載人月球軟著陸GNC技術(shù)研究

李 驥，張洪華，張曉文，關(guān)軼峰

(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)

1 引言

進(jìn)入二十一世紀(jì)，月球探測(cè)再次掀起熱潮，美國(guó)、俄羅斯、歐空局、印度、日本、以色列都制定了相應(yīng)的月球探測(cè)計(jì)劃。與此同時(shí)，中國(guó)探月工程按照繞、落、回三步走的計(jì)劃穩(wěn)步推進(jìn)，已于2013年、2019年和2020年成功將嫦娥三號(hào)、四號(hào)和五號(hào)著陸器送上月球表面。在無(wú)人月球探測(cè)項(xiàng)目完成后，載人登月將成為中國(guó)航天后續(xù)發(fā)展的重要方向之一。面對(duì)中國(guó)的有力競(jìng)爭(zhēng)，美國(guó)提出了阿爾忒彌斯計(jì)劃(Artemis Project)，旨在實(shí)現(xiàn)人類(lèi)重返月球并建立永久月球基地[1]。

中國(guó)實(shí)施載人月球登陸需要借鑒大量無(wú)人月球探測(cè)任務(wù)中積累的技術(shù)經(jīng)驗(yàn)，考慮到載人任務(wù)的特殊性，必須采用一些新技術(shù)和新設(shè)計(jì)。載人登月任務(wù)的新特點(diǎn)包括：①飛行器的規(guī)模和質(zhì)量更大，控制方式會(huì)發(fā)生變化；②從任務(wù)科學(xué)價(jià)值和著陸安全性的角度以及面對(duì)建設(shè)月球基地的終極目標(biāo)考慮，著陸精度需要大幅提高，達(dá)到優(yōu)于百米的定點(diǎn)著陸水平，需要制導(dǎo)和導(dǎo)航技術(shù)有跨越式進(jìn)步；③從發(fā)揮人在著陸過(guò)程中的主觀能動(dòng)性角度出發(fā)，需要航天員作為駕駛員，而不僅僅是乘客參與著陸過(guò)程控制，這對(duì)著陸手動(dòng)控制技術(shù)提出了新需求。其中，核心的關(guān)鍵技術(shù)包括：①為解決定點(diǎn)著陸高精度導(dǎo)航需求提出的陸標(biāo)圖像導(dǎo)航技術(shù)、信標(biāo)導(dǎo)航技術(shù)；②為解決定點(diǎn)著陸高精度落點(diǎn)控制問(wèn)題提出的變推力航程可控制導(dǎo)技術(shù)；③針對(duì)大型著陸器動(dòng)力下降過(guò)程姿軌耦合控制提出的推力矢量控制技術(shù)、并聯(lián)發(fā)動(dòng)機(jī)協(xié)同控制技術(shù)；④針對(duì)著陸有人駕駛問(wèn)題提出的手動(dòng)著陸控制技術(shù)。這些技術(shù)中有些已經(jīng)在阿波羅登月任務(wù)中得到解決，比如推力矢量控制技術(shù)；有些在阿波羅登月任務(wù)中進(jìn)行了成功的應(yīng)用，但在新一代載人登月項(xiàng)目中仍不斷發(fā)展，例如手動(dòng)著陸控制技術(shù)；還有一些技術(shù)對(duì)于國(guó)外載人登月項(xiàng)目也是新的需求和挑戰(zhàn)，比如定點(diǎn)著陸導(dǎo)航、高精度定點(diǎn)著陸制導(dǎo)等。這些技術(shù)在中國(guó)現(xiàn)有的無(wú)人著陸器上均未曾使用，是載人月球著陸亟需解決的關(guān)鍵問(wèn)題。

本文針對(duì)載人月球著陸任務(wù)的新需求，以中國(guó)無(wú)人月球探測(cè)器制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制(Guidance Navigation and Control, GNC)技術(shù)為基礎(chǔ)，從導(dǎo)航、制導(dǎo)、控制以及手動(dòng)著陸控制4個(gè)方面展開(kāi)論述，提出滿足任務(wù)要求的GNC技術(shù)解決途徑。

2 載人軟著陸的導(dǎo)航技術(shù)

2.1 無(wú)人著陸導(dǎo)航技術(shù)

中國(guó)無(wú)人月球著陸器所使用的導(dǎo)航方案是慣性導(dǎo)航結(jié)合測(cè)距、測(cè)速修正[2]。慣性導(dǎo)航提供整個(gè)著陸動(dòng)力下降過(guò)程動(dòng)態(tài)環(huán)境下連續(xù)的位置、速度和姿態(tài)解算。但對(duì)于月球軟著陸任務(wù)來(lái)說(shuō)，慣性導(dǎo)航的初始位置、速度一般由地面測(cè)定軌提供，不可避免地存在誤差，再加上慣性器件自身的測(cè)量誤差，以上將導(dǎo)致著陸時(shí)刻著陸器慣性導(dǎo)航提供的絕對(duì)位置、速度存在較大的偏差，這必然影響著陸安全。另一方面，月球表面存在地形起伏，慣性導(dǎo)航是一種絕對(duì)導(dǎo)航方式，無(wú)法提供滿足精度要求的相對(duì)月面的導(dǎo)航解算結(jié)果。

測(cè)距敏感器能夠獲取沿波束方向的相對(duì)月面的距離，經(jīng)過(guò)姿態(tài)轉(zhuǎn)換后，可以獲得相對(duì)月面的高度信息；測(cè)速敏感器能夠獲得沿波束方向的對(duì)月速度分量，只要有3個(gè)不共面波束，就可以完整地提供對(duì)月速度矢量。因此，使用測(cè)距和測(cè)速修正能夠大幅提高慣性導(dǎo)航系統(tǒng)在高程和速度上的精度，滿足著陸安全需要。但是這種導(dǎo)航方式難以獲得高精度的水平位置信息。一方面，慣性導(dǎo)航受到初始誤差、慣性器件誤差的影響，其誤差本身就處在不斷增大的狀態(tài)；另一方面，測(cè)距修正雖然能夠提供高程信息，但無(wú)法提供水平位置信息，而測(cè)速的引入也只能抑制水平位置誤差的發(fā)散，不能消除已經(jīng)積累的水平位置誤差。

在現(xiàn)有技術(shù)條件下，中國(guó)無(wú)人月球探測(cè)器落月時(shí)的導(dǎo)航水平位置誤差一般在1～2 km量級(jí)，如圖1所示，這顯然不能滿足載人定點(diǎn)著陸百米著陸誤差的要求。

圖1 嫦娥著陸過(guò)程終端導(dǎo)航水平位置誤差散布Fig.1 Terminal navigation error dispersion of Chang’e Lunar lander in horizontal plane

2.2 載人著陸導(dǎo)航技術(shù)選擇

提高導(dǎo)航水平位置精度的關(guān)鍵就是引入新的能夠提供高精度水平位置測(cè)量的敏感器。月球環(huán)境下可行的方式主要有2種：陸標(biāo)圖像導(dǎo)航和信標(biāo)導(dǎo)航。

2.2.1 陸標(biāo)圖像導(dǎo)航

陸標(biāo)圖像導(dǎo)航又稱(chēng)為地形相對(duì)導(dǎo)航(Terrain Relative Navigation, TRN)，其基本原理是利用預(yù)先拍攝的目標(biāo)天體局部地形圖像或建立的地形模型作為地圖，下降過(guò)程實(shí)時(shí)拍攝星下點(diǎn)圖像，通過(guò)在預(yù)制地圖上尋找并匹配特征點(diǎn)(稱(chēng)為陸標(biāo))，確定自身的位置，并修正導(dǎo)航系統(tǒng)的位置、速度估值[3]。它包括地形地圖的制備、陸標(biāo)圖像定位和導(dǎo)航濾波修正3個(gè)步驟[4](圖 2)。該技術(shù)在小天體探測(cè)項(xiàng)目上不斷得到測(cè)試和完善，并曾計(jì)劃用于NASA的Altair載人月球著陸器中[5]。

圖2 地形相對(duì)導(dǎo)航實(shí)施步驟 Fig.2 Terrain relative navigation methodology

地圖制備需要著陸器或其他探測(cè)器在先期繞月飛行時(shí)通過(guò)長(zhǎng)期觀測(cè)獲取。地圖有2種類(lèi)型：一種是直接拍攝的正視投影二維圖，即繞月飛行器拍攝的月圖；另一種是三維地形數(shù)據(jù)庫(kù)，在進(jìn)行導(dǎo)航圖像匹配前，根據(jù)著陸過(guò)程中的光照強(qiáng)度、入射角、著陸器飛行高度，從三維地形數(shù)據(jù)中渲染出二維的預(yù)測(cè)圖。第一種類(lèi)型地形數(shù)據(jù)庫(kù)水平分辨率較高，但匹配時(shí)受光照條件影響很大，在月球極區(qū)地區(qū)(太陽(yáng)高度角很低)精度較差；第二種類(lèi)型地形數(shù)據(jù)庫(kù)水平分辨率較低，渲染二維預(yù)測(cè)圖時(shí)計(jì)算量較大，但在低太陽(yáng)高度角條件下，精度較高。

圖像導(dǎo)航的核心在目標(biāo)識(shí)別和圖像匹配。著陸月球時(shí)，月表圖像中最具有代表性的特征就是隕石坑。隕石坑的特征是陽(yáng)光照射一面，亮度較高；背光一面，亮度較低，因此存在較大的灰度差。根據(jù)這種特性，利用一定圓內(nèi)的灰度對(duì)比，可以識(shí)別出隕石坑(圖 3)。識(shí)別出隕石坑后，不同的隕石坑構(gòu)成三角形，與模板里的隕石坑三角形進(jìn)行匹配(圖 4)，得到每個(gè)隕石坑的具體編號(hào)值，完成粗匹配。為了提高匹配精度，還可以利用尺度不變特征變換算子(Scale-Invariant Feature Transform，SIFT)進(jìn)行精匹配。

圖3 隕石坑識(shí)別和提取 Fig.3 Crater detection on real surface image

圖4 隕石坑三角形匹配 Fig.4 Crater matching with triangle algorithm

2.2.2 信標(biāo)導(dǎo)航

信標(biāo)導(dǎo)航是一種構(gòu)建人造標(biāo)識(shí)的導(dǎo)航手段，其基本原理與GPS衛(wèi)星導(dǎo)航類(lèi)似。該方式需要人為布置一個(gè)或多個(gè)信標(biāo)機(jī)，信標(biāo)機(jī)的位置已精確測(cè)定，在著陸過(guò)程通過(guò)雷達(dá)/接收機(jī)接收信標(biāo)機(jī)發(fā)出的信號(hào)，解算自身的位置信息。

信標(biāo)機(jī)的布置位置可以考慮預(yù)先發(fā)射或任務(wù)中運(yùn)行在月球軌道上的飛行器，或者由之前的著陸器攜帶到月球表面。無(wú)論如何，信標(biāo)導(dǎo)航都需要其他飛行器配合，因此不適合獨(dú)立的探測(cè)任務(wù)，比較適合大規(guī)模、連續(xù)、系統(tǒng)性的任務(wù)。信標(biāo)機(jī)布置在月球軌道飛行器上時(shí)，受到軌道運(yùn)動(dòng)周期的影響，需要數(shù)量眾多的飛行器才能做到全時(shí)段覆蓋。對(duì)基地類(lèi)任務(wù)，最好的選擇是將信標(biāo)機(jī)提前由其他著陸器攜帶到目標(biāo)著陸區(qū)域。信標(biāo)機(jī)的種類(lèi)會(huì)對(duì)信標(biāo)在月面的布局方式產(chǎn)生影響。信標(biāo)機(jī)能夠提供距離、速度、角度等幾種信息的全部或部分[6]。對(duì)于既能提供距離也能提供角度測(cè)量的信標(biāo)，相當(dāng)于直接給出了完整的相對(duì)位置信息，單一信標(biāo)機(jī)就可以完成對(duì)著陸的引導(dǎo)，布局的選擇只要保證可見(jiàn)性即可。而對(duì)于只能提供距離測(cè)量的信標(biāo)，由于信息并不完備，需要多個(gè)信標(biāo)協(xié)助。Stephan等[7]研究表明，信標(biāo)不能布置在下降軌道平面內(nèi)，而必須在垂直該平面一定距離的位置上，且最好能夠沿下降運(yùn)動(dòng)平面間隔布置多個(gè)信標(biāo)機(jī)，才能提供持續(xù)和高精度的信標(biāo)導(dǎo)航。但這種布局方式在工程實(shí)施上代價(jià)巨大，所以具備完整相對(duì)方位測(cè)量的信標(biāo)接收機(jī)或雷達(dá)是最為恰當(dāng)?shù)倪x擇。

2.2.3 定點(diǎn)著陸導(dǎo)航方案

綜合考慮載人登月任務(wù)各方面的可實(shí)現(xiàn)性，對(duì)于單次或多次任務(wù)中的首次著陸，可以采用的導(dǎo)航方法應(yīng)是慣性+測(cè)距和測(cè)速修正+陸標(biāo)圖像導(dǎo)航。而對(duì)于多次著陸的建站任務(wù)，可以在前者的基礎(chǔ)上增加信標(biāo)導(dǎo)航，將信標(biāo)安裝在首個(gè)著陸器上，并為后續(xù)著陸器提供導(dǎo)航服務(wù)。需要注意的是，信標(biāo)機(jī)安裝在月面，由于著陸器飛行距離在400 km以上，受到月球曲率的影響，著陸器在動(dòng)力下降前期位于信標(biāo)機(jī)所處位置的地平線以下，需要等到著陸器從地平線升起后才可使用，因此信標(biāo)導(dǎo)航只能用于著陸后期。整個(gè)著陸組合導(dǎo)航的系統(tǒng)框架如圖5所示。

圖5 月球著陸導(dǎo)航系統(tǒng)框架Fig.5 Navigation system architecture for iunar landing

對(duì)這種慣性+測(cè)距和測(cè)速修正+陸標(biāo)圖像導(dǎo)航+信標(biāo)導(dǎo)航(著陸后期)的組合方案進(jìn)行仿真驗(yàn)證，仿真從15 km×100 km環(huán)月軌道近月點(diǎn)開(kāi)始，設(shè)定導(dǎo)航相機(jī)在2000 m高度以上每5 s獲得一幅導(dǎo)航圖像，并進(jìn)行陸標(biāo)導(dǎo)航；測(cè)距和測(cè)速敏感器從6000 m高度到20 m高度區(qū)間內(nèi)提供高程和速度修正；信標(biāo)導(dǎo)航從著陸器相對(duì)信標(biāo)機(jī)的高度角大于10°后引入，仿真結(jié)果如圖6所示?？梢钥吹剑宏憳?biāo)圖像導(dǎo)航引入系統(tǒng)后，位置和速度誤差迅速縮??；到信標(biāo)引入時(shí)，由于誤差特性的變化會(huì)引起導(dǎo)航誤差出現(xiàn)一定程度的波動(dòng)，但隨高度的下降誤差會(huì)逐漸減??；在著陸的最后階段，受到月塵和敏感器視場(chǎng)的影響，只能使用慣性導(dǎo)航，因此導(dǎo)航誤差會(huì)在最后20 s時(shí)間內(nèi)略微增大，但到觸月時(shí)著陸導(dǎo)航誤差仍在10 m以?xún)?nèi)，滿足定點(diǎn)著陸需求。

圖6 著陸導(dǎo)航位置誤差Fig.6 Position determination error of landing navigation system

3 載人軟著陸的制導(dǎo)技術(shù)

3.1 無(wú)人著陸制導(dǎo)技術(shù)基礎(chǔ)

中國(guó)無(wú)人月球軟著陸采用的制導(dǎo)技術(shù)與飛行階段密切相關(guān)，不同的階段采用不同的制導(dǎo)律，這是由不同階段各自的任務(wù)目標(biāo)決定的。以嫦娥三號(hào)為例，著陸過(guò)程分為主減速、快速調(diào)整、接近、懸停、避障和緩速下降[8]，每個(gè)階段的任務(wù)目標(biāo)和采用的制導(dǎo)律如圖7所示[9]。

圖7 嫦娥三號(hào)探測(cè)器軟著陸動(dòng)力下降飛行階段[9]Fig.7 Powered descent trajectory design of Chang’E-3[9]

主減速段的主要任務(wù)是降低減速開(kāi)始時(shí)刻的軌道速度，推進(jìn)劑消耗優(yōu)化是該段制導(dǎo)律的主要設(shè)計(jì)目標(biāo)。采用自適應(yīng)動(dòng)力顯式制導(dǎo)方法，發(fā)動(dòng)機(jī)處于最大推力狀態(tài)，標(biāo)稱(chēng)航程達(dá)到了430 km，占整個(gè)下降過(guò)程的絕大部分。

快速調(diào)整段是一個(gè)銜接過(guò)程，用于銜接前后兩段在推力大小和推力方向上的不同。制導(dǎo)參數(shù)利用主減速制導(dǎo)律的預(yù)報(bào)過(guò)程計(jì)算完成，快速調(diào)整段飛行距離約為1 km。

接近段的主要任務(wù)是對(duì)著陸區(qū)成像并進(jìn)行粗避障。接近段制導(dǎo)必須能夠滿足制導(dǎo)目標(biāo)的位置、速度、姿態(tài)以及初始高度和速度等多項(xiàng)約束，采用的是改進(jìn)的多項(xiàng)式制導(dǎo)算法。接近段飛行距離約為3 km，并有百米量級(jí)的落點(diǎn)位置調(diào)整能力。

懸停段、避障段和緩速下降段主要完成精避障和最終關(guān)機(jī)軟著陸，采用的是高度、速度六自由度控制算法。這個(gè)階段著陸器水平移動(dòng)范圍比較小，只有±20 m左右。

這種飛行軌跡和制導(dǎo)方案設(shè)計(jì)與美國(guó)阿波羅Eagle登月艙和Altair載人月球著陸器思路基本相似，但增加了接力避障能力。

從整個(gè)飛行過(guò)程看，對(duì)航程貢獻(xiàn)最大的是主減速段，由于該階段制導(dǎo)律使用發(fā)動(dòng)機(jī)最大推力進(jìn)行減速，所以發(fā)動(dòng)機(jī)最大推力的偏差會(huì)影響減速的效率，使得下降航程出現(xiàn)散布。以嫦娥三號(hào)著陸器動(dòng)力下降過(guò)程為例，動(dòng)力下降初始點(diǎn)為15 km×100 km近月點(diǎn)，主發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火時(shí)的標(biāo)稱(chēng)初始推重比為0.27(推力/(初始質(zhì)量×地球G))。假定在動(dòng)力下降初始軌道和著陸器初始質(zhì)量不變的條件下，當(dāng)主發(fā)動(dòng)機(jī)推力出現(xiàn)偏差，偏差范圍為±3%時(shí)(意味著初始推重比變化±3%)，主減速航程會(huì)有±15 km的偏差(圖8)。而接近段由于飛行高度比較低、速度比較小，大范圍的位置調(diào)整需要付出巨大的推進(jìn)劑代價(jià)，設(shè)計(jì)上只有百米量級(jí)的水平位置調(diào)整能力，所以不可能通過(guò)接近段來(lái)消除主減速段由主發(fā)動(dòng)機(jī)最大推力偏差引起的航程偏差。因此，為了實(shí)現(xiàn)定點(diǎn)著陸，必須在主減速段實(shí)現(xiàn)終端位置的控制。

圖8 發(fā)動(dòng)機(jī)最大推力的偏差造成主減速航程的偏差Fig.8 Downrange dispersion by engine thrust bias in braking phase

最優(yōu)控制理論研究表明，當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)推力固定時(shí)，只能實(shí)現(xiàn)終端位置、速度共6個(gè)分量中的5個(gè)分量可控[10]?，F(xiàn)有無(wú)人著陸器均放棄了制導(dǎo)律對(duì)航程的約束，因此對(duì)于未來(lái)定點(diǎn)著陸任務(wù)來(lái)說(shuō)，最關(guān)鍵的就是增加主減速過(guò)程對(duì)航程的控制，這必須在制導(dǎo)和推進(jìn)技術(shù)上做出2個(gè)重要改變：

1)制導(dǎo)律必須能夠根據(jù)航程偏差，調(diào)整制導(dǎo)參數(shù)及制動(dòng)推力，實(shí)現(xiàn)對(duì)終端位置、速度6個(gè)分量的閉環(huán)控制。

2)從推進(jìn)系統(tǒng)角度出發(fā)，必須具備主減速過(guò)程改變制動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)推力大小的能力。其手段可以是在主發(fā)動(dòng)機(jī)最大推力附近增加變推力調(diào)整區(qū)間或者在主發(fā)動(dòng)機(jī)之外增加輔助發(fā)動(dòng)機(jī)，來(lái)提供額外的變推力能力。

3.2 載人軟著陸制導(dǎo)技術(shù)選擇

定點(diǎn)著陸制導(dǎo)的關(guān)鍵是如何調(diào)整制動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)推力。對(duì)于該問(wèn)題的研究可以分為2種不同的思路：

1)從最優(yōu)控制理論的角度出發(fā)，直接研究制導(dǎo)律。根據(jù)理論研究結(jié)果，對(duì)于終端位置、速度全約束的任務(wù)目標(biāo)來(lái)說(shuō)，發(fā)動(dòng)機(jī)推力一定是最小-最大或者最大-最小-最大這種Bang-Bang控制模式[11]，直接求出最優(yōu)控制問(wèn)題的解析解非常困難。目前理論界的常用方法是將最優(yōu)控制問(wèn)題轉(zhuǎn)化為優(yōu)化問(wèn)題，然后用非線性規(guī)劃、凸優(yōu)化等方法予以解決[12]。但是，數(shù)值優(yōu)化計(jì)算量較大，使得在計(jì)算能力有限的器載計(jì)算機(jī)上在線求解比較困難，所以影響這種方法實(shí)用性的關(guān)鍵是高效且經(jīng)專(zhuān)門(mén)編寫(xiě)優(yōu)化的求解器[13-14]。

2)在現(xiàn)有的常推力顯式制導(dǎo)的技術(shù)上升級(jí)，增加航程控制能力。顯式制導(dǎo)由于不需要參考軌跡，能夠根據(jù)下降過(guò)程中實(shí)時(shí)獲取的狀態(tài)信息，自主調(diào)整制導(dǎo)參數(shù)，因此魯棒性很好?，F(xiàn)有無(wú)人著陸器在主減速段制導(dǎo)的主要問(wèn)題是不具備航程調(diào)節(jié)能力，這成為制導(dǎo)律改進(jìn)的主要方向。

工程上可行的方案是基于預(yù)測(cè)-校正思想的計(jì)算方法，借助現(xiàn)有制導(dǎo)算法已具備的終端位置預(yù)報(bào)能力，通過(guò)比較預(yù)測(cè)終端與目標(biāo)終端位置的偏差，迭代調(diào)整發(fā)動(dòng)機(jī)推力，找到某個(gè)推力數(shù)值，使得制導(dǎo)預(yù)測(cè)終端與目標(biāo)終端位置匹配[15]。對(duì)于3.1節(jié)的實(shí)例，假設(shè)發(fā)動(dòng)機(jī)的最大推力有±3%的偏差，但發(fā)動(dòng)機(jī)最大推力的90%～100%區(qū)間推力可調(diào)，將目標(biāo)航程設(shè)為460 km(比發(fā)動(dòng)機(jī)偏差下的最大航程稍大，以留出控制裕度)，使用航程可控顯式制導(dǎo)律進(jìn)行落點(diǎn)控制，仿真結(jié)果如圖 9所示，結(jié)果表明該制導(dǎo)律能夠通過(guò)變推力調(diào)節(jié)克服發(fā)動(dòng)機(jī)最大推力偏差的影響，在不同最大推力偏差下獲得近乎一致的下降軌跡控制結(jié)果。

圖9 主發(fā)動(dòng)機(jī)推力偏差條件下主減速航程控制結(jié)果Fig.9 Downrange control in braking phase with thrust bias

4 載人軟著陸的控制技術(shù)

4.1 無(wú)人著陸控制技術(shù)基礎(chǔ)

中國(guó)無(wú)人月球著陸器月球軟著陸前質(zhì)量約為2 t，安裝的是固定推力方向的7500 N發(fā)動(dòng)機(jī)，著陸過(guò)程的姿態(tài)控制采用姿控推力器完成。

如果要實(shí)現(xiàn)載人登月，著陸器的質(zhì)量要增加數(shù)倍至數(shù)十倍，例如美國(guó)的阿波羅Eagle登月艙質(zhì)量為15 t，星座計(jì)劃Altair登月艙質(zhì)量為45 t。由于著陸器規(guī)模的增加，下降減速發(fā)動(dòng)機(jī)的推力也必須成比例增加。由質(zhì)心偏移、發(fā)動(dòng)機(jī)推力偏斜等造成的干擾力矩也會(huì)出現(xiàn)量級(jí)上的增長(zhǎng)。如果仍然用推力器實(shí)施姿態(tài)控制，則必須研制輸出推力達(dá)到幾百牛的姿控推力器，這種大推力的姿控推力器很難實(shí)現(xiàn)幾十毫秒的脈沖工作方式。因此，從降低系統(tǒng)復(fù)雜度的角度出發(fā)，國(guó)外目前已有的載人著陸器設(shè)計(jì)都采用了搖擺發(fā)動(dòng)機(jī)。搖擺發(fā)動(dòng)機(jī)具有兩軸調(diào)整機(jī)構(gòu)，能夠改變推力的方向，其作用包括：通過(guò)調(diào)整推力方向過(guò)著陸器的質(zhì)心，大幅降低由于推力偏斜造成的干擾力矩；有目的地調(diào)整推力方向，主動(dòng)產(chǎn)生控制力矩，可以提高快速姿態(tài)機(jī)動(dòng)時(shí)的響應(yīng)速度。

4.2 載人軟著陸控制技術(shù)選擇

載人軟著陸控制技術(shù)與推進(jìn)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)聯(lián)系非常緊密，主要有2種選擇：①新研大型搖擺發(fā)動(dòng)機(jī)，在此基礎(chǔ)上實(shí)施推力矢量控制(Thrust Vector Control, TVC)；②采用多臺(tái)成熟的變推力發(fā)動(dòng)機(jī)并聯(lián)，在此基礎(chǔ)上實(shí)施并聯(lián)發(fā)動(dòng)機(jī)異步姿軌耦合控制。

4.2.1 搖擺發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量控制

搖擺發(fā)動(dòng)機(jī)沿著陸器的縱軸安裝，其推力方向的偏轉(zhuǎn)可以產(chǎn)生著陸器2個(gè)橫軸(俯仰和偏航)方向的控制力矩；而繞縱軸(滾動(dòng))的姿態(tài)控制，單臺(tái)搖擺發(fā)動(dòng)機(jī)是不能實(shí)現(xiàn)的，需要使用姿控推力器完成。由于著陸過(guò)程繞滾動(dòng)軸一般無(wú)需姿態(tài)機(jī)動(dòng)，所以雖然推力器形成的控制力矩較小，但足夠勝任完成姿態(tài)保持類(lèi)控制任務(wù)。

TVC控制策略分為滾動(dòng)通道、俯仰/偏航通道2類(lèi)。滾動(dòng)通道仍采用控制器+脈寬調(diào)制方式實(shí)現(xiàn)，控制器可以使用相平面控制、PID控制或者其他抗干擾控制方法?？刂破饔?jì)算的指令力矩需要使用調(diào)制技術(shù)轉(zhuǎn)換為推力器的指令脈寬，形成等效姿控力矩沖量。俯仰/偏航通道采用控制器+推力搖擺方式實(shí)現(xiàn)，控制器使用PID控制或者其他抗干擾控制方法，計(jì)算出指令力矩后，通過(guò)已知發(fā)動(dòng)機(jī)的安裝位置參數(shù)，計(jì)算出相應(yīng)的指令偏角，然后由推力矢量控制機(jī)構(gòu)實(shí)施，改變推力方向，形成控制力矩[16]。推力矢量控制框圖如圖 10所示。其中，q表示姿態(tài)四元數(shù)，ω表示角速度，θ表示角度，a表示加速度；上標(biāo)b表示本體；下標(biāo)SENS表示敏感器，CMD表示指令，ERR表示誤差，x、y、z表示本體的3個(gè)坐標(biāo)軸；fT是指令推力相比滿推力的百分比；mp是預(yù)計(jì)的著陸器質(zhì)量；Kp、Ki、Kd是PID(Proportional Integral Derivative)控制器的3個(gè)系數(shù)；δy和δz是搖擺發(fā)動(dòng)機(jī)在y、z軸方向的擺角；PWM是指脈寬調(diào)制(Pulse Width Modulation)。

圖10 推力矢量控制系統(tǒng)框圖Fig.10 Block diagram of TVC control system

4.2.2 并聯(lián)發(fā)動(dòng)機(jī)異步姿軌耦合控制

立足工程實(shí)現(xiàn)，多臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)并聯(lián)安裝也能提供著陸器制導(dǎo)系統(tǒng)需要的制動(dòng)推力，而且并聯(lián)發(fā)動(dòng)機(jī)在火箭、飛船等航天器上也是常用的安裝方式。

但是通常并聯(lián)發(fā)動(dòng)機(jī)的姿態(tài)控制仍是由其他裝置實(shí)現(xiàn)的，例如火箭上使用的空氣舵、燃?xì)舛娴?，飛船上的姿控推力器等。理論上說(shuō)，由于著陸任務(wù)需要變推力發(fā)動(dòng)機(jī)，而并聯(lián)的變推力發(fā)動(dòng)機(jī)可以主動(dòng)調(diào)整各臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)工作在不同的推力下，使得總推力滿足制導(dǎo)需要，而各臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)不同推力形成的力矩又恰好等于姿控力矩。這種控制方式在原理上是可行的，但工程使用還有相當(dāng)多的問(wèn)題需要解決。主要包括：①執(zhí)行機(jī)構(gòu)的性能問(wèn)題，包含各臺(tái)變推力發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)的速率、同步性、精度以及發(fā)動(dòng)機(jī)本身的可靠性；②控制器對(duì)各發(fā)動(dòng)機(jī)指令力矩的動(dòng)態(tài)分配，包含快速優(yōu)化算法、控制力/控制力矩的包絡(luò)約束等。

5 手動(dòng)著陸控制技術(shù)

手動(dòng)著陸控制是載人月球軟著陸與無(wú)人月球著陸最顯而易見(jiàn)的區(qū)別。事實(shí)上手動(dòng)著陸成為阿波羅登月任務(wù)中唯一使用的控制方式。

阿波羅Eagle登月艙的手動(dòng)控制只在進(jìn)入接近段后開(kāi)始，制動(dòng)(主減速)段并沒(méi)有設(shè)計(jì)。Eagle登月艙接近段以后的GNC系統(tǒng)軟件設(shè)計(jì)有4種程序，分別是P64、P65、P66和P67[17]。P64用于接近段，航天員可以通過(guò)手柄設(shè)定目標(biāo)著陸點(diǎn)，飛行過(guò)程自動(dòng)控制；P65用于最終下降段，自動(dòng)消除水平速度，維持姿態(tài)豎直，并保持勻速下降；P66是手控的半自動(dòng)控制模式，其姿態(tài)控制通過(guò)姿控手柄以RCAH(Rate-Control Attitude Hold)方式完成。它的工作方式為：姿控手柄在俯仰和偏航方向的偏轉(zhuǎn)等比例生成目標(biāo)角速度指令，自動(dòng)控制系統(tǒng)跟蹤該角速度指令，當(dāng)手柄回零后，以當(dāng)前姿態(tài)為基準(zhǔn)進(jìn)行姿態(tài)保持。當(dāng)航天員通過(guò)手柄使得飛行姿態(tài)傾斜后，就會(huì)由主發(fā)動(dòng)機(jī)在對(duì)應(yīng)方向上產(chǎn)生水平加速度分量，從而實(shí)現(xiàn)水平方向的平動(dòng)運(yùn)動(dòng)控制。垂直方向采用步進(jìn)下降速度控制模式(Incremental Rate-of-Descent, ROD)控制。由航天員通過(guò)撥動(dòng)開(kāi)關(guān)調(diào)整目標(biāo)下降速度(步長(zhǎng)為0.3 m/s)，并由控制系統(tǒng)自動(dòng)跟蹤下降速率；P67是全手動(dòng)控制模式，它的姿態(tài)控制方式與P66相同，也是通過(guò)姿控手柄以RCAH方式完成，但是它的垂向運(yùn)動(dòng)控制則是由航天駕駛員直接控制發(fā)動(dòng)機(jī)推力大小來(lái)實(shí)現(xiàn)。

在阿波羅Eagle登月艙的實(shí)際飛行中，P65全自動(dòng)著陸與P67全手動(dòng)著陸均沒(méi)有使用。阿波羅Eagle登月艙的著陸手動(dòng)控制方案如圖11所示。

圖11 阿波羅登月艙的著陸手動(dòng)控制方案Fig.11 Manual control mode of Apollo Lunar lander

美國(guó)重啟重返月球計(jì)劃后，新登月飛行器的手動(dòng)控制方案也在持續(xù)研究之中。除RCAH控制策略以外，還有其他選擇：①以阿波羅飛船研制階段提出的備選手動(dòng)控制策略為基礎(chǔ)發(fā)展出的一種手動(dòng)速度控制策略。其基本特點(diǎn)是由自控系統(tǒng)保持飛行姿態(tài)垂直，側(cè)向速度指令通過(guò)手柄傾斜發(fā)出，然后由平移推力器執(zhí)行[17]。②以直升機(jī)懸?？刂茷閰⒖嫉腁CVH/HH+IPC的控制方式[18]。ACVH(Attitude Command Velocity Hold)表示姿態(tài)控制手柄偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的是目標(biāo)姿態(tài)，手柄回零后飛行姿態(tài)不再傾斜，水平速度得以保持，HH(Hover Hold)表示懸停保持，IPC(Incremental Position Command)表示位置增量控制。當(dāng)姿態(tài)手柄傾斜超過(guò)一定閾值后，產(chǎn)生傾斜角度指令，著陸器根據(jù)該指令傾斜飛行姿態(tài)，造成主發(fā)動(dòng)機(jī)推力偏離重力方向，產(chǎn)生橫向加速度，推動(dòng)著陸器平飛；當(dāng)姿態(tài)手柄回零后，飛行姿態(tài)恢復(fù)垂直，著陸器橫向飛行速度保持不變；如果姿態(tài)回零時(shí)，著陸器的橫向速度小于某閾值，那么就可以使用平動(dòng)手柄進(jìn)行水平位置的步進(jìn)控制，即水平手柄朝某個(gè)方向推動(dòng)一次，產(chǎn)生一個(gè)平移位置的步進(jìn)增量，然后由著陸器自動(dòng)控制系統(tǒng)按照該目標(biāo)，通過(guò)平動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生水平推力來(lái)實(shí)現(xiàn)位置控制。

中國(guó)在載人航天交會(huì)對(duì)接過(guò)程中已掌握了手動(dòng)對(duì)接的控制技術(shù)，中國(guó)手動(dòng)對(duì)接控制也包括姿態(tài)控制手柄和平移控制手柄2個(gè)部分。手動(dòng)姿態(tài)控制采取的也是RCAH控制方式，即傾斜手柄產(chǎn)生等比例角速度指令信號(hào)，手柄回零后保持當(dāng)前角度偏轉(zhuǎn)。平動(dòng)控制則是通過(guò)平動(dòng)手柄傾斜產(chǎn)生對(duì)應(yīng)方向的平動(dòng)噴氣指令。

由于載人月球著陸器也需要進(jìn)行交會(huì)對(duì)接，因此著陸手動(dòng)控制技術(shù)應(yīng)與對(duì)接手動(dòng)控制技術(shù)一起來(lái)進(jìn)行考慮?；痉桨赴ǎ?/p>

1)手動(dòng)姿控采用RCHA控制策略。通過(guò)控制姿態(tài)傾斜產(chǎn)生平移推力，可以用于大范圍的平移機(jī)動(dòng)。

2)手動(dòng)平動(dòng)控制采用半自動(dòng)和純手動(dòng)控制方式。半自動(dòng)控制時(shí)，平動(dòng)手柄的傾斜用于產(chǎn)生目標(biāo)水平速度或目標(biāo)水平位置的步進(jìn)；純手動(dòng)控制時(shí)，直接控制平動(dòng)推力器的開(kāi)關(guān)機(jī)。

3)垂直控制分為自動(dòng)控制、半自動(dòng)控制和手動(dòng)控制3種。自動(dòng)控制按照制導(dǎo)律自動(dòng)進(jìn)行垂直通道位置、速度控制；半自動(dòng)控制通過(guò)操縱桿或撥動(dòng)開(kāi)關(guān)設(shè)定目標(biāo)下降速度，由自控系統(tǒng)進(jìn)行跟蹤；全手動(dòng)控制通過(guò)操縱桿或撥動(dòng)開(kāi)關(guān)直接操作發(fā)動(dòng)機(jī)推力大小。

從國(guó)外飛行實(shí)踐看，著陸過(guò)程全手動(dòng)控制是非常困難的，應(yīng)以半自動(dòng)控制為主，人工操作用于設(shè)定目標(biāo)指令，然后由自控系統(tǒng)去跟蹤該指令。人直接控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)模式僅在設(shè)計(jì)上予以保留，用于緊急情況下的故障應(yīng)對(duì)。

6 結(jié)論

本文以現(xiàn)有無(wú)人月球著陸GNC設(shè)計(jì)為基礎(chǔ)，詳細(xì)分析了現(xiàn)有技術(shù)對(duì)于完成載人月球軟著陸的不足，并提出了以下主要技術(shù)解決途徑：

1)利用陸標(biāo)圖像導(dǎo)航、信標(biāo)導(dǎo)航技術(shù)提高導(dǎo)航位置精度；

2)采用航程可控顯式制導(dǎo)技術(shù)實(shí)現(xiàn)落點(diǎn)位置、速度六分量的全部約束；

3)采用推力矢量控制技術(shù)、并聯(lián)發(fā)動(dòng)機(jī)異步控制技術(shù)解決大質(zhì)量載人著陸器的姿軌耦合控制；

4)設(shè)計(jì)半自動(dòng)/手動(dòng)控制策略實(shí)現(xiàn)有人參與的著陸控制。