小行星撞擊探測(cè)自主導(dǎo)航與制導(dǎo)控制方法

劉 璟，朱圣英，唐玉華，徐 瑞

（1.北京理工大學(xué) 深空探測(cè)技術(shù)研究所，北京 100081；2.深空自主導(dǎo)航與控制工信部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100081；3.深空探測(cè)實(shí)驗(yàn)室，北京 100080）

引 言

小行星由于個(gè)體小、內(nèi)部活動(dòng)穩(wěn)定、演化程度低，保存了豐富的科學(xué)信息，對(duì)研究小行星乃至整個(gè)太陽(yáng)系的起源和演變非常重要，具有極高的探索價(jià)值[1]。對(duì)小行星高速撞擊，分析由撞擊產(chǎn)成的噴射物和在目標(biāo)天體上形成彈坑的大小，可確定目標(biāo)小行星的組成成分及內(nèi)部元素[2]；同時(shí)研究撞擊后小行星軌道的偏移情況[3]，驗(yàn)證動(dòng)能撞擊技術(shù)在小行星防御任務(wù)的可實(shí)現(xiàn)性。

導(dǎo)航與制導(dǎo)控制技術(shù)作為小行星探測(cè)器的關(guān)鍵技術(shù)，其水平?jīng)Q定了探測(cè)器的功能和性能，關(guān)系著探測(cè)任務(wù)的成功與否。先進(jìn)的導(dǎo)航與控制方法，可提高探測(cè)器生存和運(yùn)行的能力，是小行星探測(cè)技術(shù)研究的重心。在小行星探測(cè)對(duì)目標(biāo)天體的撞擊速度越快，產(chǎn)生的噴射物越多，觀測(cè)效果越好，因此在撞擊器接近目標(biāo)天體過(guò)程中，一般相對(duì)速度都會(huì)很大，雙小行星重定向測(cè)試（Double Asteroid Redirection Test，DART）撞擊器的撞擊速度6.144 9 km/s，而“深度撞擊”（Deep Impact）撞擊器的撞擊速度達(dá)到了10.2 km/s，為精確撞擊目標(biāo)點(diǎn)，要求撞擊器的導(dǎo)航與制導(dǎo)控制系統(tǒng)要具有較高自主性和實(shí)時(shí)性[1-2，4-8]。由于撞擊過(guò)程速度快，撞擊器主要依靠光學(xué)相機(jī)獲取導(dǎo)航信息。D e e p Impact撞擊器依靠攜帶的光學(xué)相機(jī)結(jié)合飛越器的輔助測(cè)量信息確定自身位置與視線方向[4]。Kawaguchi等[9]考慮光照因素對(duì)光學(xué)信息補(bǔ)償，同時(shí)結(jié)合測(cè)距信息實(shí)現(xiàn)了視線方向的精確估計(jì)。Jia等[10]將光學(xué)與無(wú)線電測(cè)量信息相結(jié)合精確提取目標(biāo)視線方向，進(jìn)而完成撞擊器狀態(tài)的估計(jì)。撞擊器制導(dǎo)方法研究主要集中在比例制導(dǎo)與預(yù)測(cè)制導(dǎo)。Deep Impact撞擊器采用預(yù)測(cè)制導(dǎo)方法，在撞擊過(guò)程中定時(shí)計(jì)算所需機(jī)動(dòng)速度對(duì)軌道修正[4]。Junichiro等[11]基于比例制導(dǎo)提出攔截制導(dǎo)方法，控制撞擊器視線旋轉(zhuǎn)速度，實(shí)現(xiàn)目視矢量的慣性凍結(jié)。Liu等[12]提出增強(qiáng)比例制導(dǎo)律，實(shí)現(xiàn)了視線轉(zhuǎn)角速率限制下，相對(duì)距離與相對(duì)速度在有限時(shí)間內(nèi)的收斂。

本文對(duì)小行星撞擊探測(cè)自主導(dǎo)航與制導(dǎo)控制技術(shù)進(jìn)行了研究。分析研究了小行星撞擊探測(cè)自主導(dǎo)航與制導(dǎo)控制系統(tǒng)的工作模式，設(shè)計(jì)了自主光學(xué)導(dǎo)航算法與軌道修正制導(dǎo)律?；诟麝P(guān)鍵技術(shù)的研究工作，研制了自主規(guī)劃與導(dǎo)航原理樣機(jī)，并搭建了小行星撞擊探測(cè)自主導(dǎo)航與制導(dǎo)控制綜合試驗(yàn)系統(tǒng)，開(kāi)展了小行星撞擊自主導(dǎo)航與制導(dǎo)控制地面半物理仿真試驗(yàn)，對(duì)所提出的方案及方法的性能進(jìn)行了仿真試驗(yàn)。

1 坐標(biāo)系定義與動(dòng)力學(xué)模型

1.1 B平面坐標(biāo)系定義

在深空撞擊任務(wù)中，B平面坐標(biāo)系是導(dǎo)航和任務(wù)設(shè)計(jì)中常采用的坐標(biāo)系統(tǒng)，撞擊器相對(duì)于目標(biāo)天體位置及其相對(duì)應(yīng)的協(xié)方差和撞擊目標(biāo)點(diǎn)均可很容易地表示在B平面上。B平面定義為通過(guò)目標(biāo)天體的質(zhì)心且垂直撞擊器進(jìn)入漸近線的平面，進(jìn)入軌跡的漸近線方向與無(wú)窮遠(yuǎn)處的速度(V∞)方向一致，因此B平面垂直于V∞，如圖1所示。B平面坐標(biāo)系的原點(diǎn)在目標(biāo)天體的質(zhì)心上，其S軸垂直B平面并沿撞擊器進(jìn)入漸近線方向?yàn)檎?，T軸在目標(biāo)天體公轉(zhuǎn)軌道平面與B平面的交線上，R軸與S、T構(gòu)成右手坐標(biāo)系。

圖1 B平面坐標(biāo)系示意圖Fig.1 B-plane coordinate system

由B平面坐標(biāo)系定義可以得到B平面坐標(biāo)系三軸在J2000慣性坐標(biāo)系下的指向表示為

其中：h為目標(biāo)天體的公轉(zhuǎn)軌道角動(dòng)量的單位向量；由以上定義可知，B平面坐標(biāo)系三軸指向不變，其相對(duì)J2000慣性坐標(biāo)系的坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣為

1.2 動(dòng)力學(xué)方程

撞擊器在飛行過(guò)程中，受到太陽(yáng)引力和各大行星引力的干擾，如目標(biāo)小行星、太陽(yáng)光壓力、控制力及由姿態(tài)控制等所引起的干擾力。撞擊器在B平面坐標(biāo)系中的動(dòng)力學(xué)方程為

其中：r為撞擊器日心位置；Si為第i個(gè)攝動(dòng)星體的日心位置；μ為太陽(yáng)的引力系數(shù)；μi為第i個(gè)攝動(dòng)星體的引力系數(shù)；ν為遮擋因子，在深空撞擊任務(wù)中由于無(wú)陰影遮擋，該值取1；CR為撞擊器的光壓系數(shù)；A為太陽(yáng)垂直輻射的撞擊器有效表面積；m為撞擊器質(zhì)量；ρ⊕為由太陽(yáng)輻射光壓在位于1 AU理想吸收表面上產(chǎn)生的作用力，其值為4.560 5×10–6N/m2；F為撞擊器所受的控制力；n為撞擊器所受的其它干擾力。

2 自主導(dǎo)航與制導(dǎo)控制系統(tǒng)模式分析

在撞擊器進(jìn)入接近段之前，規(guī)劃系統(tǒng)需要根據(jù)撞擊器狀態(tài)對(duì)空間環(huán)境感知[13]，考慮可用資源、可選動(dòng)作、約束關(guān)系等對(duì)撞擊過(guò)程中的自主導(dǎo)航與制導(dǎo)控制任務(wù)序列提前進(jìn)行規(guī)劃。同時(shí)，規(guī)劃系統(tǒng)還具備重規(guī)劃能力，當(dāng)外界環(huán)境發(fā)生變化或動(dòng)作執(zhí)行失敗原規(guī)劃結(jié)果無(wú)法實(shí)現(xiàn)時(shí)，撞擊器規(guī)劃系統(tǒng)可根據(jù)任務(wù)執(zhí)行情況和自身執(zhí)行能力決策出新的自主導(dǎo)航與制導(dǎo)控制任務(wù)序列規(guī)劃結(jié)果。

在撞擊器接近目標(biāo)天體的過(guò)程中，自主導(dǎo)航與制導(dǎo)控制系統(tǒng)需要自主地確定撞擊器位置、速度和姿態(tài)信息，同時(shí)以任務(wù)規(guī)劃序列為基礎(chǔ)控制撞擊器姿態(tài)使其攜帶的相機(jī)指向目標(biāo)天體以拍攝科學(xué)與導(dǎo)航圖像，并且驅(qū)動(dòng)軌控發(fā)動(dòng)機(jī)開(kāi)關(guān)進(jìn)行軌道修正，使撞擊器最終撞擊到期望的目標(biāo)點(diǎn)。

自主導(dǎo)航與制導(dǎo)控制系統(tǒng)性能直接影響了整個(gè)撞擊任務(wù)的成功與否，考慮到撞擊器自主性和實(shí)時(shí)性要求，本文對(duì)自主導(dǎo)航與制導(dǎo)控制系統(tǒng)在不同任務(wù)目標(biāo)下的工作模式進(jìn)行分析。深空環(huán)境中，自主導(dǎo)航與制導(dǎo)控制系統(tǒng)常用的敏感器包括星敏感器、陀螺、加速度計(jì)、光學(xué)導(dǎo)航相機(jī)，執(zhí)行機(jī)構(gòu)包括飛輪、噴嘴、軌控發(fā)動(dòng)機(jī)[1，14]。

在撞擊器常規(guī)飛行模式下，姿態(tài)控制系統(tǒng)保證光學(xué)導(dǎo)航相機(jī)指向目標(biāo)天體對(duì)其拍攝，通過(guò)對(duì)圖像的處理可得到目標(biāo)天體在像平面的光心坐標(biāo)，該光心坐標(biāo)與姿態(tài)確定系統(tǒng)提供的拍攝時(shí)刻撞擊器的姿態(tài)信息將傳送給軌道確定系統(tǒng)，通過(guò)基于最小二乘或擴(kuò)展卡爾曼濾波器（Extended Kalman Filter，EKF）等濾波算法，可確定撞擊器相對(duì)目標(biāo)天體的位置、速度，該算法結(jié)構(gòu)如圖2所示。

圖2 常規(guī)飛行模式算法結(jié)構(gòu)圖Fig.2 Algorithm structure diagram of conventional flight mode

在撞擊器執(zhí)行軌道機(jī)動(dòng)時(shí)，軌道修正制導(dǎo)律定時(shí)計(jì)算期望的機(jī)動(dòng)速度增量，并將該速度增量傳送給姿態(tài)制導(dǎo)系統(tǒng)，姿態(tài)制導(dǎo)系統(tǒng)根據(jù)該速度機(jī)動(dòng)增量計(jì)算期望姿態(tài)，并控制撞擊器機(jī)動(dòng)到該期望姿態(tài)。執(zhí)行軌道機(jī)動(dòng)時(shí)，由于撞擊器本體的震動(dòng)及不能保證目標(biāo)天體在相機(jī)的視場(chǎng)內(nèi)等情況，無(wú)法提取目標(biāo)天體的光心信息，這時(shí)只能依靠軌道動(dòng)力學(xué)遞推撞擊器的接近軌道。在撞擊器執(zhí)行機(jī)動(dòng)點(diǎn)火的狀態(tài)下，利用加速度計(jì)測(cè)得作用在撞擊器的控制加速度，結(jié)合撞擊器軌道動(dòng)力學(xué)模型確定撞擊器相對(duì)目標(biāo)天體的位置、速度信息。在發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火產(chǎn)生期望的速度增量后，姿態(tài)控制系統(tǒng)將撞擊器的姿態(tài)重新調(diào)整回導(dǎo)航相機(jī)對(duì)目標(biāo)天體定向模式。軌道機(jī)動(dòng)模式的算法結(jié)構(gòu)如圖3所示。

圖3 軌道機(jī)動(dòng)模式算法結(jié)構(gòu)圖Fig.3 Algorithm structure diagram of orbital maneuvering mode

反作用飛輪和噴嘴安裝在撞擊器三軸上，反作用飛輪主要用于穩(wěn)定控制，而噴嘴主要用于大角度機(jī)動(dòng)和飛輪卸載。姿態(tài)制導(dǎo)系統(tǒng)根據(jù)軌道確定系統(tǒng)給出的撞擊器軌道信息及軌道制導(dǎo)系統(tǒng)給出的速度機(jī)動(dòng)增量產(chǎn)生期望的姿態(tài)，姿態(tài)控制系統(tǒng)輸出飛輪的控制電壓或驅(qū)動(dòng)噴嘴開(kāi)關(guān)，控制撞擊器姿態(tài)到達(dá)該期望姿態(tài)。

3 自主導(dǎo)航與制導(dǎo)控制方法

3.1 自主光學(xué)信息處理算法

撞擊器在接近過(guò)程中通過(guò)相機(jī)拍攝目標(biāo)天體圖像，這時(shí)小天體在相機(jī)視場(chǎng)中的成像為一個(gè)亮點(diǎn)或亮斑，利用圖像處理技術(shù)提取目標(biāo)天體的光心，以光心代替質(zhì)心坐標(biāo)從而確定目標(biāo)天體或?qū)Ш叫求w的視線方向，實(shí)現(xiàn)光學(xué)導(dǎo)航特征提取。

在接近段拍攝的星體光度微弱，信噪比較低，導(dǎo)致相機(jī)拍攝的天體圖像存在較多噪聲干擾，因此需要對(duì)圖像進(jìn)行預(yù)處理來(lái)減少噪聲對(duì)質(zhì)心提取的影響。g(x,y)表示分割后的灰度值為

其中：f(x,y)定義為原始圖像中的灰度值。

將圖像第1列平均灰度值的2倍設(shè)置為分割閾值，具體公式為

其中：n代表圖像的高度。

目標(biāo)天體光心位置提取利用連通性分析對(duì)經(jīng)過(guò)閾值處理后存儲(chǔ)的二值化數(shù)據(jù)進(jìn)行目標(biāo)鄰域判斷得出目標(biāo)點(diǎn)坐標(biāo)，再利用打標(biāo)記方法將各個(gè)目標(biāo)的像元分離，獲取每個(gè)目標(biāo)點(diǎn)的像元像素坐標(biāo)(i,j)，最后以每個(gè)目標(biāo)點(diǎn)為單位計(jì)算目標(biāo)點(diǎn)的灰度均值。獲取的目標(biāo)天體光心位置坐標(biāo)x0和y0為

其中：(x,y)為目標(biāo)區(qū)域亮度中心；R為小天體所占的像素區(qū)域；Iij為有效點(diǎn)的灰度值。

由于目標(biāo)信號(hào)的信噪比和A/D轉(zhuǎn)換器的量化誤差，導(dǎo)致星體在像平面中的成像不是絕對(duì)的圓點(diǎn)。將像素級(jí)中心作為固定維數(shù)窗口的中間點(diǎn)，只使用窗口加權(quán)質(zhì)心法就可得到亞像素偏移。在x和y方向上的亞像素偏移被定義為(?x,?y)，符號(hào)i和j是指窗口中的位置，j-(N+1)/2和i-(N+1)/2的值分別表示當(dāng)前像素點(diǎn)和中心位置在x和y方向上的距離為

最后，將提取結(jié)果和修正方程結(jié)合，將坐標(biāo)系從像素行和列坐標(biāo)轉(zhuǎn)換為方程中的笛卡爾值得到目標(biāo)小天體的亞像素質(zhì)心位置為

通過(guò)閾值分割，光心提取，亞像素光心位置誤差修正[9]3個(gè)步驟，即可對(duì)光學(xué)信息處理，提取目標(biāo)天體的光心。

3.2 自主光學(xué)導(dǎo)航算法

撞擊器接近目標(biāo)天體末段，在日心慣性空間中撞擊器與目標(biāo)天體，所處的位置相對(duì)不大，二者所受到的太陽(yáng)引力、太陽(yáng)光壓及其它星體的引力產(chǎn)生的加速度亦相差不大，在不施加機(jī)動(dòng)控制時(shí)，撞擊器相對(duì)目標(biāo)天體近似作勻速直線運(yùn)動(dòng)[11]。因此，在該導(dǎo)航算法中選用B平面坐標(biāo)系下撞擊器的簡(jiǎn)化動(dòng)力學(xué)模型為

其中：X、分別是撞擊器在B平面坐標(biāo)系中的位置和速度矢量。

撞擊器在接近目標(biāo)天體過(guò)程中，導(dǎo)航相機(jī)對(duì)目標(biāo)天體拍照，通過(guò)圖像處理后，可得到目標(biāo)天體的光心在相機(jī)像平面上的坐標(biāo)(p,l)，利用其為軌道確定系統(tǒng)的觀測(cè)量[1]。假設(shè)目標(biāo)天體的光心與質(zhì)心重合，則不考慮噪聲情況下，導(dǎo)航系統(tǒng)的觀測(cè)方程為

其中：f為導(dǎo)航相機(jī)的焦距；x，y，z為撞擊器在B平面坐標(biāo)系三軸上的位置；RcB為相機(jī)坐標(biāo)系相對(duì)B平面坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換矩陣。

在已知撞擊器相對(duì)目標(biāo)天體速度大小的情況下，通過(guò)3次目標(biāo)天體的光心觀測(cè)，能夠確定撞擊器相對(duì)目標(biāo)天體的位置。當(dāng)撞擊器相對(duì)目標(biāo)天體速度方向、大小完全已知時(shí)，僅需通過(guò)2次觀測(cè)就能求取撞擊器的位置信息，其空間幾何關(guān)系如圖4所示。在實(shí)際飛行任務(wù)中，撞擊器相對(duì)目標(biāo)天體的初始速度的估計(jì)較精確，在巡航段末期依靠地面測(cè)控站的支持，對(duì)相對(duì)速度的估計(jì)精度已經(jīng)能達(dá)到0.1 m/s量級(jí)[15]，因此通過(guò)對(duì)目標(biāo)天體光心的觀測(cè)進(jìn)行自主導(dǎo)航的方法是可行的。

圖4 自主光學(xué)導(dǎo)航方法示意圖Fig.4 Autonomous optical navigation method

為抑制測(cè)量噪聲及初始誤差帶來(lái)的不確定性，在短時(shí)間內(nèi)使估計(jì)量值收斂，這里選用擴(kuò)展Kalman濾波方法設(shè)計(jì)濾波器，系統(tǒng)狀態(tài)方程與觀測(cè)方程可以求取，其初始誤差方差陣由地面測(cè)控站的前期工作給出，觀測(cè)噪聲方差陣由導(dǎo)航相機(jī)的性能確定。

3.3 預(yù)測(cè)制導(dǎo)律

預(yù)測(cè)制導(dǎo)律的基本思想是在撞擊器定時(shí)計(jì)算撞擊器的接近軌道和撞擊點(diǎn)，將計(jì)算得到的預(yù)測(cè)撞擊點(diǎn)與期望目標(biāo)點(diǎn)比較，利用其偏差產(chǎn)生控制信號(hào)，在保證燃耗和撞擊器指向滿足要求的條件下，施加機(jī)動(dòng)速度，改變撞擊器的接近軌跡，達(dá)到消除撞擊點(diǎn)偏差的目的。在撞擊任務(wù)中，預(yù)測(cè)制導(dǎo)律具有計(jì)算簡(jiǎn)單、抗干擾能力強(qiáng)、在深空環(huán)境中易實(shí)現(xiàn)等優(yōu)點(diǎn)。

選取系統(tǒng)狀態(tài)X=[x y z]T，其中x、y、z為撞擊器在B平面坐標(biāo)系下的三軸位置，為撞擊器三軸速度，可建立撞擊器的非線性動(dòng)力學(xué)模型[1]為

在初始狀態(tài)X(0)=X0，即在機(jī)動(dòng)時(shí)刻的撞擊器狀態(tài)處，對(duì)式進(jìn)行線性化，有

該系統(tǒng)的解為?Xf=Φ?X0，其中=AΦ，Φ(0)=I6×6。利用?Xf=Φ?X0，有

由于該制導(dǎo)方式為脈沖制導(dǎo)，即在初始時(shí)刻近似?r0=0，并且在接近任務(wù)中對(duì)末速度沒(méi)有嚴(yán)格約束，有

則期望的機(jī)動(dòng)速度為

其中：?rf為預(yù)測(cè)撞擊點(diǎn)與目標(biāo)撞擊點(diǎn)的位置矢量差，預(yù)測(cè)撞擊點(diǎn)由目標(biāo)天體星歷與當(dāng)前撞擊器狀態(tài)通過(guò)數(shù)值積分得到，目標(biāo)撞擊點(diǎn)由目標(biāo)天體星歷和通過(guò)點(diǎn)在B平面上的位置給出。

考慮到線性化是在未對(duì)狀態(tài)X修正?v0處展開(kāi)的，其系統(tǒng)矩陣A并不精確，因此需在修正?v0后的狀態(tài)處對(duì)動(dòng)力學(xué)方程重新線性化展開(kāi)，并進(jìn)行?v0迭代計(jì)算，直至達(dá)到期望精度為止。

撞擊器在接近軌道定時(shí)利用預(yù)測(cè)制導(dǎo)律計(jì)算機(jī)動(dòng)速度進(jìn)行軌道機(jī)動(dòng)的過(guò)程如圖5所示。

圖5 撞擊器軌道機(jī)動(dòng)示意圖Fig.5 Impactor orbit maneuver

4 綜合試驗(yàn)系統(tǒng)及仿真試驗(yàn)

半物理仿真將參試的撞擊器控制系統(tǒng)各部件（包括硬件和軟件）接入仿真回路進(jìn)行閉路動(dòng)態(tài)試驗(yàn)。小行星撞擊器自主導(dǎo)航與控制系統(tǒng)不同于一般的地面設(shè)備，必須在特定條件下才能實(shí)現(xiàn)閉路運(yùn)行，并顯示其性能指標(biāo)。因此有必要搭建自主導(dǎo)航與控制技術(shù)仿真平臺(tái)，模擬撞擊器在軌道上的各種運(yùn)行狀態(tài)，達(dá)到驗(yàn)證所設(shè)計(jì)的控制系統(tǒng)方案，檢驗(yàn)系統(tǒng)實(shí)際性能的目的。

4.1 仿真平臺(tái)系統(tǒng)功能與構(gòu)成

自主導(dǎo)航與控制系統(tǒng)半物理仿真比數(shù)學(xué)仿真具有更高的置信度，是撞擊器自主導(dǎo)航與控制系統(tǒng)研制的重要環(huán)節(jié)。當(dāng)自主導(dǎo)航與控制系統(tǒng)研制出來(lái)以后，設(shè)計(jì)人員最關(guān)心的問(wèn)題是其功能和性能是否與設(shè)計(jì)要求相一致，這只有通過(guò)對(duì)實(shí)際系統(tǒng)進(jìn)行試驗(yàn)才能確定。所集成的技術(shù)仿真平臺(tái)作為小行星探測(cè)自主導(dǎo)航與控制系統(tǒng)半物理仿真實(shí)驗(yàn)的載體，期望通過(guò)該平臺(tái)可實(shí)現(xiàn)對(duì)系統(tǒng)方案、關(guān)鍵技術(shù)、控制方法、硬件接口等性能的分析，完成對(duì)總體系統(tǒng)的驗(yàn)證和系統(tǒng)參數(shù)的優(yōu)化。本仿真平臺(tái)的主要功能：驗(yàn)證撞擊器自主導(dǎo)航與控制系統(tǒng)方案、測(cè)試撞擊器自主導(dǎo)航與控制系統(tǒng)的實(shí)際性能、對(duì)自主導(dǎo)航與控制系統(tǒng)新技術(shù)新方法快速驗(yàn)證、通過(guò)半物理仿真對(duì)實(shí)際系統(tǒng)進(jìn)一步優(yōu)化設(shè)計(jì)發(fā)現(xiàn)導(dǎo)航與控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)過(guò)程中未能暴露的問(wèn)題。

整個(gè)仿真平臺(tái)由嵌入式自主導(dǎo)航與控制處理系統(tǒng)、遠(yuǎn)程暗弱目標(biāo)導(dǎo)航相機(jī)、動(dòng)態(tài)小行星目標(biāo)光學(xué)模擬器、撞擊器動(dòng)力學(xué)仿真器和導(dǎo)航敏感器/執(zhí)行器仿真器和三維立體演示部分組成，構(gòu)建一個(gè)閉環(huán)的小行星撞擊自主導(dǎo)航與控制技術(shù)仿真平臺(tái)系統(tǒng)。小行星撞擊自主導(dǎo)航與控制技術(shù)仿真平臺(tái)系統(tǒng)如圖6所示。技術(shù)仿真平臺(tái)各部分的構(gòu)成為嵌入式自主導(dǎo)航與控制處理系統(tǒng)、遠(yuǎn)程暗弱目標(biāo)導(dǎo)航相機(jī)、動(dòng)態(tài)小行星目標(biāo)光學(xué)模擬器、撞擊器動(dòng)力學(xué)仿真器、導(dǎo)航敏感器/執(zhí)行器仿真器、三維立體演示部分。

4.2 自主導(dǎo)航與制導(dǎo)控制試驗(yàn)結(jié)果

目標(biāo)模擬器可根據(jù)撞擊器相對(duì)于目標(biāo)天體位姿，考慮光照、陰影、亮度等因素將目標(biāo)天體的模擬圖像以平行光的形式輸出。導(dǎo)航相機(jī)通過(guò)拍攝目標(biāo)模擬器生成圖像，并進(jìn)行自主的光學(xué)處理，提取相應(yīng)目標(biāo)小行星光心坐標(biāo)和撞擊目標(biāo)點(diǎn)，光學(xué)導(dǎo)航方法對(duì)小行星光心坐標(biāo)的提取精度要求較高，自主光學(xué)信息處理技術(shù)是自主導(dǎo)航與控制的關(guān)鍵技術(shù)。光學(xué)信息處理算法提取的光心信息和選取的撞擊點(diǎn)圖片如圖7所示，其中紅色十字為天體亮心，藍(lán)色方框?yàn)檫x取的撞擊點(diǎn)，第7幅圖像為撞擊前20 min，開(kāi)始實(shí)驗(yàn)性的進(jìn)行撞擊點(diǎn)選取，最后一幅圖像為撞擊前12 min的光心提取和撞擊點(diǎn)選取情況。圖像處理算法提供的相應(yīng)目標(biāo)天體光心坐標(biāo)見(jiàn)表1。

表1 圖像處理結(jié)果Table 1 Image processing result

圖7 圖像處理提取的測(cè)量信息Fig.7 Measurement information extracted by image processing

在半實(shí)物仿真中，撞擊器在采用光學(xué)導(dǎo)航相機(jī)跟蹤目標(biāo)天體光心后，利用Kalman濾波算法確定撞擊器在B平面坐標(biāo)系下的位置。制導(dǎo)算法采用預(yù)測(cè)制導(dǎo)律，將計(jì)算得到的預(yù)測(cè)撞擊點(diǎn)與期望目標(biāo)點(diǎn)進(jìn)行比較，利用其偏差產(chǎn)生控制信號(hào)，在保證燃耗和撞擊器指向滿足要求的條件下，施加機(jī)動(dòng)速度，改變撞擊器軌跡，達(dá)到消除撞擊點(diǎn)偏差的目的，相關(guān)仿真參數(shù)如表2所示。

表2 綜合仿真參數(shù)Table 2 Patameters of integration simulation

撞擊器分別在1 200、4 100、6 450、6 780 s處進(jìn)行了4次軌道機(jī)動(dòng)，結(jié)果如圖8所示，由分析可知第1次機(jī)動(dòng)是在進(jìn)行軌道確定提高導(dǎo)航精度后，撞擊器實(shí)施的主要機(jī)動(dòng)，第3次機(jī)動(dòng)是場(chǎng)景分析后撞擊器為到達(dá)新選定目標(biāo)點(diǎn)而進(jìn)行的機(jī)動(dòng)，第2次和第4次機(jī)動(dòng)則是對(duì)前2次機(jī)動(dòng)施加的修正。4次軌道機(jī)動(dòng)共消耗燃料7.6 m/s，最終撞擊目標(biāo)點(diǎn)坐標(biāo)為（34.2，68.9）m，脫靶量為76.9 m，其開(kāi)關(guān)次數(shù)少、脫靶量較低，說(shuō)明所設(shè)計(jì)的自主導(dǎo)航與制導(dǎo)控制系統(tǒng)能夠滿足撞擊任務(wù)的需求。由于姿態(tài)制導(dǎo)考慮了機(jī)動(dòng)的方向約束，在整個(gè)機(jī)動(dòng)過(guò)程中，只有Z軸方向上執(zhí)行了姿態(tài)機(jī)動(dòng)，保證了姿態(tài)機(jī)動(dòng)的快速可靠且節(jié)省燃料。

圖8 接近交會(huì)段半實(shí)物仿真結(jié)果Fig.8 Simulation results of approaching and encountering phase

為更精確、完備地測(cè)試各算法及星載導(dǎo)航制導(dǎo)軟件的性能，應(yīng)用表2的仿真條件，對(duì)小天體撞擊自主導(dǎo)航與控制系統(tǒng)進(jìn)行了多次仿真試驗(yàn)。300次仿真的撞擊誤差分布如圖9所示，可見(jiàn)最終撞擊最大誤差在200 m以內(nèi)。且通過(guò)對(duì)以上仿真初始條件得到的撞擊點(diǎn)分布的分析，可以看出最終撞擊點(diǎn)的分布與撞擊器的初始位置與速度無(wú)關(guān)，這是因?yàn)閷?dǎo)航系統(tǒng)能利用光學(xué)導(dǎo)航將初始導(dǎo)航誤差消除，制導(dǎo)系統(tǒng)利用導(dǎo)航信息可以將撞擊偏差消除，所以撞擊器的初始狀態(tài)對(duì)撞擊精度影響不大，影響最終撞擊精度的因素主要是最后一次機(jī)動(dòng)時(shí)刻，導(dǎo)航精度以及點(diǎn)火執(zhí)行的控制精度。

圖9 撞擊誤差分布圖Fig.9 impact points distributing map

5 結(jié) 論

本文分析研究了小行星撞擊探測(cè)自主導(dǎo)航與制導(dǎo)控制系統(tǒng)的工作模式，針對(duì)撞擊任務(wù)自主性和實(shí)時(shí)性的需要，給出一種自主光學(xué)導(dǎo)航算法，該算法利用導(dǎo)航相機(jī)提供的目標(biāo)天體光心信息，對(duì)撞擊器的位置、速度狀態(tài)進(jìn)行估計(jì)，并基于預(yù)測(cè)制導(dǎo)思想對(duì)軌道修正制導(dǎo)律進(jìn)行設(shè)計(jì)。研制了自主規(guī)劃與導(dǎo)航原理樣機(jī)，并搭建了小行星撞擊探測(cè)自主導(dǎo)航與制導(dǎo)控制綜合試驗(yàn)系統(tǒng)，開(kāi)展了小行星撞擊自主導(dǎo)航與制導(dǎo)控制地面半物理仿真試驗(yàn)，對(duì)所提出的方案及方法的性能進(jìn)行了仿真試驗(yàn)。