火星探测器的导航是探测任务成功的关键因素之一。在以往的深空探测任务中,大都以地面测控的方式对探测器进行导航与跟踪测控,中国的探月计划嫦娥系列任务目前也主要依靠地面测控的方式进行导航与跟踪。过去,在探月和深空探测任务中地面测控导航方式取得了很大成功,但对火星探测器而言,地面无线电导航还有以下难以克服的缺点:1)由于火星探测器和地球距离远,导致通信时延大。地火往返通信传输时间一般在几十分钟,最少时也有10min左右。由于通信时延大,地面测控中心不能对火星探测器进行实时监视和控制操作,难以满足实时性高任务的导航和控制要求。另外,由于时延大,一旦探测器的导航、控制系统出现故障,地面测控中心难以及时发现和解决,增加了探测器的风险。2)地面测控系统可以支持火星探测任务的资源有限且耗资巨大,随着深空探测器数量的不断增加,地面深空测控站资源会越来越紧张。3)火星和地球都绕太阳运行,每过一段时间太阳就会位于地球和火星的中间位置,而太阳对无线电信号有很大的干扰,在这段时间内地面和火星探测器的通信会因太阳干扰而中断。另外火星本身也会对地面站和火星探测器造成遮挡。
火星探测器的自主导航就是不依赖于地面深空网测控系统的支持,利用探测器自身搭载的测量手段和导航控制计算系统测定探测器自身位置速度等状态信息。随着探测器搭载计算机性能的提升,导航滤波算法速度也在提高;同时星载光学测量、无线电测量、X射线测量等测量技术也在迅速发展。目前深空探测器自主导航受到的技术限制已经越来越小,火星探测器利用自主导航技术完成导航任务的条件也越来越成熟。
自主导航可以降低火星探测器对地面深空测控网的依赖,减小地面测控系统需要消耗的大量人力、物力资源。同时自主导航也可以支持和满足探测器需要高实时性的导航需求,在一些实时性要求高的场景中提供导航支持,使探测器能更好地完成任务。本文对火星探测器自主导航方法的国内外研究现状进行了综述与总结,对自主导航算法需要研究的关键技术进行了梳理和探讨,提出了火星探测器在巡航段、捕获段和环绕段等不同阶段场景下的测量手段、自主导航方法的建议和设想。
美国NASA(National Aeronautics and Space Administration,国家航空航天局)/JPL(Jet Propulsion Laboratory,喷气推进实验室)在以往的火星探测任务中,由地面测控系统进行导航取得了很大成功。其中依靠深空测控站的测距、多普勒测速测量和VLBI(Very Long Baseline Interferometry,甚长基线干涉测量)等测量手段为主的地面导航,在MRO(Mars Reconnaissance Orbiter,火星勘测轨道器)任务中精度最高可达几十m量级[1-2]。美国GFC(Goddard Space Flight Center,哥达德航天中心)的GEODYN-II软件也是用于深空探测器精密定轨的知名软件[3]。俄罗斯目前的火星探测器的定轨精度也达到百m以内。国内,北京航天飞行控制中心、上海天文台、西安卫星测控中心等单位在深空探测地面定轨预报导航方面有研究和发展,在中国嫦娥系列探月任务中很好地完成了任务[4],另外武汉大学也在这方面有研究。国内在火星探测轨道计算方面也有不少研究,在2009年和2010年前后,为了支持当时萤火一号火星探测器计划,上海天文台和北京航天飞行控制中心也开展了利用地面深空站和VLBI进行轨道确定的策略研究,以支持火星探测器导航的相关工作。并和ESA(European Space Agency,欧空局)合作,利用ESA的MEX(Mars Express,火星快车)探测器测量数据进行分析和仿真计算,上海天文台和北京航天飞行控制中心的环绕火星段轨道计算精度为百m左右[5-7]。
自主导航不需依靠地面深空网测量数据,利用其他能够自主测量的导航信标和测量手段。目前,针对绕地球运行的地球卫星,学者们开展了利用地磁场、地球重力场等手段进行自主导航的研究,很多卫星采用星载GPS(Global Positioning System,全球定位系统)、BDS(BeiDou Naviga-tion Satellite System,中国北斗卫星导航系统)和GNSS(Global Navigation Satellite System,全球导航卫星系统)等导航卫星星座实现了高精度的自主导航。但这些方法都难以用于火星探测器的自主导航,还需要寻找另外的导航信标和测量手段。
早在20世纪60年代的阿波罗登月任务中,阿波罗飞船搭载六分仪作为光学敏感器,Battin等就提出了利用六分仪光学测量地球、月球、太阳等太阳系内已知精确位置的天体与恒星在探测器视场中的夹角估计出航天器位置的方法[8]。由于测量精度不高和当时星载计算机能力有限等技术条件的限制,自主导航当时一般只作为地面测控系统定轨方式导航功能的补充。
1971年5月,美国水手9号 (Mariner-9)火星探测器在进入火星轨道和绕飞火星时,利用搭载的光学相机对火卫一和火卫二进行拍摄,并结合图像中的恒星背景进行自主导航试验。事后对自主导航结果的分析表明,水手9号获得的火星卫星光学观测数据可以满足当时火星捕获阶段导航任务的精度需求[9]。
1998年,美国深空一号 (Deep Space 1)探测器实现了深空探测器巡航阶段中的自主导航[10]。在巡航段,深空一号的自主导航方法是利用探测器搭载的相机对小行星进行拍照,并结合得到图像中的恒星背景实现的。在小行星附近时,从拍摄得到的目标小行星图像中提取相关像元等数据进行自主导航。在巡航段,深空一号自主导航的位置精度可达250km,速度精度可达0.5m/s,可以满足导航精度需求[11]。
美国NASA的星尘号 (STARDUST)彗星探测器在2004年到达彗星Wild-2并完成了采样任务。星尘号在接近 Wild-2时,由于与地球有20min的通信时延,依靠地面测控方式导航难以满足任务实时性要求,于是采用了自主导航系统[12]。
2005年,日本隼鸟号小行星探测器实现了对小行星Itokawa的着陆和采样。隼鸟号根据预先投掷在小行星上的导航信标,融合使用光学敏感器、雷达测距仪及激光测距仪进行自主导航,成功实现了与Itokawa小行星的交会和自主着陆[13]。
2005年,美国深空撞击 (Deep Impact)探测器对目标即彗星Tempel-1进行了高速撞击,并对采集数据进行了记录和回传。在接近及撞击彗星Tempel-1的过程中,探测器的导航与控制都是自主进行的,其利用的是光学对彗星拍摄的图像及恒星敏感器得到的姿态信息[14]。
2005年,美国NASA的MRO在接近火星的过程中,对火星的2颗天然卫星进行了拍照,利用得到的图像和火星卫星的精确位置星历数据,进行了火星接近段自主导航试验,从而为未来火星探测着陆任务提供了较高精度的导航技术导引[15]。
在国内,深空探测的自主导航还没有在工程上实现,目前还处于研究阶段。吴伟仁等研究了火星探测器转移轨道的自主导航方法[16],崔平远等研究了火星着陆自主导航方案[17],王密等研究了火星探测巡航段和捕获段光学测量自主导航技术[18]。宁晓琳、王大轶、黄翔宇、崔文等基于光学和多信息融合对深空探测自主导航做了一定研究[19-23]。中国空间技术研究院的帅平等[24]、装甲兵工程学院的费保俊等[25]以及孙守明[26]、刘劲[27]、毛悦[28]、武瑾媛[29]等对利用X射线脉冲星进行自主导航做了一定的研究,国家天文台的赵成仕等对基于X射线脉冲星导航的可用脉冲星目标源进行了分析研究[30]。熊凯等研究了星间距离测量的自主导航[31],哈尔滨工业大学的王晓明对航天器自主导航系统的能观能控理论进行了研究[32]。李建军、王大轶等研究了火星环绕段基于信息融合的自主导航方法[33]。
利用光学测量信息进行自主导航是当前国内外深空探测器自主导航的最主要方式[34]。光学敏感器作为测量手段,可以获取目标天体或附近自然天体图像,利用这些已知位置星历数据的自然天体作为信标。火卫一 (Phobos)和火卫二 (Deimos)是环绕火星运行的2颗天然卫星,随着测量数据的积累,火星卫星星历精度也越来越高,其位置精度目前可以达到km量级[35]。在巡航段后期和环绕火星段,探测器距离火星天然卫星距离越来越近,利用光学观测,火星的天然卫星就是很好的导航信标。
太阳发出的光由于外层大气的吸收而产生光谱,2000年美国德克萨斯大学的Yim提出了用太阳光谱的多普勒位移得到太阳光线的视向速度用于深空导航[36],也可作为火星探测器的一个导航信标。
这些年来,另一种测量方法也在航天器自主导航中越来越受到重视,这就是X射线脉冲星导航。脉冲星的信号具有非常高的稳定度,是宇宙中天然的高精度时钟信号。1974年,Downs首次提出了在行星际深空探测中利用脉冲星射电信号进行导航的设想[37]。然而,当时只能在辐射信号较弱的射电波段观察到脉冲星,需要至少口径25m以上的接收天线,并且对脉冲星观测时间累积达到24h才能获得满足分辨要求的信噪比,所以利用脉冲星导航很难在工程上实现。此后,脉冲星在X射线波段辐射被发现,1981年Chester和Butman提出了基于脉冲星的X射线波段信号进行航天器导航的方法[38]。2005年,美国马里兰大学的Sheikh的博士论文对基于X射线脉冲星导航理论上做出了很大贡献[39]。他建立了具有X射线波段辐射特性的导航脉冲星数据库,考虑广义相对论效应,提出了一种X射线脉冲TOA(Time of Arrival,到达时间)的精确计算模型,并基于此模型建立了利用脉冲星X射线波段信号进行自主导航的方法。Emadzadeh等又更进一步研究了基于脉冲星X射线波段信号的自主导航方法[40]。美国于2004年启动了XNAV计划,目标是利用脉冲星X射线波段信号进行航天器自主导航验证[41]。这一年,ESA也启动了自己的基于X射线脉冲星测量的深空探测器导航论证和研究。值得一提的是,2016年中国发射了脉冲星导航试验卫星,其重要目标就是对利用X射线脉冲星测量的航天器导航技术进行验证[42-43]。
航天中最常用的测量方式是无线电测量,具有很高的精度,地面深空网测量主要就是依靠无线电测量。2003年,NASA提出了火星网络(Mars Network)计划[44],计划发射6颗卫星到火星轨道后绕火星飞行,这6颗卫星为其他火星探测器提供导航和通信服务,支持未来的火星探测任务。2007年,美国德克萨斯大学的Lightsey、加拿大卡尔加里大学的Kyle等针对Mars Network进行分析,建立了融合使用无线电测量和惯性测量的多信息源数据火星探测器导航方法[45-46]。Hill和Born对星际行星间无线电测量、测距、测速轨道确定作了研究[47]。
在火星探测器飞行过程中,地面深空站也可以提供高精度无线电信号源作为信标。例如在火星探测器捕获段对实时性要求高,地面站可发出无线电信号,探测器可单向接收该信号作为信标。
在轨道机动时,加速度计惯性测量也是常用的导航手段。单一测量源的容错性和导航系统可观测性都受到很多限制,当前很多研究的重点在多测量信息的融合上[48-52]。
火星探测任务中,探测器在不同飞行阶段所受到的外力各不相同。在发射段和在地球引力范围内飞行时,探测器受力和地球卫星一致。进入地火转移轨道的巡航段后,探测器主要受太阳引力影响以及大行星引力摄动和太阳光压摄动,尤其是对于面积质量比较大的探测器,太阳光压摄动是重要摄动项。在进入火星轨道的捕获段,需要探测器靠自身动力制动进入火星轨道,而这时受到的主要力为火星引力、太阳引力和轨控推力。在绕火星飞行的环绕段,探测器受火星非球形引力显著增强,也需要考虑低轨道运行时火星的大气阻力。
目前,虽然在导航算法方面已开展了大量工作,但还有很多需要解决的问题,针对火星探测器具体的场景导航也需要进行研究分析。很多研究工作离付诸工程应用仍有一定距离。
在火星探测器的自主导航中,由于测量数据有限,主要依靠动力学定轨方法进行导航,需要选择比较合适的滤波估计方法。在动力学定轨中,根据对观测数据不同的处理方式,常用的估计算法可分为两种:批处理算法和序贯处理算法。批处理算法最常用的方法是最小二乘法。在数据量少和没有先验信息时,采用最小二乘法很方便,如深空一号探测器的自主导航就是通过加权最小二乘法轨道确定实现的。序贯处理算法是对实时得到的观测数据进行处理,每个数据点得出新的估计值,常用滤波方法有EKF(Extended Kalman Filter,扩展卡尔曼滤波)[53]、UKF(Unscented Kalman Filter,无味卡尔曼滤波)[54]、PF(Particle Filter,粒子滤波)[55]等。
EKF是很常用的滤波方法,NASA、ESA等都采用该方法进行自主导航系统的轨道估值,取得了很好的结果。但该方法依然存在一些问题,如对非线性系统进行线性化时会产生一定的截断误差,计算过程中可能会发生发散现象。为了克服EKF方法的缺点,很多学者提出了一些行之有效的思路和方法。例如Ingram和Tayley等用高斯-马尔科夫过程近似状态方程中的模型参数来解决模型中没有加速度的问题[56],Bern等提出了自适应EKF[57],当滤波状态方差阵超过临界值或滤波结果发散时,滤波器可以调整参数开始新的滤波。针对非线性系统线性化,Fujimoto等提出了基于迭代的EKF、二阶滤波方法[58]。Tapley和Peters提出了U-D滤波[59],Bar-Itzhack和Medan提出了L-D滤波等方法克服滤波发散的问题[60]。
EKF在线性化时除了截断误差问题,还需要推导繁琐的雅克比矩阵,使用很不方便。1995年,牛津大学的Julier等提出了UKF[54]。UKF可以在很大程度上避免EKF中非线性系统线性化带来的截断误差,同时不需要推导繁琐的雅克比矩阵,在很多领域得到了广泛的应用。但对于航天器导航问题,一般情况下UKF的计算速度相对EKF要慢不少。PF算法是基于蒙特卡罗仿真、利用粒子集近似系统状态量的后验概率密度函数的估计方法,适合处理非线性系统和测量非高斯分布的情况,但PF的速度相对来说更慢。这些估计方法都有各自的优点和缺点,需要针对具体情况进行分析选择。
火星探测器在巡航段、捕获段、环绕段有不同的状态,各飞行段的测量信息也不相同。针对火星探测器在巡航段、捕获段、环绕段的不同特性设定导航场景进行分析,根据不同情况对各飞行段自主导航测量数据源进行选取组合,建立火星探测器自主导航的多源测量模型。可选的测量手段包括火星探测器对火星天然卫星的光学测量、X射线脉冲星测量、2个探测器间无线电测量、太阳视向方向多普勒测量、地面辅助信号多普勒测量、惯导测量等。
例如,在巡航段,探测器由地球向火星飞行的巡航段后期,火星的2颗天然卫星可以作为探测器的导航信标,利用火星卫星光学观测数据进行自主导航。从太阳光谱位移得到的太阳视向方向多普勒测量也可以作为导航信息,这时太阳为导航信标。另外该阶段X射线脉冲星也可作为导航信标。
在探测器进入火星轨道的捕获段和火星探测器降落火星的着陆段,由于有很大的通信时间延迟,在以往任务中地面测控中心很难实时提供导航支持,传统的导航方法主要依靠惯性测量提供导航支持。随着时间的逐渐增加,基于惯性测量的导航系统误差会越积累越大。如果惯性导航和动力学导航相结合,可以提高在捕获段、着陆段有轨道机动过程时的导航精度。另外在航天器轨道机动过程中,由于推力大,动力学模型具有很大的不确定性,可以对滤波器进行扩维,将加速度也作为状态量进行估计。在捕获段,地面深空网需要对探测器进行监视,虽然有很大的时间延迟,但地面深空测控站可发出稳定的无线电频率信号,火星探测器上如果也装有稳定度很高的时钟,单向接收到地面信号后进行处理,基于事先已知的地面站频率,可得到多普勒频移信息,进而转换为相对速度测量,这是精度较高的导航信息源。
在环绕火星段,可以设计2个以上的探测器在环绕火星的轨道上飞行,如果这些探测器之间有无线电测距和测速,可以作为导航信息源并结合其他测量手段,在很大程度上提高火星探测器在环绕段的导航精度。2个探测器间测距和测速测量在仅考虑火星中心引力的二体问题下是不可测的,如果同时融合利用火星卫星的光学测量和X射线脉冲星测量,多测量信息联合既保证了系统的可观测性,又可利用高精度的星间测量信息。
在深空探测中,一些航天器可能会使用太阳帆作为驱动力,而太阳帆航天器面积质量比很大,从而光压摄动、火星低轨段大气阻力摄动会比较大。在长期飞行过程中,这些摄动力会由于面积质量比等难以准确估计从而影响导航滤波的稳定性和导航精度,需要在自主导航过程中对小推力、光压系数、大气阻力进行估计来提高模型精度。另外测量系统误差也对自主导航精度有很大影响,在自主导航过程中实时估计测量系统误差也能提高自主导航的精度。
导航系统的可观测性也是自主导航需要研究的一个方向。Kalman最早提出了可观测性的概念。对于线性系统而言,可观测性的判别已经形成了较为完备的理论框架。而对于非线性系统来说,系统可观测度问题仍没有很好的解决方法和一致结论。一个方法是首先对非线性系统进行线性化,依靠线性系统可观测性方法对线性化后的系统进行判别[61],但线性化过程存在截断误差,在线性化的参考点附近得到的线性化系统其可观测性不能保证是否与原非线性系统一致。文献[62]提出了利用测量量对每个待估状态量的偏导数计算可观测性,如果偏导数对每个状态变量是线性独立的,同时与别的测量量也是线性独立的,则系统是可观测的。另外用数值方法也可检测可观测性。一般来说,如果有2个以上完全不相关的测量信标源和测量手段,对航天器导航而言基本上都是可观测的。
目前火星探测活动仍是国际上深空探测任务的热点,世界各航天大国都制定了新的火星探测计划,2016年,中国宣布将于2020年实施自己第一次火星探测计划。具体工程中探测器的导航方法需要对实际任务的导航精度、时效性等需求和搭载测量敏感器的性能进行分析,制定合理方案。本文对火星探测自主导航方法的测量手段、滤波算法、综合技术等进行了梳理和总结,为工程任务提供参考。
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