天问一号火星软着陆制导、导航与控制系统

赵 宇, 王晓磊, 黄翔宇,2, 刘旺旺， 郝 策， 李化云

1. 北京控制工程研究所，北京 100094

2. 空间智能控制技术重点实验室， 北京 100094

0 引 言

天问一号执行我国首次火星全球遥感与区域巡视探测任务，计划一步实现火星环绕、着陆和巡视三大工程目标.成功实施火星表面软着陆是天问一号任务的最重要目标之一.天问一号探测器由环绕器和着陆巡视器组成，着陆巡视器由进入舱和祝融号火星车组成，进入舱由着陆平台及包裹着陆平台的背罩、防热大底组成.如图1所示.

2021年5月15日7时18分，天问一号探测器成功着陆在火星乌托邦平原南部预选区，首次火星探测任务着陆火星取得圆满成功；天问一号探测器成功着陆火星，迈出了我国星际探测征程的重要一步，实现了从地月系就位探测到行星际就位探测的跨越.

天问一号的火星进入下降着陆过程(entry，descentand landing， EDL)从探测器降轨前10 min开始，历经大气层外的巡航、分离滑行，以及大气层内的大气减速、伞降减速和动力下降过程，到着陆火星表面结束，包括约3 h的大气层外飞行以及约9 min的大气层内飞行，是保证天问一号探测器安全着陆的最为关键阶段.EDL过程主要任务是减速和机动，以保证探测器接触火星表面的状态(姿态和速度)安全和落区地形地貌安全，该任务由天问一号进入舱舱制导导航与控制系统(简称GNC系统)负责实施.

火星EDL过程涵盖了复杂的月球着陆过程和地球大气再入过程，是火星探测任务中最复杂、最危险、最具技术挑战的阶段，因此，天问一号火星软着陆GNC系统的设计和研制面临着巨大的挑战：

1)GNC系统需要实现完全自主.EDL过程期间，进入舱距地球约3×108km，地火单向通信时延长达18 min，而EDL过程不可逆(动作多、环环相扣)、时间短(仅7～10 min)，地面站接收到EDL过程开始的信号时，着陆器已到达火星表面，地面站完全无法干预着陆器的控制，要求GNC系统需要实现完全自主.

2)GNC系统需要实现大冲击、高动态环境下的自主高容错导航与决策.EDL过程需要将着陆器从约1.7×104km/h的速度快速减至接近零，同时还要按导航结果顺序触发完成配平翼展开、降落伞打开、大底分离、着陆缓冲机构展开、伞-背罩组合体分离、主动发动机开、伞-背罩组合体规避和障碍规避等一系列动作，才能实现安全着陆.期间的各项分离展开动作冲击大，尤其开伞后存在的降落伞喘振现象，会引起着陆器出现较大的角加速度和角速度等高动态过程；一旦喘振过程着陆器出现角速度过大，引起多个陀螺饱和，会导致导航基准丢失、任务失败.可见火星EDL过程任务复杂、关键环节、动作多，不可逆，因此，要求GNC系统实现大冲击、高动态环境下自主高容错导航与决策.

3)GNC系统需要实现多约束下的自适应轨迹规划与制导.火星表面大气密度、温度、风及沙尘等环境参数不确知性大，进入舱所能承受的最大过载、最大热流、总吸热量和开伞状态等约束多，对大气进入制导自适应能力提出了极高的要求.火星表面地形地貌复杂、没有落区高分辨率数据支持，需在轨自主选择安全着陆区；另外，伞降减速结束后抛掉的伞和背罩将继续飞行，着陆器减速下降过程中可能与抛掉的伞-背罩组合体发生碰撞，也可能被降落伞罩住，给着陆安全带来极大风险，因此，GNC系统面临着同时实现减速、障碍和伞-背罩组合体规避机动控制的挑战.

4)GNC系统需要实现大干扰下的快速姿态机动鲁棒容错控制.火星EDL过程动力学复杂、动力下降入口条件散布大，制导给出的目标姿态变化快，对动力减速过程姿态的快速准确跟踪控制提出极高的要求；动力减速过程干扰力矩大且快时变，着陆平台惯量小和推力器最小冲量大导致时延影响大，推力器故障影响大，因此，要求GNC系统实现大干扰姿态机动的鲁棒快速跟踪和高容错控制.

面对上述技术挑战，在借鉴相关技术的基础上，逐步形成火星软着陆制导、导航与控制技术，成功应用于天问一号火星着陆任务.本文介绍了执行天问一号火星EDL任务的GNC系统飞行阶段划分、系统组成、方案架构，以及针对火星EDL任务的特色设计，最后介绍了GNC系统在轨飞行结果.

1 飞行阶段及GNC系统组成

1.1 飞行阶段划分

天问一号火星着陆过程分为大气层外和大气层内两部分.

按飞行程序，天问一号探测器于火星大气进入前5 h实施降轨机动，调整轨道为火星大气进入轨道，进入前约3 h环绕器和进入舱分离，环绕器升轨，进入舱沿火星大气进入轨道运行直至进入火星大气.GNC系统在大气层外可细分为巡航段和进入准备段，巡航段的主要任务是：进行敏感器状态确认、完成陀螺常漂及加计零位的估计、进行系统EDL的状态设置；根据提供的外测轨道数据在降轨前启动导航，实时计算进入舱的位置和姿态；与环绕器分离后进行进入舱姿态控制，建立并维持与环绕器通讯的中继姿态.进入准备段的主要任务是：在火星大气进入前将进入舱姿态调整为大气进入姿态并维持.

进入舱在相对火星参考表面高度(MOLA高度)为125 km时，认为进入火星大气层.进入舱在火星大气层飞行的最重要任务是，以合适的方式受控的对进入舱减速，在7～10 min内将进入舱由约4.8 km/s的进入速度以合理的加速度减为0 m/s.

天问一号EDL过程经历了气动外形减速段、降落伞减速段、发动机动力减速段和着陆腿减速段四个阶段，其中气动减速段将进入舱速度由进入速度减到相对火星表面约1.8马赫，降落伞减速段进一步减速到相对火星表面约60 m/s，而后利用推进发动机将速度减为约1.5m/s，最后着陆时利用着陆腿的缓冲压缩将速度降为0 m/s.

气动外形减速段GNC系统可细分为攻角配平段和升力控制段.攻角配平段是从大气进入点(相对火星参考表面高度125 km)到阻力加速度足够大(≥1.96 m/s2)，主要任务是保持进入姿态，对攻角配平、侧滑角和滚转角进行稳定姿态控制.升力控制段从攻角配平段结束到发出开伞指令，主要任务是气动减速和调节升力方向控制飞行航程和横程，自主在特定马赫数发出配平翼解锁和展开指令(2.8 Ma)、降落伞打开指令(1.8 Ma).

降落伞减速段是从升力控制段结束到发出抛伞-背罩组合体指令，主要任务是利用降落伞进行气动减速，根据马赫数及角速度约束发出抛大底指令，抛大底后10 s展开着陆缓冲机构，随后测距测速敏感器开始工作，综合高度(1～2 km)和速度测量信息给出抛除背罩和降落伞的指令.

发动机动力减速段GNC系统可细分为动力避障段、悬停成像段、避障机动段、缓速下降段，在设计上一定程度上借鉴了嫦娥月球着陆器的模式设计.其中动力避障段是从伞降控制段结束到进入悬停高度和速度范围，主要任务是减速、规避伞-背罩组合体和粗避障，减速至接近零、高度下降至约100 m.悬停成像段是从动力减速段结束到找到安全着陆区(高度约100 m)，主要任务是保持悬停状态，对着陆平台下方落区进行三维和光学成像，精障碍检测并选取安全着陆点.避障机动段是从悬停成像段结束到下降至着陆点上方20 m，主要任务是精避障和下降.根据悬停成像段选取的安全着陆区，下降到安全着陆区上方20 m，下降速度到预设值(约1.5 m/s)，水平速度接近零.缓速下降段是从避障机动段结束到关机策略生效，主要任务是保证着陆巡视器平稳缓速下降到火星表面，着陆火星表面的速度和姿态控制精度满足要求.着陆巡视器以预设的相对火星表面速度缓速下降，消除水平速度，姿态垂直火星表面，直到关机策略生效就关闭发动机和推力器，下降到火星表面.

着陆腿减速段是通过着陆腿的行程压缩吸收着陆器的动能，实现着陆器的减速，此时GNC系统为落火后的无控模式，无需GNC施加控制.

整个大气层内的EDL过程阶段划分如图2所示.

图2 天问一号EDL过程任务段设计

1.2 系统工作模式及配置

根据着陆巡视器的飞行过程和飞行任务，GNC系统共设置了11种工作模式：巡航模式、分离滑行模式、进入准备模式、攻角配平模式、升力控制模式、伞降控制模式、动力避障模式、悬停成像模式、避障机动模式、缓速下降模式、无控模式.各模式的流程图如图3所示.

图3 天问一号软着陆GNC系统组成框图

天问一号火星软着陆GNC系统配置了敏感器、执行机构和控制器，系统架构如图3所示.配置的敏感器：星敏感器、惯性测量单元、微波测距测速敏感器、相控阵敏感器、多功能避障敏感器、光学避障敏感器、以及总体提供的配平翼展开到位开关、触火开关等，为着陆巡视器提供轨迹、姿态测量信息.配置的控制器：进入下降控制单元，负责敏感器数据采集与处理，运行制导、导航与控制算法，发出推进设备工作指令及火工品控制指令.配置的执行机构：推进系统包括推进线路盒、7 500 N变推力发动机和25 N以及250 N推力器等；属于数管的火工品控制器进行火工品控制.

2 制导导航与控制方案设计

天问一号火星软着陆GNC系统的控制方案架构基本继承了嫦娥系列月球着陆器的架构[1,3]，可分为导航模块，制导模块，控制模块和障碍识别与图像处理模块四部分，如图4所示.

图4 天问一号软着陆GNC系统方案架构

2.1 制导模块

GNC系统在气动减速段和动力减速段进行进入舱位置控制，有制导律设计的需求.

针对首次火星探测任务面临的火星表面环境信息、进入舱气动特性及进入点状态不确知性大、进入舱任务约束多等诸多挑战，以及满足抛伞后着陆平台的减速、伞-背罩组合体和地形地貌障碍的统一规避等诸多需求，GNC系统设计了大气进入自适应规划与制导算法、多约束一体化自适应规划与控制策略等，实现了火星复杂飞行环境下的开伞状态优化控制、避障及背罩规避的协调一致控制，显著提高了软着陆的安全性与着陆精度.

(1)在气动减速段，设计了一种自适应轨迹规划与制导方法[4]，该方法在基于标称轨迹的解析预测校正制导算法基础上，增加了自适应航程补偿及在线轨迹规划，解决了初始进入点偏差较大时的标称轨迹制导律不适用问题.制导律方案如图5所示.

图5 气动减速段制导方案

首先设计强约束条件下的最优进入角和参考倾侧角剖面.根据最大热流密度、总热量、开伞条件等约束确定进入走廊，在进入走廊范围内优化选取使标称轨迹开伞高度最大的进入角，同时倾侧角受通讯需求限制在0°～90°.经数值仿真，在充分考虑制导律在环境参数散布情况下的鲁棒性后，设计参考倾侧角剖面为52°，考虑开伞高度最高，设计进入角为-11.6°.

然后，进入舱机动能力有限，为提高控制效率，需完成制导律由主控纵程转为主控横程的临界速度设计.当探测器速度小于该速度时，即使全升力向上也无法扩展航程，对航程的调节能力变得有限.经计算仿真，天问一号该参数取为1.7 km/s.

最后，设置不同的进入点初始纵程偏差，在倾侧角满足约束条件下进行仿真，判断不同进入点下开伞状态是否满足给定约束.通过不断正向加大初始纵程或负向减小初始纵程，直到有开伞约束不被满足为止，由此可确定更新参考轨迹的初始经纬度偏差阈值.

目前，高职教师到企业挂职锻炼的时间一般为2-6个月（一个学期），最长也仅为1年（一个学年），挂职的时间相对较短。在短时间内，教师很难做到与企业岗位、企业团队和企业管理等相融合，与企业的融合度不够。因时间相对较短，企业也存在着不愿意将关键核心的岗位安排给挂职教师，通常会安排相对清闲的岗位，仅安排一些协作性、临时性的工作。

在轨飞行时，在导航高度到达125 km时，需要根据实际的进入点位置完成参考轨迹的在线轨迹规划.首先需要判断初始进入点的经纬度和理想值的偏差是否大于根据飞行能力设计的阈值，一旦超出阈值，则计算实际实际进入点对应的气动减速段纵程超出极限范围的偏差量，根据该量对标称轨迹总的待飞纵程参考值进行修正，然后再进行在线轨迹规划设计，解算新的参考倾侧角等参考轨迹参数.该工作在配平攻角段完成.

当阻力加速度大于1.96 m/s2时，转入升力控制模式，此时采用基于标称轨迹法的解析预测校正算法计算倾侧角.当速度小于临界速度后，航程控制的能力将大大降低，继续采用纵向制导律对航程施加控制效果不显著且易导致控制量饱和，因此通过采用航向校正控制来有效地减小横向偏差.当速度小于2.8马赫展开配平翼后，采用零倾侧角指令飞行.

(2)针对抛伞及背罩后着陆平台的减速、伞-背罩组合体和地形地貌障碍的统一规避等任务需求，动力下降段的制导律在充分借鉴嫦娥系列着陆制导律的基础上，设计了多约束一体化自适应轨迹规划与控制方法[4]，实现了动力减速、避障和降落伞及背罩规避的协调一致控制，避免了由于降落伞及背罩与着陆平台发生碰撞或降落到障碍区导致任务失败的情况，显著提高了软着陆的安全.该方法根据伞-背罩与进入舱平台的动力学特性和分离后的伞-背罩飞行轨迹仿真分析结果，结合探测器能力，确定规避背罩和粗避障机动策略为：若抛背罩时刻的水平速度≥25 m/s，则不执行背罩规避机动控制，等待进入舱到达预定高度范围(约800 m)进行粗避障成像和避障机动；否则，执行背罩规避和粗避障机动控制.据此设计的伞-背罩组合体规避和粗避障一体化机动轨迹规划描述如下.

如图6所示，在伞降控制段记录进入舱固连系下的位置A，抛背罩后记录进入舱固连系下的位置B，并利用光学避障敏感器对着陆区进行光学成像；A、B和火星中心确定1个飞行轨迹平面，飞行轨迹平面与火星当地水平表面的交线为A1_B1.背罩-伞与进入舱平台分离前具有相同的飞行速度，分离后的背罩-伞处于无控状态，应基本这个飞行轨迹平面内及附近飞行，最终也必然落到交线A1_B1附近.

图6 粗避障与背罩规避算法的安全区示意图

依据背罩规避相对距离要求，进入舱平台应尽快飞离A_B和A1_B1构成的平面，预先划定直线L1和L2之间的区域是需要规避的危险区域，粗避障选取的安全着陆点必须在直线L1/L2外侧.考虑到粗障碍识别是通过对着陆区光学成像实现的，需要将地面交线A1_B1投影到像平面上，确定成像区域内需要规避的危险区域，仅在安全区域(直线L1/L2外侧)选取安全着陆点，同时实现粗避障和背罩规避.

(3)为了同时满足减速和轨迹机动的需求，在动力规避段采用了多项式减速与轨迹机动制导算法.在没有获取安全着陆点时，选取当前星下位置为着陆点，仅减速和控制高度，不控制水平位置；一旦图像处理获取到安全着陆点，就引入水平位置控制，进行位置和速度的三维控制，实现背罩规避和粗避障或仅实现需要的粗避障.动力减速段的避障段初始速度接近垂直方向，受下降时间和推进剂等约束，着陆器发动机推力方向调整角度不能太大，设计了推力方向角度调整策略，优先保证速度和高度控制，同时实现约束范围的粗避障.

2.2 导航模块

火星EDL过程采用的导航敏感器为IMU和测距测速敏感器，其中在伞降段抛大底以前仅IMU可用，为惯性导航；在抛掉大底以后测距测速敏感器可以提供相对于火星表面的速度和距离信息，对惯导进行修正，为惯性+测距测速修正导航.

由于惯性+测距测速修正导航系统不具备位置、速度和姿态的全可观性，因此嫦娥系列月球软着陆任务乃至国外火星着陆任务一般仅利用测距测速敏感器对三维速度和高度进行修正.这种方式对于火星着陆任务有着一定的风险，这是因为火星EDL过程开伞时的喘振效应明显，会产生很大的角速度及角加速度严重影响了惯导系统的性能，特别是姿态确定的性能，甚至会出现多陀螺饱和现象导致导航姿态计算完全错误.如果惯导姿态确定精度下降或者计算错误，则就可能导致高度、速度等其他导航状态量计算误差大、计算错误的问题，给任务带来失败风险.针对这一风险，天问一号设计了多源融合高容错着陆自主导航方案，如图7所示.在开伞时对开伞的动态进行评估，当出现多陀螺饱和时(超高动态)，在测距测速敏感器可用后利用测距测速敏感器和IMU对导航基准进行重构；当出现陀螺性能下降可能导致姿态误差过大的时候(高动态)，在测距测速敏感器可用以后利用测距测速敏感器和IMU对垂向姿态进行修正；如果没有出现超高动态和高动态，则直接利用测距测速敏感器对惯导的高度和速度进行修正.对于超高动态和高动态，在完成导航基准重构或者引力方向修正以后就可以采用测距测速敏感器对惯导的高度和速度进行修正算法.

图7 多源融合高容错着陆自主导航方案

开伞后，对6个陀螺用平衡方程打分，若选取的3个陀螺中有陀螺角速度大于300(°)/s的情况，则认为发生了开伞后角速度过大，对应超高速的情况，此时调用多陀螺饱和后的导航基准快速重构方法.算法原理是微波类测速敏感器可直接测量获取进入舱相对火星表面的速度，该测量速度的一段时间内的变化量对应于重力以及其他作用于进入舱上的非保守力的联合作用；该段时间内的加速度计累计量体现了作用于进入舱上的非保守力联合作用，两者做差可获得一段时间内重力所产生的速度增量，对该值进行平滑滤波可重构重力方向.该算法仅能确定重力方向，无法确定探测器的水平方位角.

对于高动态，这时候没有出现多陀螺饱和带来的导航姿态基准丢失问题.但是大角速度和大角加速度会降低惯导姿态确定精度，从而会导致导航水平速度计算误差过大，容易在着陆时带来侧翻风险.这时候如果采取超高动态导航基准重构算法进行导航重构的话，将丢失水平方向的姿态，会损失着陆精度.针对这一问题，设计了高动态下基于测距测速敏感器的引力方向修正算法，原理在于利用导航基准重构的引力方向对惯导姿态确定的引力方向进行修正，提高了最终的姿态确定精度，确保着陆安全，水平方位角依然使用惯导积分并滤波获得.

2.3 控制模块

控制方面针对火星EDL力学环境复杂，干扰大、时间短的特点，在充分借鉴嫦娥系列月球着陆器的方案基础上，重点解决大干扰下姿态控制的快速性和鲁棒性.

进入舱在EDL各阶段的控制策略为：大气层外的进入舱姿态控制采用像平面控制.大气层内采用PID+PWM姿控算法，但根据各飞行阶段的任务，算法进行针对性的调整：气动减速段的倾侧角按照PID控制律进行姿态角控制，攻角和侧滑角按速率阻尼方式计算控制量；伞降段的俯仰和偏航通道采用速率阻尼控制，为增加与动力减速段的衔接程度，滚动轴进行姿态和角速度控制，目标姿态与当地天南东坐标系一致.

(1)由于伞降过程的动力学高度不确定性的特点，动力下降段的入口条件散布较大.动力规避段的持续时间只有约60s.探测器需要在极为有限的范围内完成减速过程及避障过程，并在最终时刻将姿态调整到竖直状态，这导致制导系统给出的指令目标角度变化十分迅速.

针对动力避障段的姿态快速跟踪问题，设计了一种推力指向与滚动姿态解耦控制方法[4].对于任意两个坐标系之间的转换，传统一般可采用绕某个轴的一次转动，和绕3个轴的3次转动，前者对应误差四元数，后者对应三轴欧拉角误差.不同于传统的一次转动和3次转动，火星进入舱将坐标系之间的转换分解为两次转动.即第一次转动为由推力方向按照最短路径转动到目标推力方向，第二次转动为绕推力方向的转动.将第一次转动对应的姿态误差分解到俯仰和偏航轴，此时俯仰和偏航轴的控制将完全用于推力方向的跟踪.该方法优先确保推力指向的快速机动，可有效确保系统的安全性.

(2)针对着陆巡视器姿控推力器配置多、可靠性要求高的特点，设计了基于干扰力和干扰力矩快速辨识的推力器故障快速诊断和重构算法，实现了推力器出现故障情况下的高容错控制，显著提高了姿态控制的鲁棒性.

进入舱配置了8个水平方向的250 N推力器(编号D1～D8)用于100 m以下避障段的姿态控制和水平方向的平移避障控制，如图8所示.当某台推力器发生故障时，容易在平移避障时对滚动姿态产生大的扰动，从而影响水平减速和避障功能.为此，姿态控制系统应具备足够的容错控制和推力器故障诊断和重组能力.由于避障过程仅20多秒，距离着陆时间很短，要求姿控系统具备快速和可靠的故障诊断能力.为此GNC系统设计一种基于干扰力矩和干扰力矩快速辨识的避障推力器诊断和重组算法，设计了干扰力矩和干扰力的估计器，根据干扰力和干扰力矩的方向辨识结果，结合合理的判断阈值，对故障推力器进行定位，如表1所示.当诊断出某推力器故障后，进行发动机的重组，利用多台发动机的合力产生该方向的合成推力，并根据控制能力计算每个方向的喷气时间.

图8 平移推力器布局示意图

表1 故障推力器对应的干扰力和干扰力矩方向

2.4 障碍识别与图像处理模块

进入舱采用了嫦娥系列月球着陆器的的接力避障架构[2].在进入舱距离火星表面约1 km高，进行光学粗避障的安全点解算，算法中综合考虑了背罩规避的问题；进入悬停模式(距火星表面约100 m高)后，利用激光三维扫描或光学双目成像，获取落区三维地形，进行精避障的安全点解算.在图像处理模块解算出安全点后，制导律更新目标落点，探测器向新的落点机动.

在敏感器配置上充分考虑了冗余备份.多功能避障敏感器具有光学成像功能，可与光学避障敏感器形成备份.此外两个避障敏感器的光轴指向平行，并在整器布局上拉开一定间距，形成了光学双目基线，构成双目立体相机，在悬停段与多功能避障敏感器的激光三维成像功能形成备份.避障系统的组合使用方案如图9所示.

图9 成像类敏感器组合使用方案

双目成像需用到两个敏感器在探测器的安装数据.在整器总装时完成两个敏感器的安装测量，但在EDL过程中两个敏感器的安装相对关系因环境因素会发生变化.为此在进入悬停模式前，在距火星表面约300 m高处利用两个探头的光学图像进行相对安装偏差的标定，并将标定结果用于悬停段双目匹配的解算.

3 在轨飞行情况

天问一号火星探测器由“长征五号”运载火箭发射入轨后，经202天的地火转移到达火星；2021年2月10日实现火星捕获，经多次轨道调整后进入火星停泊轨道；在火星停泊轨道进行了着陆点预探测和轨道精调.

2021年5月15日1点16分，探测器实施降轨转入火星大气进入轨道，而后建立分离姿态.4点19分，环绕器与进入舱分离，进入舱启动姿态控制，继续沿大气进入轨道向火星大气进入点滑行.4点52分，环绕器实施升轨机动，转入火星着陆中继轨道.

进入舱GNC系统在降轨前约14 h加电，在降轨前结合星敏感器的测量输出，完成了陀螺常漂及加计零位的估计.结果显示陀螺常漂及加计零偏稳定，且与前次标定结果的数据重复性好，IMU状态正常.此外星敏感器及进入下降控制单元状态正常.

5月15日7点08分54秒，进入舱到达距离火星参考表面约125 km的大气进入点，此时进入速度约4.8 km/s，开始EDL过程.进入舱首先利用火星大气进行气动减速，期间在速度约2.8 Ma时，进入舱起爆火工品展开配平翼，调整标称攻角为0°，以确保降落伞开伞状态.气动减速段结束时，探测器速度约1.8 Ma，距火星参考表面高度约11 km.

当马赫数小于1.8时，发出了降落伞打开指令，进入伞降减速段，此时高度约13 km；降落伞打开后，速度急剧减小，20 s后马赫数降至0.5左右，发出了抛大底指令.抛大底后10 s着陆缓冲机构展开，随后测距测速敏感器开始工作，引入了相对火星表面实际地形的测量信息，对惯性导航进行了高度和速度修正，显著提高了导航高度和速度精度，为后续进入动力减速段做好准备.

当高度降至约1.3 km、马赫数约0.25时，伞-背罩组合体与着陆平台分离，动力减速段开始；分离后光学成像敏感器获取了着陆区图像，并基于伞-背罩组合体规避的约束给出了安全着陆点.分离后1 s 7 500 N主发动机开始点火，着陆平台进一步减速同时开展了伞-背罩组合体规避和避障机动(实际效果如图11所示[7]).当高度降至约100 m时，着陆平台保持悬停状态，避障敏感器获取了着陆区三维地形数据，处理后确定了最终安全着陆点；转入避障机动段，利用水平推力器实现了精避障机动，到达最终着陆点上方(精避障实际效果如图12所示[7])，垂向速度减至约1.5 m/s，消除水平速度，高度降至约20 m；转入缓速下降段，着陆平台以约1.5 m/s垂向速度缓速下降，继续消除水平速度，保持姿态垂直火星表面，直到2个及以上触火敏感器有效，关闭主发动机.最终着陆状态为：水平速度小于0.16 m/s和姿态误差小于0.1°.

图10 天问一号EDL过程高度马赫数随时间变化曲线

图11 天问一号环绕器拍摄的实际着陆区图像(伞-背罩组合体规避效果)

图12 祝融号火星车拍摄的实际着陆点图像(精避障效果)

整个EDL从125 km高到着陆火星表面持续约540 s.其中气动减速段持续时间约281 s，其中的升力控制段持续时间为约210 s，伞降段持续时间约169 s.动力减速段持续时间约90 s.

4 结 论

天问一号探测器成功着陆火星标志着我国已经成功掌握了火星着陆技术.地外天体软着陆GNC系统技术在自主性、容错性、鲁棒性、环境适应性、规划规避能力和安全性等方面得到显著提升.天问一号全自主进入下降着陆GNC系统所突破的关键技术，能够为我国即将开展的火星采样返回、小行星采样返回、探月四期着陆任务和载人登月等任务提供坚实的技术基础.与此同时，还可以拓展应用到其它天体探测器任务中，例如木星系及行星穿越探测器、金星着陆探测器等.天问一号着陆的制导、导航和控制方案算法以及系统设计技术均可以在这些任务中发挥重要作用.