎn)著陸任務(wù)的要求，參考“嫦娥3 號”著陸器GNC 系統(tǒng)結(jié)構(gòu)[7-8]，設(shè)計(jì)的自主GNC系統(tǒng)結(jié)構(gòu)如圖2所示。

圖2 火星精確定點(diǎn)著陸任務(wù)自主GNC系統(tǒng)結(jié)構(gòu)Fig.2 The autonomous GNC system architecture for Mars pinpoint landing mission

GNC系統(tǒng)硬件包含敏感器、執(zhí)行機(jī)構(gòu)和控制器，控制器分為控制計(jì)算機(jī)和圖像處理單元。導(dǎo)航、制導(dǎo)和姿態(tài)控制算法在控制計(jì)算機(jī)上運(yùn)行；陸標(biāo)圖像匹配與跟蹤算法和障礙識別與安全點(diǎn)選取算法[8-9]在圖像處理單元上運(yùn)行?？刂朴?jì)算機(jī)和圖像處理單元可以進(jìn)行信息和數(shù)據(jù)交換?；鹦嵌c(diǎn)著陸任務(wù)自主GNC 系統(tǒng)的一般工作流程為：導(dǎo)航敏感器進(jìn)行測量，發(fā)送測量數(shù)據(jù)到控制計(jì)算機(jī)；導(dǎo)航算法負(fù)責(zé)處理導(dǎo)航測量數(shù)據(jù)，將導(dǎo)航結(jié)果發(fā)送給制導(dǎo)和姿態(tài)控制算法；制導(dǎo)算法根據(jù)導(dǎo)航結(jié)果和制導(dǎo)參數(shù)形成主發(fā)動(dòng)機(jī)推力指令和姿態(tài)指令，將姿態(tài)指令發(fā)給姿態(tài)控制算法；姿態(tài)控制算法根據(jù)導(dǎo)航結(jié)果和姿態(tài)指令形成推力器指令；控制計(jì)算機(jī)將主發(fā)動(dòng)機(jī)推力指令和推力器指令分別發(fā)給主發(fā)動(dòng)機(jī)和推力器，主發(fā)動(dòng)機(jī)和推力器完成指令的執(zhí)行。

對陸標(biāo)圖像處理期間，光學(xué)成像敏感器發(fā)送火星表面陸標(biāo)圖像給圖像處理單元，陸標(biāo)圖像匹配與跟蹤算法根據(jù)控制計(jì)算機(jī)發(fā)送的導(dǎo)航信息，處理火星表面陸標(biāo)圖像，確定陸標(biāo)信息，發(fā)送給控制計(jì)算機(jī)，引入到自主導(dǎo)航算法中。障礙檢測和規(guī)避期間，避障敏感器發(fā)送著陸區(qū)表面圖像給圖像處理單元，障礙識別與安全點(diǎn)選取算法根據(jù)控制計(jì)算機(jī)發(fā)送的導(dǎo)航信息，處理著陸區(qū)表面圖像和地形數(shù)據(jù)，確定安全著陸點(diǎn)信息，發(fā)送給控制計(jì)算機(jī)，引入到制導(dǎo)算法中，完成避障任務(wù)。

2 自主導(dǎo)航

2.1 導(dǎo)航陸標(biāo)的提取與匹配

考慮到探測器在接近火星表面的過程當(dāng)中，其高度急劇降低，導(dǎo)航相機(jī)的可視區(qū)域逐漸變窄，類似隕石坑這樣的大型區(qū)域特征在火星表面分布不均，導(dǎo)致下降過程中可能無法檢測到足夠多的隕石坑用于導(dǎo)航信息的估計(jì)；而火星表面存在著豐富的巖石、高山與溝壑等天然地形，在任何高度下都能夠從中提取出大量的角點(diǎn)特征，同時(shí)具有非常好的定位特性，可以利用此類特征作為導(dǎo)航陸標(biāo)。圖像特征的描述極大地影響了特征匹配的性能，也關(guān)系著導(dǎo)航輸出信息的可靠性。一個(gè)好的特征描述應(yīng)該具備不變性（魯棒性）與可區(qū)分性，能夠準(zhǔn)確地表征特征的相關(guān)信息，從而匹配到較多的圖像，同時(shí)可減少誤匹配，提高正確率。由于星載計(jì)算機(jī)的存儲(chǔ)空間有限、計(jì)算能力較差，利用圖像特征稀疏化表征方法[11]來對提取的導(dǎo)航陸標(biāo)進(jìn)行描述，在保證可靠性的同時(shí)減小描述子的尺寸、降低處理計(jì)算時(shí)間；利用漢明距離（Hamming Distance）對兩個(gè)描述子進(jìn)行相似性度量，當(dāng)其小于某一設(shè)定閾值時(shí)，即視為成功匹配。

根據(jù)任務(wù)段的不同，把圖像處理分為獲取圖像與圖像庫的特征匹配（即視覺絕對導(dǎo)航）以及序列圖像特征匹配與跟蹤（即視覺相對導(dǎo)航）2個(gè)部分。對于進(jìn)入著陸過程的視覺絕對導(dǎo)航，針對圖像尺度變化劇烈導(dǎo)致的獲取圖像與參考地圖之間的匹配可靠性低等問題，提出基于多層、多尺度參考地圖的導(dǎo)航方法，利用探測器的高度信息估計(jì)下降圖像的尺度，并在不同的高度區(qū)間選取與下降圖像具有相近尺度的圖層來進(jìn)行特征匹配，以提高其匹配效率和可靠性。同時(shí)利用陸標(biāo)快速選取方法，以提高圖像處理的效率，減少濾波估計(jì)的計(jì)算量[12]。導(dǎo)航陸標(biāo)圖像處理算法結(jié)構(gòu)如圖3所示。

圖3 導(dǎo)航陸標(biāo)圖像處理算法結(jié)構(gòu)圖Fig.3 The algorithm flow diagram of landmark image process

2.2 基于脈沖星和陸標(biāo)圖像的融合自主導(dǎo)航

進(jìn)入火星大氣前，著陸探測器姿態(tài)可由星敏感器確定。為了提高進(jìn)入點(diǎn)位置和速度的導(dǎo)航精度，在進(jìn)入火星大氣前采用基于脈沖星脈沖到達(dá)時(shí)間（Time of Arrival，ToA）和火星表面陸標(biāo)光學(xué)圖像的融合自主導(dǎo)航方案。針對陸標(biāo)圖像測量和脈沖星ToA測量不同步的問題，提出了基于陸標(biāo)圖像和脈沖星信號的交叉修正、非同步信息融合導(dǎo)航方法（如圖4所示），解決了陸標(biāo)圖像和脈沖星的測量周期相差大、脈沖輪廓累積需要先驗(yàn)導(dǎo)航信息等問題，發(fā)揮了光學(xué)成像導(dǎo)航周期短的優(yōu)勢，兼?zhèn)淞思惺胶头植际饺诤蠈?dǎo)航的優(yōu)點(diǎn)，提高了測量信息的利用率、導(dǎo)航精度和可靠性[13]。

基于X射線脈沖星測量和陸標(biāo)圖像測量信息融合的著陸器自主導(dǎo)航方法可歸納為：首先，根據(jù)著陸器軌道動(dòng)力學(xué)模型及IMU 測量建立系統(tǒng)狀態(tài)方程；然后，通過圖像處理算法提取著陸器在軌拍攝的火星表面圖像中的陸標(biāo)特征，并與參考陸標(biāo)特征庫進(jìn)行匹配獲取陸標(biāo)的位置信息，進(jìn)而根據(jù)光學(xué)成像模型建立陸標(biāo)圖像的觀測方程[14]，并根據(jù)脈沖星時(shí)間轉(zhuǎn)換方程建立脈沖星ToA觀測方程；最后，若當(dāng)前時(shí)刻完成了脈沖星信號累計(jì)，則采用集中式或分布式信息融合濾波結(jié)構(gòu)或其改進(jìn)形式，融合火星表面陸標(biāo)圖像測量和X射線脈沖星ToA測量信息實(shí)現(xiàn)對著陸器位置和速度的精確估計(jì)，否則僅利用陸標(biāo)圖像測量信息對著陸器位置和速度進(jìn)行導(dǎo)航估計(jì)。

圖4 脈沖星+陸標(biāo)圖像高精度融合導(dǎo)航算法框圖Fig.4 The algorithm flow diagram of navigation based on X-ray pulsars and landmark image measurements

2.3 基于陸標(biāo)圖像的多信息融合自主導(dǎo)航

針對火星EDL 過程的高精度絕對和相對導(dǎo)航需求，提出了一種基于陸標(biāo)序列圖像、IMU 和測距測速信息的多信息融合著陸自主導(dǎo)航方案，控制結(jié)構(gòu)如圖5所示?；鹦荅DL過程中著陸器姿態(tài)通過陀螺測量外推及姿態(tài)敏感器測量修正獲取。當(dāng)著陸器高度較高時(shí)通過提取下降圖像中的陸標(biāo)特征并與參考地形圖進(jìn)行匹配以獲取陸標(biāo)位置信息，進(jìn)而利用陸標(biāo)方向測量信息進(jìn)行絕對定位導(dǎo)航估計(jì)著陸器位置和速度。

圖5 基于陸標(biāo)圖像的多信息融合自主導(dǎo)航算法框圖Fig.5 The algorithm flow diagram of multi-information fusion navigation

當(dāng)著陸器高度較低時(shí)，受參考地圖分辨率約束，無法通過匹配下降圖像與參考地圖獲取下降圖像中陸標(biāo)特征的位置信息，不能利用陸標(biāo)圖像進(jìn)行絕對導(dǎo)航。此時(shí)，利用下降圖像選取安全著陸點(diǎn)，并通過下降序列圖像連續(xù)跟蹤安全著陸點(diǎn)，結(jié)合測距測速信息，實(shí)現(xiàn)基于下降序列圖像的相對導(dǎo)航，利用著陸器與安全著陸點(diǎn)的相對導(dǎo)航信息避障制導(dǎo)算法給出水平避障機(jī)動(dòng)指令從而實(shí)現(xiàn)著陸器高精度避障。采用觀測火星表面的坑、巖石和紋理等自然陸標(biāo)序列圖像和慣性、測距測速以及恒星測量，來實(shí)現(xiàn)高精度的絕對定位導(dǎo)航和相對位置自主確定，解決了已有著陸導(dǎo)航方法存在的水平位置信息缺失和避障相對位置確定精度有限的問題，實(shí)現(xiàn)了完備位置信息的獲取。

3 自主制導(dǎo)與控制

3.1 捕獲制導(dǎo)與控制

大氣進(jìn)入前的軌道控制目標(biāo)是進(jìn)入點(diǎn)狀態(tài)，捕獲制導(dǎo)與控制的思路為利用自主導(dǎo)航確定的軌道精確數(shù)值積分遞推狀態(tài)，計(jì)算出進(jìn)入點(diǎn)時(shí)B平面誤差。判斷是否執(zhí)行修正的條件：若B平面誤差小于設(shè)定修正閾值，則不啟動(dòng)本次修正；若B平面誤差超過設(shè)定修正閾值，則執(zhí)行下一步。計(jì)算修正量：首先由中心差分公式計(jì)算終端狀態(tài)變量對控制參數(shù)的敏感矩陣，之后計(jì)算修正量，用這個(gè)修正量來修正初始狀態(tài)，然后再重新遞推殘余誤差和計(jì)算速度脈沖。這樣反復(fù)迭代到末端狀態(tài)滿足一定的精度。用迭代后狀態(tài)減去迭代前狀態(tài)就是實(shí)際要執(zhí)行的速度脈沖[15]，控制框圖如圖6所示。

圖6 捕獲軌道自主制導(dǎo)與控制框圖Fig.6 The diagram of autonomous guidance and control for Mars capture orbit

3.2 大氣進(jìn)入制導(dǎo)

針對大氣進(jìn)入過程的高精度控制需求，采用基于標(biāo)稱軌跡的預(yù)測校正制導(dǎo)[4]，并設(shè)計(jì)了標(biāo)稱控制系數(shù)在線更新流程，如圖7所示。

圖7 火星大氣進(jìn)入制導(dǎo)律流程圖Fig.7 The guidance algorithm flow diagram for Mars atmosphere entry

1）由當(dāng)前阻力D和高度變化率相對標(biāo)稱軌跡參數(shù)的偏差預(yù)測待飛航程Rp為

其中：Rref、Dref和分別為參考待飛航程、參考阻力和參考高度變化率，待飛航程由當(dāng)前狀態(tài)決定，阻力比參考值偏小，則待飛航程偏遠(yuǎn)，高度變化率比參考值偏大，則待飛航程偏遠(yuǎn)。

2）以消除預(yù)測的待飛航程與實(shí)際待飛航程R的偏差確定控制量為

其中：uref為標(biāo)稱控制量（升阻比）；K3為過控系數(shù)，這里設(shè)為5，用以改善控制的魯棒性。

3）根據(jù)橫向約束確定傾側(cè)角指令

其中：ue為估計(jì)的升阻比，K2取±1，根據(jù)預(yù)測的橫程偏差方向確定傾側(cè)角變號。

3.3 動(dòng)力下降和避障制導(dǎo)

針對高精度絕對著陸點(diǎn)位置和粗避障的控制需求，動(dòng)力減速段采用改進(jìn)的4次多項(xiàng)式制導(dǎo)律[8]。首先設(shè)定期望著陸點(diǎn)位置為絕對著陸點(diǎn)制導(dǎo)目標(biāo)，利用主發(fā)動(dòng)機(jī)和姿態(tài)控制實(shí)現(xiàn)位置和速度控制，目標(biāo)是減速并在一定高度到達(dá)著陸點(diǎn)上方；然后，到達(dá)著陸點(diǎn)上方后開始對相對較大范圍著陸區(qū)域進(jìn)行成像，利用圖像信息剔除明顯危及著陸安全的大尺度障礙獲取安全著陸區(qū)，將安全著陸點(diǎn)位置設(shè)為制導(dǎo)位置目標(biāo)，實(shí)現(xiàn)粗避障，為精避障提供較好的安全點(diǎn)選擇區(qū)域，避免出現(xiàn)近距離精避障避無可避的風(fēng)險(xiǎn)，整體上提高系統(tǒng)安全著陸概率。

針對高精度的三維和平面圖像成像和自主相對避障導(dǎo)航與控制需求，懸停成像段、避障機(jī)動(dòng)段和緩速下降段采用內(nèi)環(huán)與外環(huán)相結(jié)合的制導(dǎo)方式[8]，內(nèi)環(huán)控制利用水平推力器+發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)現(xiàn)，水平方向采用了位置和速度的相平面控制方式，外環(huán)控制利用主發(fā)動(dòng)機(jī)和姿態(tài)機(jī)動(dòng)實(shí)現(xiàn)。懸停成像段主要任務(wù)就是對著陸區(qū)進(jìn)行高精度三維成像，精確檢測著陸區(qū)域的障礙，確定安全著陸點(diǎn)。探測器需要保持懸停狀態(tài)：速度和姿態(tài)角速度足夠小，姿態(tài)和位置保持不變。懸停狀態(tài)下利用三維成像敏感器精確觀測著陸區(qū)，并處理三維圖像數(shù)據(jù)和確定最終的安全著陸點(diǎn)。避障機(jī)動(dòng)段和緩速下降段采用基于序列圖像跟蹤的高精度相對導(dǎo)航與水平控制，實(shí)現(xiàn)高精度的著陸點(diǎn)位置控制。

4 仿真驗(yàn)證

火星探測器初始狀態(tài)參數(shù)設(shè)定為火星J2000 慣性系的位置為[-21 121.052，4 300.858，23 462.466]km、速度為[-1 017.020，-394.970，-420.776]m/s，對火星中心定向姿態(tài)。初始導(dǎo)航誤差為：三軸位置各方向10 km；三軸速度各方向10 m/s；姿態(tài)各方向0.1°。導(dǎo)航相機(jī)焦距為0.02 m，圖像測量噪聲0.1 個(gè)像素。脈沖星ToA測量精度1 μs。

圖8給出了仿真陸標(biāo)圖像特征匹配的結(jié)果。利用陸標(biāo)圖像進(jìn)行絕對導(dǎo)航時(shí)，通過在軌拍攝的陸標(biāo)圖像與參考地形庫進(jìn)行匹配，從匹配出的特征點(diǎn)中選取3個(gè)陸標(biāo)特征進(jìn)行絕對導(dǎo)航。圖9給出了進(jìn)入前探測器位置和速度的導(dǎo)航估計(jì)誤差，可看出進(jìn)入前利用脈沖星和陸標(biāo)圖像的融合自主導(dǎo)航方法在進(jìn)入點(diǎn)位置估計(jì)精度優(yōu)于100 m、速度估計(jì)精度優(yōu)于0.5 m/s，滿足火星大氣進(jìn)入前的高精度導(dǎo)航要求。

圖8 仿真的陸標(biāo)圖像匹配結(jié)果Fig.8 The results of landmark image matching

圖9 大氣進(jìn)入前位置和速度估計(jì)誤差Fig.9 The position and velocity estimation error before Mar atmosphere entry

圖10～14 給出了EDL 過程探測器導(dǎo)航估計(jì)誤差及著陸精度和避障精度的仿真結(jié)果。由于打開降落傘到拋大底過程中探測器姿態(tài)抖動(dòng)劇烈，該段不進(jìn)行陸標(biāo)導(dǎo)航只依靠慣導(dǎo)外推對位置速度進(jìn)行估計(jì)，拋大底后開始引入測距測速敏感器測量對導(dǎo)航進(jìn)行修正，當(dāng)高度降低于100 m 之后由于缺少高精度陸標(biāo)地形庫，不再利用陸標(biāo)圖像進(jìn)行絕對導(dǎo)航，通過跟蹤下降圖像中的陸標(biāo)特征進(jìn)行相對導(dǎo)航避障。由圖10 可看出進(jìn)入后利用陸標(biāo)圖像的多信息融合自主導(dǎo)航方法可保證動(dòng)力減速段位置估計(jì)精度優(yōu)于10 m、速度估計(jì)精度優(yōu)于0.3 m/s，滿足火星探測定點(diǎn)著陸的導(dǎo)航要求。

為了分析火星定點(diǎn)著陸精度，圖11給出了探測器EDL 過程中軌跡經(jīng)緯度的變化，圖12給出了EDL過程中探測器在水平方向上距目標(biāo)著陸點(diǎn)的距離變化，最終著陸精度為17.6 m，滿足著陸精度優(yōu)于100 m的定點(diǎn)著陸要求。圖13給出了從100 m高度開始下降序列圖像對安全著陸點(diǎn)的跟蹤結(jié)果，圖14給出了探測器相對安全著陸點(diǎn)在天南東系下的位置，通過連續(xù)跟蹤下降序列圖像中安全著陸點(diǎn)最終實(shí)現(xiàn)的避障控制精度優(yōu)于0.5 m。

圖11 探測器軌跡經(jīng)緯度及目標(biāo)著陸點(diǎn)經(jīng)緯度Fig.11 The longitudes and latitudes of the Mars lander and the target landing site

圖12 探測器與目標(biāo)著陸點(diǎn)之間的水平相對距離Fig.12 The horizontal relative distance between the lander and the target landing site

圖13 避障過程的圖像安全著陸點(diǎn)跟蹤Fig.13 The landing site tracking in sequential descent images during hazard avoidance phase

圖14 著陸過程的避障精度Fig.14 The hazard avoidance results during Mars landing phase

5 結(jié) 論

針對火星定點(diǎn)采樣、載人登陸和基地構(gòu)建等任務(wù)的需求，提出了一種火星精確定點(diǎn)著陸自主GNC 方案；基于X射線脈沖星和火星表面陸標(biāo)圖像的融合自主導(dǎo)航方法能夠?qū)崿F(xiàn)大氣進(jìn)入前的高精度導(dǎo)航；基于陸標(biāo)圖像、IMU 和測距測速信息的多信息融合著陸自主導(dǎo)航方法能夠?qū)崿F(xiàn)火星EDL 過程的高精度絕對和相對導(dǎo)航；設(shè)計(jì)的大氣進(jìn)入和動(dòng)力下降過程制導(dǎo)與控制算法能夠?qū)崿F(xiàn)精確定點(diǎn)著陸控制。數(shù)學(xué)仿真結(jié)果表明，提出的方案能夠?qū)崿F(xiàn)精度優(yōu)于100 m的定點(diǎn)著陸和精度優(yōu)于0.5 m的相對避障控制。