月球和火星探测任务捕获制动控制技术方案对比

黄翔宇，李茂登

(1.北京控制工程研究所,北京100090；2.空间智能控制技术重点试验室,北京100090)

1 引言

载人深空探测意义深远,但迄今为止只有美国在20世纪六七十年代Apollo登月工程里成功实现［1］。2004年 1月14日,美国总统布什在NASA总部发表演讲,宣布美国将使用新研制的乘员探索飞行器(Crew Exploration Vehicle,CEV)将航天员送上月球和火星,具体方案计划在2020年前后确定［2］。2005年9月,NASA正式启动星座计划,为重返月球研制战神系列运载火箭和猎户座载人飞船［3］。奥巴马就任总统后,面对金融危机和财政压力,认为星座计划存在缺乏技术创新、预算超支且进度滞后等问题,不能满足美国未来太空探索的需要,宣布对美国载人航天计划进行调整,取消了星座计划［4］。2010年4月,奥巴马政府出台《21世纪空间探索战略》［5］,提出在2025年实现载人小行星探测,在21世纪30年代中期进入火星轨道载人飞行,然后再载人登陆火星；同时,要求新的探索任务充分利用星座计划已有的技术成果。在载人火星探测任务方面,比较典型的是火星设计参考任务(Design Reference Mission,DRM),该计划由美国约翰逊航天中心在上世纪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年特朗普政府执政后,取消了小行星重定向(Asteroid Redirect Mission,ARM)任务,重启重返月球计划,提出开发地月空间,并以载人火星为长远目标持续推进新技术新系统的研发［7］。2018年2月,太空探索技术公司(SpaceX)的猎鹰重型火箭成功发射,实现了人类商业太空探索的重大突破,该火箭具有执行月球和火星载人任务的潜力,可以将超大型卫星、太阳帆飞船及航天员送入太空。

除了NASA外,欧空局(European Space Agency,ESA)于2001年11月也提出了包括无人和载人月球、火星、小行星探测等一系列目标在内的奥罗拉计划(Aurora Program)［8］。 其主要目标是建立包括机器人探测和载人探测的太阳系长期探测体系,并搜寻地球以外的生命迹象。奥罗拉计划首先拟于2016～2020年发射无人探测器到火星,然后在2020～2025年间实施载人登月。俄罗斯则拟于2030年实施首次载人登月,2040～2050年之间通过国际合作,开展载人登陆火星任务［9］。我国正在实施包括绕、落、回3个阶段的无人探测器嫦娥探月工程［10］,同时也在积极开展载人登月［11］和载人登火［12-13］的论证工作。

当航天器在进入目标天体影响球内,相对目标天体的轨道通常为双曲线轨道,因此必须进行减速机动,否则将沿着双曲线轨道飞离目标天体,这一减速机动过程称为捕获制动［14］。地外天体捕获制动是实现载人月球、火星等深空天体探测任务的关键,而捕获制动控制技术又是决定捕获制动是否成功的关键。因此本文对深空载人任务(主要以月球和火星为探测对象)的捕获制动技术的国内外研究现状进行调研,对比几次典型的月球探测和火星探测任务的捕获制动策略,从而为我国未来的载人深空探测任务的成功实施提供参考。

2 捕获制动技术

捕获制动实质上属于轨道机动,从执行机构角度,捕获制动可以分为发动机制动和气动制动两种方法。对于发动机制动而言,根据推力大小变轨方式可以分为脉冲推力变轨和有限推力两种方式。脉冲变轨基础理论为主矢量理论［15］,形式简单,但是控制难度高。相比之下,有限推力捕获制动控制精度高,便于实现,而且利用有限推力执行火星捕获任务可以增加有效载荷的质量,其利于控制和导航的特性可以提高捕获任务的成功率［16］。有限推力变轨的关键问题是如何给出发动机推力方向。目前有三种计算方式,分别是利用燃料最优泛函指标计算、姿态匀速转动和姿态惯性定向。如果利用燃料最优泛函指标计算发动机的推力方向,根本问题为最优控制问题的求解问题,采用的方法有极大值原理间接方法［17-20］、同伦方法［21］、粒子群优化算法［22-23］等。

李军锋等［24］基于有限推力模型,分析了燃料最优捕获、姿态匀速转动和姿态惯性定向捕获策略,并利用优化算法进行了求解,分析表明：以燃料最优为指标的捕获策略为邦邦控制,其推力方向基本沿着与飞行速度相反的方向,但在工程实现中对姿态控制系统要求很高,难以实现；捕获过程中姿态惯性定向易于实现,但是重力损失比较严重；姿态匀速转动的捕获策略比邦邦控制更容易实施,并且能有效地减小重力损失,因此在工程中有很重要的实用价值。姿态匀速转动的机动策略也正是ESA的火星快车火星探测器所采用的捕获策略,推力沿速度反方向的策略为火星快车的故障预案［25］。 罗绪盛［26］同样研究了基于有限推力的三种姿态机动策略,研究表明推力沿速度反方向时捕获效率最高；方向固定时近火点高度误差小；匀速转动会抬升近火点高度,但推力方向与速度反方向夹角小,燃料消耗较少；推力方向匀速转动的策略可以作为优先选用的策略,当出现故障需紧急制动时可启用推力沿速度反方向策略,控制探测器先被火星捕获。方宝东［27］分析了采用推力沿速度反方向的捕获制动策略时导航初始误差、发动机推力误差、制动点火时间误差等对捕获轨道近火点与远火点高度的影响,为我国未来火星探测制动捕获段的任务实施提供参考。

利用气动进行制动的方法首先由London于20 世纪 60 年代提出［28］。 Walberg［29］和韩波［30］等介绍了气动变轨技术。Kumar等［31］研究了火星任务利用气动进行制动的可能性。周垂红等［32］研究了如何增加有效面质比和降低探测器近拱点高度来减少气动捕获制动的时间。张文普等［33］利用DSMC方法模拟了探测器在气动制动期间的稀薄气体动力学特性,分析了不同来流密度情况下探测器的流场特性、气动特性的变化情况以及气体动力学系数的变化关系。为了解决气动刹车中近拱点高度下降的问题,季英良［34］设计了基于倾侧角调整的控制率,实现了无燃料消耗的近拱点高度控制。

3 月球捕获制动导航与控制

3.1 月球捕获制动导航

尽管本文阐述的对象是捕获制动控制技术,但是导航是执行捕获制动的基本前提,因此本节对捕获制动过程中的导航技术进行阐述。

在月球捕获段,阿波罗［35］和星座计划［36-37］均采取基于月面路标和恒星信息的自主导航方式。其中,阿波罗任务的导航系统由惯性子系统和光学子系统组成［35］：惯性子系统用于测量飞行器的姿态改变,测量发动机工作或者大气导致的探测器速度变化；光学子系统识别目标星体并精确导航。星座计划的Altair探测器配备了万向节的光学导航敏感器(ONSS)［38］对恒星、行星以及月球表面的路标成像,并配备了惯性测量单元(由4个加计和4个陀螺组成)用于测量轨道机动过程的速度增量,从而控制轨道机动的过程。

我国发射了嫦娥系列月球探测器［39-40］,其各阶段自由飞行轨道参数由地面测控系统测量确定,捕获制动变轨发动机点火过程中的速度增量由探测器上的加速度计测量累积得到,姿态则由陀螺和星敏联合定姿得到。只有嫦娥二号探测器在距离月球较远区域进行了一次自主导航地面试验,由于导航敏感器精度及安装误差较大,导致自主导航精度较差,远低于地面测控定轨精度。

3.2 月球捕获制动控制

阿波罗任务的着陆点集中在月球赤道附近,而且不要求任意时间的返回能力,因此在捕获过程中可以只采取一次机动同时改变轨道能量和轨道倾角。但是如果仅采用一次机动,则很有可能会出现宇航员在未完成机动时提前关机的概率。因此实际执行了两次发动机点火机动,如图1所示［35］,分别称作LOI1和 LOI2,其中LOI1的机动较大,其主要目的是将双曲线轨道机动成椭圆轨道,近月点高度大约为110 km,远月点高度约为315 km。之所以选择315 km高度的远月点高度是为了允许有足够长的LOI2机动来弥补LOI1关机过早的情形。此外,LOI1还执行必要的轨道平面改变,使得运行若干圈以后的卫星轨道和着陆点位于同一平面。在执行LOI1以后,在卫星飞行两圈以后进行LOI2的共面机动,将卫星轨道圆化成110 km高度左右的圆轨道［35］。

星座计划的任务需求为实现月球表面的全面覆盖以及任意时间的月面返回［36］。如果着陆点不在月球赤道或者南北极,其相对于初始的月球停泊轨道(LLO)的位置随着时间的推移而改变。但是星座计划的着陆器上升级只能进行平面的上升过程,为了适应这一情形,最初的LLO轨道应该做相应的平面改变以使得与上升轨道对齐。因此LLO轨道的设计取决于着陆点和月面停留时间。星座计划制动过程分为三次点火过程(如图2所示)［37］：第一次为降低能量,产生一个过渡的转移轨道,为后续轨道平面的机动做准备；第二次为进行轨道平面的改变或者发生在转移轨道的远月点位置；第三次机动则在特定高度位置进行圆化。

4 火星捕获制动导航与控制

4.1 火星捕获制动导航

火星探测器在捕获段可以与运行在火星环绕轨道上的中继卫星进行通信测距实现导航；在进入火星轨道以前,可以利用相机获取火卫一和火卫二的图像进行光学导航；美国的火星勘测号轨道器就验证了这一导航技术［41］。北京控制工程研究所［42-43］针对无人火星环绕探测任务的需求,提出了接近和环绕火星段的自主导航与控制方案和算法,并构建了自主导航与控制的地面试验验证系统,用于火星探测任务论证工作。

4.2 火星捕获制动控制

由于火星大气的存在,火星捕获制动可以采取三种方式,分别是发动机制动、气动捕获和气动刹车［16］。利用发动机制动耗时短,实施相对简单,但推进剂消耗量大；气动捕获和气动刹车都是利用火星大气阻力制动的方式。气动刹车(图3)［44］通过探测器较长时间在环绕火星的大椭圆轨道上飞行,多次穿越火星大气,从而逐步降低轨道远拱点。气动刹车技术多次穿越大气,需要的速度增量和过载都较小,但是任务耗时长。气动捕获［44］(图4)是指飞船被火星引力捕获后进入火星大气,打开大型气动减速防热罩,通过一次穿越大气即减速到入轨速度,飞出火星大气后,通过一次变轨抬升飞船近拱点,进入环绕火星的停泊轨道。气动捕获制动捕获时间短、速度增量小,但是过载较大。在实际工程应用中,应综合考虑任务耗时、燃料消耗及过载等因素来确定［45］。

这三种制动方式中,气动刹车和气动捕获较为省能量,以奥罗拉任务为例,发动机制动、气动刹车以及气动捕获三种制动方案所需能量对应的发射到LEO轨道上的质量分别1336 t、943 t和599 t［8］。如果利用气动刹车进行制动,则需要多次穿越火星大气,最节约能量但耗时长达数月,应用于载人任务将面临可靠性降低、受火星气候影响较大等难题。气动捕获制动燃料消耗较发动机制动少,耗时较气动刹车短,是一种相对适中的制动技术。在气动捕获制动过程中,需要采用热防护罩配备热保护系统(Temporary Protected Status,TPS)以保护载荷,同时需要设计合适的制导和控制算法满足飞出大气时的约束条件；然后进行提升近火点的机动以形成目标轨道［46］。目前的气动刹车捕获技术难点在于TPS、大气模型、捕获制导和控制算法［46］,而气动捕获难点在于设计时需增加额外的约束,如飞行路径角、过载峰值、弹道系数［44］。

国内无人火星探测任务目前的火星捕获制动控制方案是在继承嫦娥系列航天器使用方案的基础上进行适应性改进的结果。增加了捕获接近段自主导航功能,作为地面测控定轨的备份,用于应急控制。制动过程采用惯性导航,初始轨道由地面测控提供,制导采用推力方向与速度反方向一致的制动策略,一定程度上提高了减速效率,但制导控制精度有限。姿态控制则继承了嫦娥系列探测器制动过程的姿控方案。

5 结论

对于月球探测任务,由于没有大气的存在,仅能采取发动机制动的捕获策略。理论上可以只采取一次机动同时改变轨道能量和轨道倾角,在实际中应充分考虑点火失败的情况,多次点火的制动策略。对于火星探测任务,由于大气的存在,有发动机制动、气动刹车和气动捕获三种捕获策略。其中,发动机制动任务耗时短,但是速度增量需求大；气动刹车技术多次穿越大气,需要的速度增量和过载都较小,但是任务耗时长；气动捕获制动捕获时间短、速度增量小,但是过载较大。在实际工程应用中,应综合考虑任务耗时、燃料消耗及过载等因素来确定。