火星進入、下降與著陸技術(shù)的新進展——以“火星科學(xué)實驗室”為例

彭玉明 李 爽 滿益云 徐 波

(1 南京航空航天大學(xué) 航天學(xué)院,南京210016)

(2 北京空間機電研究所,北京100076)

1 引言

近年來,隨著航天技術(shù)的不斷發(fā)展,人類逐漸把目光轉(zhuǎn)向外太空?；鹦亲鳛榫嚯x地球最近的行星之一、且與地球有很多相似之處,成為人類深空探測的首選目標星體。目前世界各航天大國都在積極開展火星探測,美國、歐洲、俄羅斯、印度等國均已宣布了各自的火星探測或月球探測計劃,中國也在有條不紊地推進自己的火星探測。

目前有多個火星探測任務(wù)在緊鑼密鼓的準備當中,其中比較有代表性的是NASA計劃2011年發(fā)射的“火星科學(xué)實驗室”(Mars Science Laboratory,MSL),其主要任務(wù)是分析火星土壤和巖石的有機成分,收集火星地表、大氣環(huán)境數(shù)據(jù),尋找是否有生命存在的跡象?！盎鹦强茖W(xué)實驗室”是人類開展火星探測以來著陸質(zhì)量最大、高程最高的探測器,它將首次采用“阿波羅”飛船式的進入制導(dǎo)、新穎的“空中吊車(Sky Crane)”著陸方式以及復(fù)雜的軌跡、姿態(tài)制導(dǎo)控制系統(tǒng)。

美國從20世紀70年代開始進行了多次火星探測活動,掌握了大量火星表面大氣、環(huán)境數(shù)據(jù),積累了豐富經(jīng)驗。因此詳細了解“火星科學(xué)實驗室”的任務(wù)目標以及導(dǎo)航、制導(dǎo)與控制技術(shù)方案有助于我國火星探測計劃的實施。

2 任務(wù)需求與挑戰(zhàn)

2.1 任務(wù)需求

自從2004年“勇氣號”、“機遇號”取得巨大成功后,為了更深入研究火星環(huán)境、尋找是否有生命存在,NASA開始著手研究著陸質(zhì)量更大,探索范圍更廣,使用壽命更長的探測器。根據(jù)已公布的設(shè)計方案,“火星科學(xué)實驗室”將采用核動力提供能量,攜帶10余種科學(xué)儀器,能夠攀爬60°的斜坡,活動范圍達20km,因此其質(zhì)量和體積都比以前的探測器大得多,有效載荷達到850kg,進入質(zhì)量更是超過3 000kg?！盎鹦强茖W(xué)實驗室”繼承了“海盜號”的70°圓錐氣動外形和升力體構(gòu)型,由防熱罩、火星車、下降平臺、后擋板、巡航平臺5部分構(gòu)成,見圖1?！盎鹦强茖W(xué)實驗室”對著陸高度和精度的要求比以往任何任務(wù)都要高的多。表1和表2中的數(shù)據(jù)說明著陸高度與精度對著陸區(qū)(點)的選擇有很大影響。高度在0km(火星軌道器激光測高,下同)以下的區(qū)域只占火星表面積的 51%,而2km以下的卻達到90%,面積的增大意味著可供選擇的著陸點個數(shù)也越多;同時,著陸誤差也影響著著陸點個數(shù),著陸誤差越大,可供選擇的著陸點越少[1-2],而且從安全性的角度考慮,著陸精度越高越好。因此,為了盡可能地擴大探索區(qū)域,“火星科學(xué)實驗室”對著陸精度和高度要求大幅度提高,要求著陸極限偏差不超過10km,著陸高度不低于2km。

圖1 “火星科學(xué)實驗室”組成部分

表1 著陸點高度對可供選擇的著陸器區(qū)的影響

表2 著陸誤差對可供選擇的著陸點的影響

2.2 主要技術(shù)難點

火星進入、下降和著陸(Entry,Descent and Landing,EDL)時間雖然很短,卻是整個任務(wù)最危險、最重要的環(huán)節(jié)。迄今為止,世界各國已經(jīng)進行39次火星探測,其中15次有著陸任務(wù),僅有7次任務(wù)著陸成功?！盎鹦强茖W(xué)實驗室”雖然繼承了一些成熟技術(shù),但是它比以往的任務(wù)要求更高,系統(tǒng)更復(fù)雜,因此仍然有許多技術(shù)難題需要解決。

表3是歷次火星探測飛行任務(wù)相關(guān)參數(shù)的對比分析,其中,“火星科學(xué)實驗室”進入質(zhì)量大,彈道系數(shù)超過110,著陸高度更是達到2 km,這對減速傘和降落傘的氣動減速性能提出了極大挑戰(zhàn)。由于火星大氣密度低,僅僅依靠探測器的氣動外形難以使其減速到亞聲速狀態(tài),降落傘需要在超聲速、低密度條件下打開?！盎鹦强茖W(xué)實驗室”的降落傘直徑增加到21.5m,開傘速度Ma=2.2,動壓750Pa,接近降落傘使用極限,對降落傘的強度與飛行性能要求非常高。雖然采用新型尼龍、滌綸、凱夫拉等材料可以解決強度問題,但是速度Ma＞1.5時,降落傘的不穩(wěn)定現(xiàn)象至今仍無法有效的加以解決[3]。

表3 歷次火星探測任務(wù)飛行參數(shù)對比分析

實現(xiàn)高精度著陸是當前火星探測亟待解決的技術(shù)難題之一?；鹦黔h(huán)境非常復(fù)雜,包含很多不確定性因素,如大氣密度、風速、聲速等環(huán)境參數(shù)都會隨季節(jié)、氣候的不同不斷變化,而且其分布與高度有關(guān),例如在20～30km處大氣密度的不確定性是影響探測器的主要因素,而在火星表面0～10km高度水平方向的風是主要的不確定性因素。表4列舉了一部分火星進入過程中涉及到的不確定性因素。另外,經(jīng)過長時間飛行,一些探測器參數(shù)如質(zhì)量、轉(zhuǎn)動慣量、質(zhì)心等也會發(fā)生變化[4]。進入段探測器速度高、狀態(tài)變化快、不確定性因素多,無制導(dǎo)的彈道式進入根本無法滿足10km著陸精度要求。

表4 火星進入不同高度所對應(yīng)的不確定性因素

安全可靠的著陸緩沖方式是著陸成功的關(guān)鍵。目前,成功應(yīng)用的著陸緩沖方案主要有兩種:緩沖支腿和緩沖氣囊,緩沖支腿方式曾多次應(yīng)用在月球、火星著陸探測器上,技術(shù)較為成熟可靠,可以承受較大質(zhì)量,配合導(dǎo)航、制導(dǎo)控制系統(tǒng)可以實現(xiàn)比較高的著陸精度。但是對著陸點的地形要求高,不能有大的巖石或斜坡,而且為了避免發(fā)動機尾流影響要提前關(guān)機,著陸速度比較大。另一種是“勇氣號”和“機遇號”上采用的緩沖氣囊,這種方式雖然簡化了著陸系統(tǒng),但是其有效載荷質(zhì)量比較小,受到結(jié)構(gòu)和材料的限制,沒有辦法應(yīng)用到大型火星探測器上;同時,這種著陸方式的著陸精度比較低?！盎鹦强茖W(xué)實驗室”以及未來的火星著陸任務(wù)都要求比較大的有效載荷質(zhì)量和較高的著陸精度,因此,必須采用緩沖支腿構(gòu)型的著陸器。

3 “火星科學(xué)實驗室”導(dǎo)航、制導(dǎo)與控制技術(shù)

“火星科學(xué)實驗室”繼承了已有的成熟技術(shù),如70°圓錐氣動外形、盤-縫-帶降落傘、升力式構(gòu)型、變推力發(fā)動機等,并在此基礎(chǔ)上針對遇到的新問題研究開發(fā)了一些新技術(shù),如進入升力控制和空中吊車著陸方式等。“火星科學(xué)實驗室”整個EDL過程如圖2所示。

圖2 “火星科學(xué)實驗室”EDL過程示意圖

3.1 進入段

進入段是不確定性因素最多、狀態(tài)變化最快、氣動環(huán)境最復(fù)雜、對著陸精度影響最大的階段,因此要實現(xiàn)精確著陸任務(wù),高精度的導(dǎo)航制導(dǎo)控制系統(tǒng)是必不可少的。由于此時擋熱板尚未拋離,加之存在較大的通信延遲,所以只能通過慣性測量單元進行航位遞推,初始位置、姿態(tài)等狀態(tài)信息由深空網(wǎng)和星敏感器確定。未來采樣返回與載人登陸等任務(wù)要求著陸誤差不超過1km,對進入段導(dǎo)航精度的要求勢必會更高,僅僅依靠慣性測量單元已經(jīng)無法滿足要求,因此必須研究開發(fā)新的自主導(dǎo)航方法,利用火星軌道上潛在的或已有的導(dǎo)航信標資源進行輔助導(dǎo)航是可能的解決方案。

“火星科學(xué)實驗室”采用升力式構(gòu)型設(shè)計,見圖3。進入前通過彈出配平質(zhì)量,使質(zhì)心偏離中心,在進入段以配平攻角狀態(tài)飛行(圖3中的α為功角),Ma=25時,升阻比約為0.24。“火星科學(xué)實驗室”首次采用進入制導(dǎo),通過控制滾轉(zhuǎn)角改變升力方向以達到控制飛行軌跡的目的。采用升力式構(gòu)型是因為這樣不但可以增加軌跡控制能力,提高著陸精度,而且可以使進入軌跡更加平緩,提高氣動減速性能,降低對熱防護系統(tǒng)的要求[5]。圖4中所示為歷次火星任務(wù)進入段的速度—高度曲線。從圖中可以看到“火星科學(xué)實驗室”相對于其他的探測器飛行高度更低,由于高度低,大氣密度大,所以阻力和升力都較大,氣動減速性能和軌跡控制能力都有所提高。

圖3 升力式構(gòu)形設(shè)計

圖4 歷次任務(wù)進入段速度—高度曲線對比

“火星科學(xué)實驗室”采用“阿波羅”式的進入制導(dǎo),整個控制過程可以分為3個階段:1)首先,進入大氣階段。進入大氣層時,由于大氣密度很低,氣動阻力小,控制能力弱,控制效果不好,為了節(jié)省燃料一般固定滾轉(zhuǎn)角不變。這一階段速度變化很小,高度下降卻很快,見圖4。2)隨著高度的不斷下降,氣動阻力不斷增大,當阻力加速度達到1m/s2時進入航程控制階段。該階段的主要目的是消除預(yù)測航程誤差?？刂铺綔y器飛到預(yù)定開傘點,為了簡化控制系統(tǒng),縱向運動和側(cè)向運動需分開控制?？v向控制滾轉(zhuǎn)角大小使探測器跟蹤標稱軌跡,消除航程誤差,側(cè)向采用滾轉(zhuǎn)角變號邏輯,當航向角誤差超出漏斗形的邊界時改變滾轉(zhuǎn)角符號。3)最后,是航向調(diào)整階段,此時探測器已經(jīng)接近預(yù)定開傘點,滾轉(zhuǎn)角變化對航程影響不大,因此不再控制航程,而是最小化側(cè)向誤差,使探測器飛向預(yù)定開傘點[6-7]。由于采用的是標準軌跡跟蹤法,初始狀態(tài)誤差和不確定性擾動是影響制導(dǎo)精度的關(guān)鍵因素之一,另外,控制能力弱也是影響著陸精度的主要原因,因此,在設(shè)計制導(dǎo)與控制系統(tǒng)時需著重考慮系統(tǒng)抗擾動性能。

探測器的姿態(tài)控制是由對稱分布在后擋板的反作用姿控發(fā)動機實現(xiàn)的,其布局如圖5、圖6所示。這些發(fā)動機是常推力的,依靠方向相反的4組發(fā)動機的開與關(guān)控制姿態(tài)力矩。在進入段起到軌跡控制作用的主要是滾轉(zhuǎn)通道,通過改變滾轉(zhuǎn)角控制升力方向,俯仰和偏航通道通常用來控制攻角和側(cè)滑角在一定范圍,使探測器可以在配平攻角狀態(tài)下飛行。

圖5 姿控發(fā)動機布局

圖6 發(fā)動機布局

3.2 降落傘下降段

降落傘下降段的難點在于低密度、超聲速條件下的開傘技術(shù)。降落傘在超聲速條件下存在開傘困難、開傘不穩(wěn)定、阻力系數(shù)下降等問題?！盎鹦强茖W(xué)實驗室”雖然沿用了曾多次使用的盤-縫-帶降落傘,但是它的直徑更大,開傘速度馬赫數(shù)更高。試驗中發(fā)現(xiàn)當速度Ma＞1.5時,降落傘會出現(xiàn)不穩(wěn)定現(xiàn)象,這與降落傘直徑、傘繩長度、傘型有直接關(guān)系。表5列舉了NASA進行的降落傘投放試驗和實際飛行數(shù)據(jù)[7]。

表5 降落傘投放試驗數(shù)據(jù)

擋熱板分離以后,探測器上攜帶的導(dǎo)航設(shè)備陸續(xù)開機工作?！盎鹦强茖W(xué)實驗室”攜帶了多普勒雷達速度計和傾斜雷達高度計,實時測量3個軸向速度和高度,可與慣性測量單元進行組合導(dǎo)航。但是由于降落傘下降階段探測器姿態(tài)變化劇烈、距地面的高度較高,再加上地形的影響,導(dǎo)致測量精度不高。下一代火星探測器不但要具備精確著陸能力,還必須能夠自主檢測障礙,并進行相應(yīng)的規(guī)避機動,因此光學(xué)導(dǎo)航相機、激光雷達等障礙檢測傳感器是必不可少的,這些傳感器在提供火星表面地形信息的時候,也帶來大量導(dǎo)航信息。目前,降落傘下降階段還不具備制導(dǎo)控制能力,因此有學(xué)者提出采用可控翼傘,增加一定的軌跡機動能力,配合水平反沖發(fā)動機實現(xiàn)可控下降[8]。

3.3 動力下降段

當高度下降到1 500～2 000m,速度100m/s左右時后擋板分離,制動發(fā)動機點火開始動力下降。動力下降段狀態(tài)變化比較平緩,導(dǎo)航測量信息多且精度較高,影響著陸精度的主要是制導(dǎo)控制精度?！盎鹦强茖W(xué)實驗室”沿用了“阿波羅”登月艙的多項式制導(dǎo)方法,通過多項式擬合出一條加速度曲線,調(diào)整姿態(tài)與推力跟蹤加速度曲線。兩者不同的是“阿波羅”登月艙是有人的,可以識別障礙并進行相應(yīng)的規(guī)避機動,而“火星科學(xué)實驗室”目前還不具備自主障礙檢測規(guī)避能力。

整個動力下降過程可以劃分為3個階段:動力接近段、常值速度段、常值加速度段。

1)動力接近段主要是為了減小下降速度,消除水平速度。

2)探測器沿著預(yù)先規(guī)劃好的軌跡運動到著陸點上空100m處,然后開始以20m/s的常值速度垂直下降,保持固定速度是為了消除高度測量誤差,因為在擋熱板分離以后探測器上雷達雖然開機工作了,但是在降落傘下降階段和動力接近段探測器高度較高,測量精度較差。

3)當高度下降到50m左右時開始以常值加速度下降,下降速度由20m/s減小到0.75m/s,此時探測器距離火星表面約21m,關(guān)閉4臺制動發(fā)動機開始“空中吊車”著陸。

動力下降段的姿態(tài)與發(fā)動機控制至關(guān)重要,直接影響到能否成功著陸?！盎鹦强茖W(xué)實驗室”的動力下降系統(tǒng)由8個推力范圍從400～3 000N的變推力發(fā)動機組成[5]。推力方向與探測器垂直軸線方向呈一定夾角,這樣布置是為了消除發(fā)動機氣流吹起的巖石灰塵等對火星車和下降傳感器的影響,同時還可以起到姿態(tài)控制的作用?！盎鹦强茖W(xué)實驗室”總共攜帶390kg燃料,其中大部分消耗在動力下降段,表6中列出了動力下降段各階段燃料消耗情況[7,9]。

表6 各階段燃料消耗統(tǒng)計數(shù)據(jù)

3.4 “空中吊車”著陸方案

“火星科學(xué)實驗室”采用了不同于以往的著陸緩沖方案——“空中吊車”著陸方式。著陸操作開始后下降平臺保持0.75m/s的下降速度,同時以0.75m/s的速度釋放吊索和火星車,整個吊索全長7.5m。當?shù)跛魅酷尫乓院?繼續(xù)保持0.75m/s的下降速度直到火星車著陸,然后斷開吊索,下降平臺垂直上升一段時間改變姿態(tài)啟動全部發(fā)動機飛走[6-8],具體過程見圖2。這種著陸方式可以保證火星車不受發(fā)動機氣流影響,不需要像“鳳凰號”那樣提前關(guān)閉制動發(fā)動機,也不需要設(shè)計復(fù)雜的緩沖吸能裝置,使著陸有效載荷的質(zhì)量進一步得到提高,見圖7?；鹦擒囍懸揽?個輪子進行緩沖,著陸速度小,著陸安全性好,可以在坡度不超過15°、巖石高度不超過0.55m的復(fù)雜地形著陸[4],見圖8。

圖7 “鳳凰號“和“火星科學(xué)實驗室”的著陸器

圖8 發(fā)動機氣流影響

4 結(jié)束語

進入、下降與著陸技術(shù)是火星探測的核心技術(shù)之一,對整個火星探測活動的順利進行起著不可替代的作用?！盎鹦强茖W(xué)實驗室”著陸質(zhì)量更大,著陸精度和安全性要求更高,系統(tǒng)更復(fù)雜,對導(dǎo)航制導(dǎo)與控制技術(shù)提出了更高的要求?！盎鹦强茖W(xué)實驗室”在繼承已有成熟技術(shù)基礎(chǔ)之上,開創(chuàng)性地運用了一些新技術(shù)新方法,如進入制導(dǎo)、動力下降、空中吊車著陸等。隨著火星探測的不斷深入,未來采樣返回、載人登陸等任務(wù)還需要探測器具備精確著陸和自主障礙檢測與規(guī)避能力,火星進入、下降與著陸技術(shù)還有待進一步的發(fā)展。

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