火星动力下降自主导航与制导技术研究进展

崔平远，秦 同，朱圣英

(1. 北京理工大学宇航学院，北京 100081；2. 深空自主导航与控制工信部重点实验室，北京 100081；3. 飞行器动力学与控制教育部重点实验室，北京 100081)

0 引 言

火星是目前地外天体探测的热点目标。火星不仅具有与地球极为相近的自转周期，还具有极冠、液态水迹象和火山迹象等生命起源因素。2015年9月28日，NASA公布了火星表面存在液态水的证据，大大提升了火星的科考价值[1]。此外，火星也是目前人类较为熟知的地外天体，其大气模型和地形地貌虽不完善，但已有相应参考模型，且火星是除金星外距地球最近的大行星，因此火星探测的工程可实现性更强。从科考价值和工程意义的角度，火星均为深空探测的热点目标天体。

从二十世纪六十年代人类开始火星探测至今，仅有美国成功实施了7次火星着陆任务[2]。1960年至1975年间，火星探测达到了第一个高潮。在此期间，苏联和美国是仅有的两个进行火星探测的国家。1960年10月10日，苏联发射了人类第一枚火星探测器，但未能达到地球轨道。此后的十年里，苏联发射了一系列的火星探测器，但均以失败告终。第一次在火星着陆的探测器是苏联于1971年发射的“火星3号”，虽然它仅仅在火星上工作了大约20 s，没有发回一张完整的图片就与地球永远失去了联系。1973年，苏联又先后发射了四颗火星探测器，却最终都没能完成探测任务。美国在1964年至1972年期间发射了“水手号(Mariner)”系列探测器，其中部分任务失败，部分任务只传回了照片，没有进行火星着陆。

美国是第一个成功完成火星着陆的国家。1976年7月和9月，美国的“海盗1号(Viking 1)”和“海盗2号(Viking 2)”先后实现了火星软着陆，并用所携带的精密仪器分析了火星土壤，测量了风速、气压和温度，确定了火星的大气成分，向地球发回5万多张火星照片，还对火星表面的土壤取样化验分析。虽然没有在着陆区域发现任何生命存在的痕迹，也未探测到火星上有任何有机分子，但“海盗号”所采用的火星着陆技术成为了美国火星着陆的技术基础。着陆器的整流罩、热防护层、高超声速减速伞、多普勒雷达以及反冲减速发动机都得到了后续火星探测器的沿用。

1976年至1992年是火星探测的宁静期。在此期间，只有苏联于1988年发射了“福布斯1号(Phobos 1)”和“福布斯2号(Phobos 2)”，这两次探测任务仍然以失败告终。

1992年至今是火星探测的第二次高潮。1992年美国发射了“火星观察者号(Mars Observer)”探测器，它在次年8月即将进入绕火星轨道时，与地面失去了联系。四年后，经过技术改进，美国再次发射了“火星探路者(Mars Pathfinder)”。1997年7月，它携带的着陆器“旅居者号(Sojourner)”火星车在火星着陆，虽然设计寿命是7个火星日，但实际工作了两个多月，向地球发回了大量彩色照片以及火星大气气候、风力、风向等测量数据。1998年和1999年，美国先后发射了“火星气候探测者(Mars Climate Orbiter)”和“火星极地着陆者(Mars Polar Lander)”，但两者均与地球失去了联系。此后，美国于2001年4月发射了“火星奥德赛(Mars Odyssey)”探测器，它于当年10月抵达绕火星轨道，并一直工作至今。2003年至2012年，美国又先后实现了“勇气号(Spirit)”、“机遇号(Opportunity)”、“凤凰号(Phoenix)”和“好奇号(Curiosity)”着陆器的着陆，成为了世界上成功完成火星探测任务最多的国家。其中“好奇号”携带了10种科学仪器，总重量是“勇气号”和“机遇号”科学负载的15倍，并且首次使用空中吊车着陆技术，代表了目前已着陆的火星探测任务的最高水平。

除美国和俄罗斯外，日本和欧洲也积极加入到火星探测的行列。1998年，日本发射了“希望号(Hope Mars Prober)”火星探测器，由于推进器出现故障，没能按时到达绕火星轨道，任务失败。欧空局于2003年6月发射了“火星快车(Mars Express)”探测器，其携带的“猎兔犬2号(Beagle 2)”于2003年12月实现火星着陆，但之后便与地球失去通信。俄罗斯与欧空局计划在2018年左右进行一次火星着陆联合探测任务。我国从二十一世纪初开始火星探测的研究，2012年与俄罗斯合作的“萤火号”探测器虽然发射失败，但为我国未来的火星探测任务积累了宝贵经验。我国预计在2020年发射第一颗火星探测器，实现对火星绕-落-巡一体探测任务，目前探测任务正处在研制阶段。

导航制导与控制是火星着陆的关键技术。动力下降段是着陆的最终阶段，性能优越可靠的动力下降段导航与制导技术是实现精确软着陆的关键。本文分析了火星着陆动力下降段导航与制导问题，总结了动力下降段导航与制导面临的挑战与难点，并综述了动力下降段导航与制导技术的研究现状。最后针对未来复杂地形区精确着陆，提出了实现火星动力下降段高精度自主导航与制导需要解决的关键问题。

1 动力下降导航与制导难点分析

火星表面存在稀薄的大气层，密度约为地球的1%，厚度约为125 km。火星着陆过程依次经历进入段、伞降段、动力下降段，其中进入段又称为高超声速段，从进入大气层开始，到降落伞完全展开为止。火星进入段是整个EDL过程中气动环境最为恶劣的阶段，期间着陆器将经历峰值过载、峰值动压，并且由于摩擦将产生大量的气动热，为了保护着陆器免受恶劣环境的影响，一般将其安装在热防护罩内。在热防护罩脱离之前很多导航敏感器无法工作，只能依靠IMU进行惯性航位递推导航，测量误差随时间积累，所以迫切需要外部测量来修正惯性导航的误差[3]。当探测器速度降低，并且到达一定高度时降落伞打开进一步减速。下降段从开伞至末端制动发动机关机结束，又可以分为降落伞下降段与动力下降段。由于下降段探测器的热防护罩及挡热板将被抛掉，导航敏感器可以开机工作，获得大量导航测量信息，因此下降段导航方法研究的重点转向如何综合利用这些信息进行更有效的导航估计。此外，在动力下降段，着陆器还需依靠制导控制系统实现定点软着陆。如何设计满足各种约束且能够实现定点软着陆的制导律也是动力下降段的研究重点。

导航与制导技术是着陆器顺利完成动力下降的关键。通过对以往任务动力下降过程及导航制导技术应用的分析，可以总结动力下降段导航与制导面临如下难点与挑战。

1.1 动力下降自主导航难点

1)水平位置估计困难

若要实现定点软着陆，着陆器必须精确估计出自身相对目标着陆点的水平位置。此外，为实现障碍规避，着陆器还需在线识别地形障碍，确定自身相对障碍的位置，并选定合适的着陆点。以往的火星着陆任务仅对着陆器的高度、速度以及姿态进行了估计，由于测量信息中不包含水平位置信息，因此难以对水平位置进行估计。

2)导航参考信息匮乏

地外天体着陆先验导航信息匮乏，火星表面特征信息有限，且动力下降段高度较低，可见的大型自然特征稀少。火星导航卫星网尚未形成，无法直接为着陆器提供导航定位服务。

1.2 动力下降制导难点

1)大范围距离转移

受动力下降段之前导航与制导能力的限制，着陆器在动力下降初始时刻的状态散布较大，往往与目标着陆点存在较大的水平距离。如何在满足多项工程约束的前提下满足转移距离要求是动力下降段制导需要解决的难题。

2)复杂地形着陆

目前，所有的火星着陆任务均选择在大范围平坦区着陆，大大降低了着陆区域的科考价值。未来火星探测任务期望在科考价值更高的复杂地形区着陆。此区域多为高地、山脉等地形。着陆制导律除了考虑定点着陆、燃料最优等传统因素时，还需具备障碍规避的能力。

2 自主导航技术研究现状

根据动力下降段可用的导航敏感器类型可将导航方法分为惯性导航、雷达导航、光学导航和无线电导航，以及多种敏感器组合导航。惯性导航以惯性测量单元，即加速度计和陀螺仪为敏感器，通过积分计算着陆器的运动。着陆雷达通过测量信号到达火星表面并返回的时间，计算着陆器沿波束方向到火星表面的距离，此外，多普勒雷达还可通过多普勒频移计算着陆器沿波束方向的速度。光学导航通过拍摄着陆区的图像，利用图像中的地形特征实现着陆器位姿估计。无线电导航以火星轨道器为参考基准，通过器间测距测速信息，结合已知的火星轨道器轨道，获得着陆器在惯性系下的状态信息。惯性导航不能修正着陆器状态，通常作为其他导航方法的辅助手段。下面将详细分析雷达、光学以及无线电导航的研究现状。

2.1 雷达导航研究现状

在雷达导航方面，从“海盗号”到“好奇号”，所有的火星着陆器均载有雷达高度计确定高度。此外，“海盗号”，“凤凰号”以及“好奇号”还载有多普勒雷达，可通过多普勒原理测量着陆器的水平速度。着陆器雷达通常有多个波束，当存在三个不共面波束时，即可确定着陆器的高度、三维速度以及姿态[5]。好奇号载有六波束多普勒雷达(Terminal descent sensor,TDS)，TDS测距精度优于相对距离的2%，测距偏差小于0.5 m，测速精度优于相对速度的0.75%，测速偏差小于0.03 m/s，通过地面仿真及对任务数据分析证明了该设备满足MSL任务需求[6]。通过脉冲测距的方式也可获得脉冲间的平均速度，但直接通过多普勒效应测量的速度精度比通过脉冲间距测量平均速度精度高两个数量级[7]。舒嵘等[8]和Pierrottet[9]研究了用于着陆导航的全光纤线性调频连续波——连续波激光多普勒雷达，测速精度达到了0.05 cm/s。

Amzajerdian等[10]给出了多普勒雷达导航的测量模型，并研究了着陆过程中flash雷达、多普勒雷达、以及激光雷达的作用距离和功能，其中flash雷达与激光雷达除了可以测量高度外，还可通过主动扫描的形式获得地形高程数据，并以此进行地形导航[11]。Busnardo等[12]和Li等[13]研究了惯导辅助的雷达导航，利用惯导的测量构建状态方程，同时估计着陆器的位置、速度、姿态以及惯导的常值偏差，分析了波束安装角对导航性能的影响，以及该方法应用在地形平坦区及地形起伏区的性能。

雷达测量的精度及频率高，但无法获得着陆器相对目标着陆点的位置信息。因此单一的雷达导航方式难以满足定点着陆的要求。

2.2 光学导航研究现状

光学导航既可以提供着陆区域形貌信息，还可以通过着陆图像中的地形特征点进行视觉导航，为着陆导航提供了一种有效可靠的途径。常用的光学导航敏感器有主动式的激光雷达以及被动式的光学导航相机。激光雷达精度高、分辨率高、不受光照条件限制，可直接获得着陆区域的三维地形，生成数字高程图后与星上存储的地形数据库进行比对，从而实现着陆器位姿估计。相比激光雷达，光学相机质量体积小、功耗低、技术成熟，使用范围不受高度限制，也可实现着陆器的位姿估计以及障碍识别。

光学导航既可实现绝对导航，也可用于相对导航。所谓绝对导航，是指确定着陆器在着陆天体固连系下的位置姿态，光学图像中需包含地形数据库中已知的自然路标。为了能够满足火星着陆探测任务精度的要求，美国喷气推进实验室(Jet Propulsion Laboratory,JPL)开发了基于视觉测量的自主精确着陆和障碍规避技术(ALHAT)，并将其成功应用于月球着陆器Altair的前期设计工作中[14]。欧空局也对基于光学测量的自主导航方案进行了研究，研发了基于激光雷达的软着陆GNC仿真系统[15]，仿真结果表明该系统能够获得较高的导航精度[16]。此外Li等[17]提出了基于导航相机光学测量以及微型高度计和速度计辅助IMU的行星下降段导航方案。在“近地小行星交会探测器(NEAR)”任务和“隼鸟号(Hayabusa)”任务中，基于特征点跟踪的自主光学导航得到了飞行验证[18]。针对NEAR任务中近轨道操作自主导航需要，Cheng和Miller发展了跟踪小行星表面弹坑的自主导航方案，采用基于特征点自动提取、跟踪的光学导航方式来确定探测器与目标天体之间的相对位置和姿态，并把该导航方案应用到下一代火星精确着陆任务的着陆段导航中[19]。JPL发展了基于计算机视觉的自主着陆小行星导航算法，通过跟踪可见的特征点和识别路标保证探测器的精确制导和避障，算法通过处理单个相机指向小行星的图像序列和激光测距仪测得的探测器到特征点距离来估计探测器的相对运动、绝对位置和小天体三维表面地形图[20]。Robert等[21]基于已有任务图像和导航信息生成数字地形图，并提出了基于路标跟踪的光学导航方法，提高了光学导航算法的计算速度，并发展了用于导航的目标小天体模型和自抗扰特征路标识别算法。Trawny等[22]对融合惯性测量与路标视线测量的导航方法进行了研究，通过提取已知位置的路标特征点，结合惯性测量单元的测量信息，运用滤波计算得到探测器的最优运动估计，并通过发射试验火箭模拟探测器的着陆过程，对算法进行了验证分析，实验结果表明，该导航方法的速度位置估计误差均满足行星着陆探测的精度要求。Bilodeau等[23]研究了基于陨石坑检测和匹配的行星着陆导航技术，并通过地面试验验证了导航精度。崔平远等[24]依靠高精度形貌全局高程图，提出了基于三维地形匹配的自主导航方法，利用激光扫瞄雷达获取月表高程图，然后与星载高程图通过投票的方法实现有效匹配。黄翔宇等[25-26]研究了基于惯性导航配以测量修正的软着陆自主导航方法，通过在惯性导航的基础上引入距离测量、速度测量信息提高导航精度。

在无先验地形数据库，或者光学敏感器无法观测到大型自然路标时，光学测量只能用于相对导航，即利用序列图像之间的匹配对着陆器运动进行估计，或者基于图像中选中的目标着陆点及随机特征点，估计着陆器相对目标着陆点的位姿。美国的MER任务的动力下降段利用导航相机进行视觉导航，通过着陆过程中的三幅图像确定了着陆器的水平速度[27]。日本JAXA研究了利用特征点跟踪的相对导航方案[28]，利用特征点矢量信息，结合激光测距仪测得的着陆器到目标表面的距离和速度，通过滤波算法获得探测器相对目标着陆点的位置和速度。在实现相对视觉导航时，由于单一相机无法获得景深信息，因此需其他敏感器辅助。文献[29]通过双目视觉相机实现了相对导航，获得了着陆器的全状态高精度估计。然而双目相机的应用受可视区域、多特征点可分辨率以及视差可分辨率约束，且图像处理过程较单目相机复杂，实时性较差。文献[30]研究了利用三波束雷达测量辅助的相对视觉导航方法，该方法可估计出着陆器的位置和速度信息。

基于光学图像的导航方案主要涉及到火星表面路标点检测与匹配。基于行星表面特征的检测与识别问题，国内外学者也进行了大量的研究工作。NEAR任务首先验证了基于陨石坑信息的光学导航的可行性，但是先期的陨石坑检测工作全部由人工完成。Kim等[31]针对陨石坑的形状，生成相应的模版，通过模版匹配实现了基于光学图像与数字高程图的陨石坑提取。Brian等[32]通过地形曲率阈值图，结合分割与检测算法，针对火星数字高程图进行陨石坑检测。Kamarudin等[33]通过图像分割，形态分析，质心提取等方法完成了陨石坑的检测。Salamuniccar等[34]通过对数字地形图的梯度及形态学分析，利用投票方法，实现了行星表面陨石坑的提取。在国内，冯军华等[35]基于Canny算子以及边缘配对完成陨石坑检测，Ding等[36]采用KLT特征检测方法进行陨石坑搜索，并利用基于弦中点Hough变换方法实现了陨石坑的检测。

2.3 无线电导航现状

在动力下降段，着陆器已经与整流罩分离，着陆器与火星轨道器之间可通过无线电通信实现测距测速。无线电测量精度高、技术成熟，易于工程实现，是航天器导航的重要手段。由轨道器构成的火星网络一方面能够实现探测器与地面站大量数据的可靠传输，另一方面可以作为导航信标，利用器间无线电测量为着陆器提供导航基准，是实现火星着陆高精度导航的理想方案。

NASA的JPL早在1999年就提出建立火星网络(Mars Network) 的计划，并为预想的火星网络设计了“4retro111”星座构形，包含6颗低轨小型卫星和多颗专用通信卫星[38]。迄今，已经在轨运行的火星轨道器包括NASA的“奥德赛(Odyssey)”、“火星勘测轨道器(Mars Reconnaissance Orbiter,MRO)”、“火星大气与挥发物演化(Mars Atmosphere and Volatile Evolution,MAVEN) 探测轨道器”，ESA“火星快车(Mars Express,MEX)”以及印度的火星轨道器“曼加里安(Mangalyaan)”，其中大部分均可与探测器建立无线电通信链路，为探测器提供中继通信服务[39]。Lightsey等[40]研究了基于火星网的火星着陆导航方案，假设轨道器轨道已知，利用器间测距测速信息对着陆器的位置速度进行估计。若在动力下降过程中存在三颗以上的可见轨道器，则可直接通过无线电测量对着陆器进行定位。然而目前火星轨道器数量稀少，难以保证着陆期间有充足的轨道器可用，因此通常将无线电测量与其他测量组合使用。Qin等[41]研究了无线电与雷达组合的动力下降段导航方法，当仅有一颗轨道器可用时，结合雷达的测量，估计着陆器的位置与速度。Lou等[42]通过中心差分滤波方法消除了导航系统中的不确定性。除利用轨道器作为无线电导航信标之外，还可以利用火星表面信标进行导航。Yu等[43]以可观测度为指标，对火星表面无线电信标的布局进行优化，以提高火星着陆的无线电导航性能。

无线电导航技术成熟，测量频率高，但只能实现位置估计，难以实现姿态估计。此外，目前应用无线电导航的主要问题在于轨道器存在定轨误差，依据目前火星轨道器的定轨精度，火星惯性系下可达30 m，此精度决定了着陆器无线电导航的精度上限。

3 制导技术研究现状

动力下降段是着陆过程的最后阶段，与进入段制导的执行机构不同，动力下降段通过轨控发动机产生控制力，实现对着陆器轨迹控制。动力下降段最基本的功能是使得着陆器达到火星表面的同时速度减为零，即实现软着陆。考虑到着陆精度，制导律还需满足水平位置的边界条件约束，即具备定点软着陆的功能。对于复杂地形区的着陆，还要求制导律具有障碍规避的功能。

根据火星动力下降段制导律的发展，可将其分为四代。第一代制导律仅以软着陆为目标，最具代表性的为重力转弯制导。重力转弯起初应用于月球软着陆的动力下降段，后来在火星着陆中也得到应用。二十世纪六十年代，Cheng[44]和Jungmann[45]等建立了重力转弯的解析模型，通过保持发动机推力与速度方向共线反向，可以实现最终软着陆，同时推导了着陆过程所需的推重比。重力转弯制导律简单可靠、易于工程实现，不足之处在于无法主动控制落点位置。对此，又有学者进行了改进研究。McInnes[46]研究了同时调节推力大小和方向的重力转弯制导，可以实现定点着陆，同时也设计了自适应跟踪控制律，在部分发动机推力失效的情况下也能保证安全着陆，提高了重力转弯的鲁棒性。Wang等[47]考虑了燃耗，设计了重力转弯的燃耗最优制导律。

第二代制导律除考虑软着陆外，还考虑边界条件约束或者燃耗最优指标。阿波罗多项式制导律代表了满足边界条件燃料次优的制导律，好奇号在动力下降段应用了二阶多项式制导。Klumpp[48]于1971年设计了动力下降段的二阶多项式制导，将着陆器的加速度假设为时间的二次多项式，通过初始状态和终端状态约束求解多项式系数，进而得到解析的多项式制导律。虽然多项式制导律能满足定点着陆的要求，但并未限制燃料消耗。在满足边界约束的基础上，Klumpp又引入了能耗指标，解析求得能耗最优的着陆时间，进而提升了二阶多项式制导的性能。二代制导律的第二类为燃耗最优但不满足边界条件约束的制导，Chandler等[49]学者根据航天器起飞制导律推导了着陆的常推力燃料最优显式制导律。由于在设计制导律时不考虑终端水平位置约束，因此该类制导律不能满足定点着陆需求，适用于大范围平坦区着陆。

第三代制导律为定点软着陆的最优制导律，既满足定点软着陆的需求，也考虑了燃耗或能耗等性能指标。D’Souza[50]研究了能量最优的闭环显式制导律，考虑双积分线性动力学系统，以控制加速度平方和的积分为性能指标，通过最优控制理论的变分法推导了控制加速度与着陆器状态的解析关系式。Ebrahimi等[51]研究了ZEM/ZEV制导律，根据当前时刻的状态，假设无控制力，预测着陆器的最终状态，通过与目标状态的误差计算控制力，修正最终状态误差，从而实现定点软着陆。Guo等[52]与Hawkins等[53]研究了ZEM/ZEV的应用范围。ZEM/ZEV制导律的推导过程虽与D’souza的能量最优制导律迥异，但最终形式一致，通过设置着陆时间也可以达到能量最优的效果。基于ZEM/ZEV制导律，Guo等[54]研究了中继点优化制导律，在着陆过程中设置中继点，在从初始点飞往中继点以及从中继点飞往目标着陆点的过程中，均采用ZEM/ZEV制导律，通过优化中继点的位置，实现整个过程的燃耗最优，同时保证着陆轨迹位于火星表面之上，满足路径约束。McInnes[55]与Lopez[56]研究了基于李雅普诺夫稳定性的势函数制导，可使得系统在目标着陆点处全局渐进稳定，从而实现定点软着陆，同时调整制导律中的参数矩阵，改变轨迹形状，将地形信息引入制导律中，并设置为高势能区，可以使得着陆器在着陆过程中避开障碍。上述制导律均为显式制导律，动力下降段另外一种制导方式为基于轨迹优化的跟踪制导。Acikmese等[57]采用凸优化的方法，将推力幅值的非凸约束转化成二阶锥凸束，同时考虑着陆过程中的路径约束、姿态倾角约束以及边界条件约束，以燃料最优为性能指标优化轨迹。凸规划确保了优化问题收敛到全局最优解，且提高优化效率，该方法也具有未来在线优化的可能性。崔平远等[58]从轨迹曲率的角度出发，设计了解析的闭环制导律，不仅实现了动力下降障碍规避，且降低了制导求解计算量。

考虑到科考价值，未来火星探测会在复杂地形区着陆，对动力下降段制导律的智能性提出了更高的要求，要求制导律能自主规避着陆过程中的障碍，且对着陆轨迹的几何形状也提出了较高的要求，确保着陆过程中对目标点的可见性。这是未来动力下降段制导研究的重点。

4 自主导航与制导关键技术

未来火星探测任务追求更高的科学回报，任务形式也日趋复杂，因此对动力下降段导航与制导技术提出了更高的要求。本节根据动力下降段导航与制导技术的发展现状及未来任务需求，总结导航与制导技术实现突破的关键点。

1)火星导航网构建

火星导航网是未来火星探测自主导航的重要途径，与地球导航卫星星座类似，完善的火星导航卫星星座可以为着陆器提供中继通信以及高精度实时导航定位服务。火星导航网不仅需要构型合理数量充足的火星轨道器，还需要高精度的火星轨道器定轨。目前，利用地面站的测距测速结合VLBI测量，经过长期观测对火星轨道器在地球惯性坐标系下的定轨精度可达10 m量级，考虑到火星的星历误差，轨道器在火星固连系下的精度为百米量级，此定轨精度带来的着陆器导航精度也为百米量级。因此，目前火星轨道器在数量及定轨精度均无法满足火星定点着陆的需求。

为实现火星导航网的构建，高精度火星轨道器定轨是关键技术。一方面，随着地面无线电测控技术及光学观测技术的发展，提高轨道器定轨精度及火星星历精度；另一方面，除依靠地面测控外，轨道器也可依靠星载导航敏感器实现火星系下的高精度自主定轨。

2)高精度光学导航数据库构建

光学导航对着陆器位姿估计是不可或缺的技术，其导航参考为表面形貌特征。在动力下降段通过光学导航确定着陆器在火星固连系下的状态，高精度的地形数据库是前提。目前火星地形数据库主要通过火星轨道器拍摄的图像构建而成，受目前星载相机性能以及定轨精度的限制，火星全局地形数据库的分辨率及精度均存在一定缺陷。此外，数据库中导航可用的自然特征类型及数量受限，目前的地形特征以陨石坑为主，由于动力下降段高度较低，相机视场受限，地形数据库中的地形特征数量无法满足动力下降段导航需求。

建立服务于导航的高精度地形数据库，首先需要发展高分辨率成像及三维地形测绘技术，此技术是数据库构建的基础。此外，还需建立除陨石坑外其他类型的地形特征，如火星表面纹理等，为导航提供多样化的导航参考。

3)障碍实时检测与表征

复杂地形区域有利于获得丰富的科学数据，但同时也要求着陆器具备障碍规避的能力[58]。障碍检测与表征是障碍规避的前提，探测器除检测目标着陆点附近的岩石块等小型障碍外，还需对着陆区域范围内的大型地形障碍进行检测、重构与表征。对于障碍的表征需要考虑制导系统需求，将障碍的位置、高度、基本形貌等描述为轨迹规划可用的信息，通过在线轨迹规划实现障碍规避。

5 结 论

动力下降段是火星着陆的最终阶段，是实现安全精确着陆的关键。本文介绍了火星动力下降段的过程，分析了导航制导技术的难点，介绍了动力下降段的导航制导技术研究现状，并根据未来火星着陆任务需求，提出了发展导航与制导技术的关键。

目前火星着陆动力下降段可用的导航技术包括雷达、光学以及无线电导航。雷达可测量着陆器沿波束方向到火星表面的距离以及相对速度，由此可估计着陆器的高度、速度以及姿态信息，但无法获得着陆器相对目标着陆点的水平位置信息。光学导航是目前应用最广泛的着陆导航技术，当相机视场内有充足的特征点时，可以实现着陆器全状态估计。无线电导航虽然在原理上可实现着陆器高精度位置及速度估计，但受目前火星轨道器数量及定轨精度的限制，不适合单独应用。动力下降段制导律的功能从最初的软着陆逐渐发展到燃料最优的定点软着陆。为实现更高精度的火星着陆，还需进一步提高动力下降段导航制导技术能力，发展火星导航网，构建高精度地形数据库，实现障碍实时检测表征以及在线轨迹规划。