黃翔宇，李茂登

(1.北京控制工程研究所,北京100090；2.空間智能控制技術(shù)重點(diǎn)試驗(yàn)室,北京100090)

1 引言

載人深空探測(cè)意義深遠(yuǎn),但迄今為止只有美國(guó)在20世紀(jì)六七十年代Apollo登月工程里成功實(shí)現(xiàn)［1］。2004年 1月14日,美國(guó)總統(tǒng)布什在NASA總部發(fā)表演講,宣布美國(guó)將使用新研制的乘員探索飛行器(Crew Exploration Vehicle,CEV)將航天員送上月球和火星,具體方案計(jì)劃在2020年前后確定［2］。2005年9月,NASA正式啟動(dòng)星座計(jì)劃,為重返月球研制戰(zhàn)神系列運(yùn)載火箭和獵戶座載人飛船［3］。奧巴馬就任總統(tǒng)后,面對(duì)金融危機(jī)和財(cái)政壓力,認(rèn)為星座計(jì)劃存在缺乏技術(shù)創(chuàng)新、預(yù)算超支且進(jìn)度滯后等問(wèn)題,不能滿足美國(guó)未來(lái)太空探索的需要,宣布對(duì)美國(guó)載人航天計(jì)劃進(jìn)行調(diào)整,取消了星座計(jì)劃［4］。2010年4月,奧巴馬政府出臺(tái)《21世紀(jì)空間探索戰(zhàn)略》［5］,提出在2025年實(shí)現(xiàn)載人小行星探測(cè),在21世紀(jì)30年代中期進(jìn)入火星軌道載人飛行,然后再載人登陸火星；同時(shí),要求新的探索任務(wù)充分利用星座計(jì)劃已有的技術(shù)成果。在載人火星探測(cè)任務(wù)方面,比較典型的是火星設(shè)計(jì)參考任務(wù)(Design Reference Mission,DRM),該計(jì)劃由美國(guó)約翰遜航天中心在上世紀(jì)90年代提出,包括DRM-1、DRM-3、DRM-4和DRA-5(Design Reference Architecture 5)等系列［6］。2017年特朗普政府執(zhí)政后,取消了小行星重定向(Asteroid Redirect Mission,ARM)任務(wù),重啟重返月球計(jì)劃,提出開(kāi)發(fā)地月空間,并以載人火星為長(zhǎng)遠(yuǎn)目標(biāo)持續(xù)推進(jìn)新技術(shù)新系統(tǒng)的研發(fā)［7］。2018年2月,太空探索技術(shù)公司(SpaceX)的獵鷹重型火箭成功發(fā)射,實(shí)現(xiàn)了人類商業(yè)太空探索的重大突破,該火箭具有執(zhí)行月球和火星載人任務(wù)的潛力,可以將超大型衛(wèi)星、太陽(yáng)帆飛船及航天員送入太空。

除了NASA外,歐空局(European Space Agency,ESA)于2001年11月也提出了包括無(wú)人和載人月球、火星、小行星探測(cè)等一系列目標(biāo)在內(nèi)的奧羅拉計(jì)劃(Aurora Program)［8］。 其主要目標(biāo)是建立包括機(jī)器人探測(cè)和載人探測(cè)的太陽(yáng)系長(zhǎng)期探測(cè)體系,并搜尋地球以外的生命跡象。奧羅拉計(jì)劃首先擬于2016～2020年發(fā)射無(wú)人探測(cè)器到火星,然后在2020～2025年間實(shí)施載人登月。俄羅斯則擬于2030年實(shí)施首次載人登月,2040～2050年之間通過(guò)國(guó)際合作,開(kāi)展載人登陸火星任務(wù)［9］。我國(guó)正在實(shí)施包括繞、落、回3個(gè)階段的無(wú)人探測(cè)器嫦娥探月工程［10］,同時(shí)也在積極開(kāi)展載人登月［11］和載人登火［12-13］的論證工作。

當(dāng)航天器在進(jìn)入目標(biāo)天體影響球內(nèi),相對(duì)目標(biāo)天體的軌道通常為雙曲線軌道,因此必須進(jìn)行減速機(jī)動(dòng),否則將沿著雙曲線軌道飛離目標(biāo)天體,這一減速機(jī)動(dòng)過(guò)程稱為捕獲制動(dòng)［14］。地外天體捕獲制動(dòng)是實(shí)現(xiàn)載人月球、火星等深空天體探測(cè)任務(wù)的關(guān)鍵,而捕獲制動(dòng)控制技術(shù)又是決定捕獲制動(dòng)是否成功的關(guān)鍵。因此本文對(duì)深空載人任務(wù)(主要以月球和火星為探測(cè)對(duì)象)的捕獲制動(dòng)技術(shù)的國(guó)內(nèi)外研究現(xiàn)狀進(jìn)行調(diào)研,對(duì)比幾次典型的月球探測(cè)和火星探測(cè)任務(wù)的捕獲制動(dòng)策略,從而為我國(guó)未來(lái)的載人深空探測(cè)任務(wù)的成功實(shí)施提供參考。

2 捕獲制動(dòng)技術(shù)

捕獲制動(dòng)實(shí)質(zhì)上屬于軌道機(jī)動(dòng),從執(zhí)行機(jī)構(gòu)角度,捕獲制動(dòng)可以分為發(fā)動(dòng)機(jī)制動(dòng)和氣動(dòng)制動(dòng)兩種方法。對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)制動(dòng)而言,根據(jù)推力大小變軌方式可以分為脈沖推力變軌和有限推力兩種方式。脈沖變軌基礎(chǔ)理論為主矢量理論［15］,形式簡(jiǎn)單,但是控制難度高。相比之下,有限推力捕獲制動(dòng)控制精度高,便于實(shí)現(xiàn),而且利用有限推力執(zhí)行火星捕獲任務(wù)可以增加有效載荷的質(zhì)量,其利于控制和導(dǎo)航的特性可以提高捕獲任務(wù)的成功率［16］。有限推力變軌的關(guān)鍵問(wèn)題是如何給出發(fā)動(dòng)機(jī)推力方向。目前有三種計(jì)算方式,分別是利用燃料最優(yōu)泛函指標(biāo)計(jì)算、姿態(tài)勻速轉(zhuǎn)動(dòng)和姿態(tài)慣性定向。如果利用燃料最優(yōu)泛函指標(biāo)計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)的推力方向,根本問(wèn)題為最優(yōu)控制問(wèn)題的求解問(wèn)題,采用的方法有極大值原理間接方法［17-20］、同倫方法［21］、粒子群優(yōu)化算法［22-23］等。

李軍鋒等［24］基于有限推力模型,分析了燃料最優(yōu)捕獲、姿態(tài)勻速轉(zhuǎn)動(dòng)和姿態(tài)慣性定向捕獲策略,并利用優(yōu)化算法進(jìn)行了求解,分析表明：以燃料最優(yōu)為指標(biāo)的捕獲策略為邦邦控制,其推力方向基本沿著與飛行速度相反的方向,但在工程實(shí)現(xiàn)中對(duì)姿態(tài)控制系統(tǒng)要求很高,難以實(shí)現(xiàn)；捕獲過(guò)程中姿態(tài)慣性定向易于實(shí)現(xiàn),但是重力損失比較嚴(yán)重；姿態(tài)勻速轉(zhuǎn)動(dòng)的捕獲策略比邦邦控制更容易實(shí)施,并且能有效地減小重力損失,因此在工程中有很重要的實(shí)用價(jià)值。姿態(tài)勻速轉(zhuǎn)動(dòng)的機(jī)動(dòng)策略也正是ESA的火星快車火星探測(cè)器所采用的捕獲策略,推力沿速度反方向的策略為火星快車的故障預(yù)案［25］。 羅緒盛［26］同樣研究了基于有限推力的三種姿態(tài)機(jī)動(dòng)策略,研究表明推力沿速度反方向時(shí)捕獲效率最高；方向固定時(shí)近火點(diǎn)高度誤差?。粍蛩俎D(zhuǎn)動(dòng)會(huì)抬升近火點(diǎn)高度,但推力方向與速度反方向夾角小,燃料消耗較少；推力方向勻速轉(zhuǎn)動(dòng)的策略可以作為優(yōu)先選用的策略,當(dāng)出現(xiàn)故障需緊急制動(dòng)時(shí)可啟用推力沿速度反方向策略,控制探測(cè)器先被火星捕獲。方寶東［27］分析了采用推力沿速度反方向的捕獲制動(dòng)策略時(shí)導(dǎo)航初始誤差、發(fā)動(dòng)機(jī)推力誤差、制動(dòng)點(diǎn)火時(shí)間誤差等對(duì)捕獲軌道近火點(diǎn)與遠(yuǎn)火點(diǎn)高度的影響,為我國(guó)未來(lái)火星探測(cè)制動(dòng)捕獲段的任務(wù)實(shí)施提供參考。

利用氣動(dòng)進(jìn)行制動(dòng)的方法首先由London于20 世紀(jì) 60 年代提出［28］。 Walberg［29］和韓波［30］等介紹了氣動(dòng)變軌技術(shù)。Kumar等［31］研究了火星任務(wù)利用氣動(dòng)進(jìn)行制動(dòng)的可能性。周垂紅等［32］研究了如何增加有效面質(zhì)比和降低探測(cè)器近拱點(diǎn)高度來(lái)減少氣動(dòng)捕獲制動(dòng)的時(shí)間。張文普等［33］利用DSMC方法模擬了探測(cè)器在氣動(dòng)制動(dòng)期間的稀薄氣體動(dòng)力學(xué)特性,分析了不同來(lái)流密度情況下探測(cè)器的流場(chǎng)特性、氣動(dòng)特性的變化情況以及氣體動(dòng)力學(xué)系數(shù)的變化關(guān)系。為了解決氣動(dòng)剎車中近拱點(diǎn)高度下降的問(wèn)題,季英良［34］設(shè)計(jì)了基于傾側(cè)角調(diào)整的控制率,實(shí)現(xiàn)了無(wú)燃料消耗的近拱點(diǎn)高度控制。

3 月球捕獲制動(dòng)導(dǎo)航與控制

3.1 月球捕獲制動(dòng)導(dǎo)航

盡管本文闡述的對(duì)象是捕獲制動(dòng)控制技術(shù),但是導(dǎo)航是執(zhí)行捕獲制動(dòng)的基本前提,因此本節(jié)對(duì)捕獲制動(dòng)過(guò)程中的導(dǎo)航技術(shù)進(jìn)行闡述。

在月球捕獲段,阿波羅［35］和星座計(jì)劃［36-37］均采取基于月面路標(biāo)和恒星信息的自主導(dǎo)航方式。其中,阿波羅任務(wù)的導(dǎo)航系統(tǒng)由慣性子系統(tǒng)和光學(xué)子系統(tǒng)組成［35］：慣性子系統(tǒng)用于測(cè)量飛行器的姿態(tài)改變,測(cè)量發(fā)動(dòng)機(jī)工作或者大氣導(dǎo)致的探測(cè)器速度變化；光學(xué)子系統(tǒng)識(shí)別目標(biāo)星體并精確導(dǎo)航。星座計(jì)劃的Altair探測(cè)器配備了萬(wàn)向節(jié)的光學(xué)導(dǎo)航敏感器(ONSS)［38］對(duì)恒星、行星以及月球表面的路標(biāo)成像,并配備了慣性測(cè)量單元(由4個(gè)加計(jì)和4個(gè)陀螺組成)用于測(cè)量軌道機(jī)動(dòng)過(guò)程的速度增量,從而控制軌道機(jī)動(dòng)的過(guò)程。

我國(guó)發(fā)射了嫦娥系列月球探測(cè)器［39-40］,其各階段自由飛行軌道參數(shù)由地面測(cè)控系統(tǒng)測(cè)量確定,捕獲制動(dòng)變軌發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火過(guò)程中的速度增量由探測(cè)器上的加速度計(jì)測(cè)量累積得到,姿態(tài)則由陀螺和星敏聯(lián)合定姿得到。只有嫦娥二號(hào)探測(cè)器在距離月球較遠(yuǎn)區(qū)域進(jìn)行了一次自主導(dǎo)航地面試驗(yàn),由于導(dǎo)航敏感器精度及安裝誤差較大,導(dǎo)致自主導(dǎo)航精度較差,遠(yuǎn)低于地面測(cè)控定軌精度。

3.2 月球捕獲制動(dòng)控制

阿波羅任務(wù)的著陸點(diǎn)集中在月球赤道附近,而且不要求任意時(shí)間的返回能力,因此在捕獲過(guò)程中可以只采取一次機(jī)動(dòng)同時(shí)改變軌道能量和軌道傾角。但是如果僅采用一次機(jī)動(dòng),則很有可能會(huì)出現(xiàn)宇航員在未完成機(jī)動(dòng)時(shí)提前關(guān)機(jī)的概率。因此實(shí)際執(zhí)行了兩次發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火機(jī)動(dòng),如圖1所示［35］,分別稱作LOI1和 LOI2,其中LOI1的機(jī)動(dòng)較大,其主要目的是將雙曲線軌道機(jī)動(dòng)成橢圓軌道,近月點(diǎn)高度大約為110 km,遠(yuǎn)月點(diǎn)高度約為315 km。之所以選擇315 km高度的遠(yuǎn)月點(diǎn)高度是為了允許有足夠長(zhǎng)的LOI2機(jī)動(dòng)來(lái)彌補(bǔ)LOI1關(guān)機(jī)過(guò)早的情形。此外,LOI1還執(zhí)行必要的軌道平面改變,使得運(yùn)行若干圈以后的衛(wèi)星軌道和著陸點(diǎn)位于同一平面。在執(zhí)行LOI1以后,在衛(wèi)星飛行兩圈以后進(jìn)行LOI2的共面機(jī)動(dòng),將衛(wèi)星軌道圓化成110 km高度左右的圓軌道［35］。

星座計(jì)劃的任務(wù)需求為實(shí)現(xiàn)月球表面的全面覆蓋以及任意時(shí)間的月面返回［36］。如果著陸點(diǎn)不在月球赤道或者南北極,其相對(duì)于初始的月球停泊軌道(LLO)的位置隨著時(shí)間的推移而改變。但是星座計(jì)劃的著陸器上升級(jí)只能進(jìn)行平面的上升過(guò)程,為了適應(yīng)這一情形,最初的LLO軌道應(yīng)該做相應(yīng)的平面改變以使得與上升軌道對(duì)齊。因此LLO軌道的設(shè)計(jì)取決于著陸點(diǎn)和月面停留時(shí)間。星座計(jì)劃制動(dòng)過(guò)程分為三次點(diǎn)火過(guò)程(如圖2所示)［37］：第一次為降低能量,產(chǎn)生一個(gè)過(guò)渡的轉(zhuǎn)移軌道,為后續(xù)軌道平面的機(jī)動(dòng)做準(zhǔn)備；第二次為進(jìn)行軌道平面的改變或者發(fā)生在轉(zhuǎn)移軌道的遠(yuǎn)月點(diǎn)位置；第三次機(jī)動(dòng)則在特定高度位置進(jìn)行圓化。

4 火星捕獲制動(dòng)導(dǎo)航與控制

4.1 火星捕獲制動(dòng)導(dǎo)航

火星探測(cè)器在捕獲段可以與運(yùn)行在火星環(huán)繞軌道上的中繼衛(wèi)星進(jìn)行通信測(cè)距實(shí)現(xiàn)導(dǎo)航；在進(jìn)入火星軌道以前,可以利用相機(jī)獲取火衛(wèi)一和火衛(wèi)二的圖像進(jìn)行光學(xué)導(dǎo)航；美國(guó)的火星勘測(cè)號(hào)軌道器就驗(yàn)證了這一導(dǎo)航技術(shù)［41］。北京控制工程研究所［42-43］針對(duì)無(wú)人火星環(huán)繞探測(cè)任務(wù)的需求,提出了接近和環(huán)繞火星段的自主導(dǎo)航與控制方案和算法,并構(gòu)建了自主導(dǎo)航與控制的地面試驗(yàn)驗(yàn)證系統(tǒng),用于火星探測(cè)任務(wù)論證工作。

4.2 火星捕獲制動(dòng)控制

由于火星大氣的存在,火星捕獲制動(dòng)可以采取三種方式,分別是發(fā)動(dòng)機(jī)制動(dòng)、氣動(dòng)捕獲和氣動(dòng)剎車［16］。利用發(fā)動(dòng)機(jī)制動(dòng)耗時(shí)短,實(shí)施相對(duì)簡(jiǎn)單,但推進(jìn)劑消耗量大；氣動(dòng)捕獲和氣動(dòng)剎車都是利用火星大氣阻力制動(dòng)的方式。氣動(dòng)剎車(圖3)［44］通過(guò)探測(cè)器較長(zhǎng)時(shí)間在環(huán)繞火星的大橢圓軌道上飛行,多次穿越火星大氣,從而逐步降低軌道遠(yuǎn)拱點(diǎn)。氣動(dòng)剎車技術(shù)多次穿越大氣,需要的速度增量和過(guò)載都較小,但是任務(wù)耗時(shí)長(zhǎng)。氣動(dòng)捕獲［44］(圖4)是指飛船被火星引力捕獲后進(jìn)入火星大氣,打開(kāi)大型氣動(dòng)減速防熱罩,通過(guò)一次穿越大氣即減速到入軌速度,飛出火星大氣后,通過(guò)一次變軌抬升飛船近拱點(diǎn),進(jìn)入環(huán)繞火星的停泊軌道。氣動(dòng)捕獲制動(dòng)捕獲時(shí)間短、速度增量小,但是過(guò)載較大。在實(shí)際工程應(yīng)用中,應(yīng)綜合考慮任務(wù)耗時(shí)、燃料消耗及過(guò)載等因素來(lái)確定［45］。

這三種制動(dòng)方式中,氣動(dòng)剎車和氣動(dòng)捕獲較為省能量,以?shī)W羅拉任務(wù)為例,發(fā)動(dòng)機(jī)制動(dòng)、氣動(dòng)剎車以及氣動(dòng)捕獲三種制動(dòng)方案所需能量對(duì)應(yīng)的發(fā)射到LEO軌道上的質(zhì)量分別1336 t、943 t和599 t［8］。如果利用氣動(dòng)剎車進(jìn)行制動(dòng),則需要多次穿越火星大氣,最節(jié)約能量但耗時(shí)長(zhǎng)達(dá)數(shù)月,應(yīng)用于載人任務(wù)將面臨可靠性降低、受火星氣候影響較大等難題。氣動(dòng)捕獲制動(dòng)燃料消耗較發(fā)動(dòng)機(jī)制動(dòng)少,耗時(shí)較氣動(dòng)剎車短,是一種相對(duì)適中的制動(dòng)技術(shù)。在氣動(dòng)捕獲制動(dòng)過(guò)程中,需要采用熱防護(hù)罩配備熱保護(hù)系統(tǒng)(Temporary Protected Status,TPS)以保護(hù)載荷,同時(shí)需要設(shè)計(jì)合適的制導(dǎo)和控制算法滿足飛出大氣時(shí)的約束條件；然后進(jìn)行提升近火點(diǎn)的機(jī)動(dòng)以形成目標(biāo)軌道［46］。目前的氣動(dòng)剎車捕獲技術(shù)難點(diǎn)在于TPS、大氣模型、捕獲制導(dǎo)和控制算法［46］,而氣動(dòng)捕獲難點(diǎn)在于設(shè)計(jì)時(shí)需增加額外的約束,如飛行路徑角、過(guò)載峰值、彈道系數(shù)［44］。

國(guó)內(nèi)無(wú)人火星探測(cè)任務(wù)目前的火星捕獲制動(dòng)控制方案是在繼承嫦娥系列航天器使用方案的基礎(chǔ)上進(jìn)行適應(yīng)性改進(jìn)的結(jié)果。增加了捕獲接近段自主導(dǎo)航功能,作為地面測(cè)控定軌的備份,用于應(yīng)急控制。制動(dòng)過(guò)程采用慣性導(dǎo)航,初始軌道由地面測(cè)控提供,制導(dǎo)采用推力方向與速度反方向一致的制動(dòng)策略,一定程度上提高了減速效率,但制導(dǎo)控制精度有限。姿態(tài)控制則繼承了嫦娥系列探測(cè)器制動(dòng)過(guò)程的姿控方案。

5 結(jié)論

對(duì)于月球探測(cè)任務(wù),由于沒(méi)有大氣的存在,僅能采取發(fā)動(dòng)機(jī)制動(dòng)的捕獲策略。理論上可以只采取一次機(jī)動(dòng)同時(shí)改變軌道能量和軌道傾角,在實(shí)際中應(yīng)充分考慮點(diǎn)火失敗的情況,多次點(diǎn)火的制動(dòng)策略。對(duì)于火星探測(cè)任務(wù),由于大氣的存在,有發(fā)動(dòng)機(jī)制動(dòng)、氣動(dòng)剎車和氣動(dòng)捕獲三種捕獲策略。其中,發(fā)動(dòng)機(jī)制動(dòng)任務(wù)耗時(shí)短,但是速度增量需求大；氣動(dòng)剎車技術(shù)多次穿越大氣,需要的速度增量和過(guò)載都較小,但是任務(wù)耗時(shí)長(zhǎng)；氣動(dòng)捕獲制動(dòng)捕獲時(shí)間短、速度增量小,但是過(guò)載較大。在實(shí)際工程應(yīng)用中,應(yīng)綜合考慮任務(wù)耗時(shí)、燃料消耗及過(guò)載等因素來(lái)確定。