2021年 第8卷 第2期
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2021, 8(2): 111-123.
doi:10.15982/j.issn.2096-9287.2021.20210039
摘要:
在深空探测过程中，探测器飞行距离远、所处环境动态多变，传统地面站遥测遥控方式很难满足探测器控制的实时性、鲁棒性和安全性等要求，迫切需要探测器具有自主性，而自主规划技术是实现探测器自主运行的核心技术之一。介绍了自主规划技术发展历程，给出了深空探测器自主规划内涵，分别从自主规划和执行框架、任务规划知识模型、任务规划和重规划、运动规划以及科学观测任务规划六方面进行总结和分析关键技术，并根据技术发展和任务需求，提出了深空探测器自主规划技术发展趋势和重点研究方向。
在深空探测过程中，探测器飞行距离远、所处环境动态多变，传统地面站遥测遥控方式很难满足探测器控制的实时性、鲁棒性和安全性等要求，迫切需要探测器具有自主性，而自主规划技术是实现探测器自主运行的核心技术之一。介绍了自主规划技术发展历程，给出了深空探测器自主规划内涵，分别从自主规划和执行框架、任务规划知识模型、任务规划和重规划、运动规划以及科学观测任务规划六方面进行总结和分析关键技术，并根据技术发展和任务需求，提出了深空探测器自主规划技术发展趋势和重点研究方向。
2021, 8(2): 124-131.
doi:10.15982/j.issn.2096-9287.2021.20200075
摘要:
火星环境存在不确知、电子设备故障难预测等特点，严重影响巡视器已有规划在火星表面实际应用的效果，执行任务易造成失败。在火星巡视器与地面站之间通信存在长时延的客观事实下，提出一种基于状态差异的快速任务规划修复方法。利用感知状态与动作执行的必要状态之间的差异，从已有规划中提取关键信息来构建不同时刻的部分状态，提出了基于部分状态的火星巡视器快速任务规划修复策略，并考虑实际状态与部分状态之间的差异，设计了基于状态差异的搜索空间删减方法，有目的地生成、扩展节点并消解冲突，以提高规划修复效率。仿真实验结果表明，该方法不仅提高了火星巡视器任务规划修复的效率，而且保障了规划稳定性，可为航天器快速自主应对执行时的突发事件提供技术支持。
火星环境存在不确知、电子设备故障难预测等特点，严重影响巡视器已有规划在火星表面实际应用的效果，执行任务易造成失败。在火星巡视器与地面站之间通信存在长时延的客观事实下，提出一种基于状态差异的快速任务规划修复方法。利用感知状态与动作执行的必要状态之间的差异，从已有规划中提取关键信息来构建不同时刻的部分状态，提出了基于部分状态的火星巡视器快速任务规划修复策略，并考虑实际状态与部分状态之间的差异，设计了基于状态差异的搜索空间删减方法，有目的地生成、扩展节点并消解冲突，以提高规划修复效率。仿真实验结果表明，该方法不仅提高了火星巡视器任务规划修复的效率，而且保障了规划稳定性，可为航天器快速自主应对执行时的突发事件提供技术支持。
2021, 8(2): 132-139.
doi:10.15982/j.issn.2096-9287.2021.20200072
摘要:
针对小行星表面复杂崎岖形貌对附着安全构成的威胁，提出一种形貌自适应附着轨迹动态规划方法。基于构建的附着过程多目标最优路径点序列，结合障碍检测信息在线评估探测器受到的碰撞威胁大小，当障碍与标称附着轨迹产生冲突时，通过设计最少路径点局部重规划方法，实现路径点鲁棒跟踪与局部避障轨迹动态规划的自主切换，增强探测器对复杂形貌环境的自适应能力，提高小行星附着任务安全性。
针对小行星表面复杂崎岖形貌对附着安全构成的威胁，提出一种形貌自适应附着轨迹动态规划方法。基于构建的附着过程多目标最优路径点序列，结合障碍检测信息在线评估探测器受到的碰撞威胁大小，当障碍与标称附着轨迹产生冲突时，通过设计最少路径点局部重规划方法，实现路径点鲁棒跟踪与局部避障轨迹动态规划的自主切换，增强探测器对复杂形貌环境的自适应能力，提高小行星附着任务安全性。
2021, 8(2): 140-146.
doi:10.15982/j.issn.2096-9287.2021.20200071
摘要:
在地外天体执行遥操作任务时，在复杂约束条件下会出现多分支作业选择困难、事件属性设置复杂等现实难题。提出了一种通用型任务智能规划方法——分层规划对象模型（Hierarchical Plan Object Model，HPOM），巡视器在地外天体作业时，其分解为多选项作业、带约束行为、多分支指令序列、参数化虚拟指令4个层次，将带约束行为表示的计划转化为行为规划问题进行求解，获得求解方法集合。采用“人机协同迭代求解”（Human-In-The-Loop，HITL）的处理流程，生成指令序列以期实现对不同规划粒度方案的一致性验证。该方法已成功应用于“嫦娥四号”（Chang'E-4 ，CE-4）任务，为任务圆满成功提供了技术支撑。
在地外天体执行遥操作任务时，在复杂约束条件下会出现多分支作业选择困难、事件属性设置复杂等现实难题。提出了一种通用型任务智能规划方法——分层规划对象模型（Hierarchical Plan Object Model，HPOM），巡视器在地外天体作业时，其分解为多选项作业、带约束行为、多分支指令序列、参数化虚拟指令4个层次，将带约束行为表示的计划转化为行为规划问题进行求解，获得求解方法集合。采用“人机协同迭代求解”（Human-In-The-Loop，HITL）的处理流程，生成指令序列以期实现对不同规划粒度方案的一致性验证。该方法已成功应用于“嫦娥四号”（Chang'E-4 ，CE-4）任务，为任务圆满成功提供了技术支撑。
2021, 8(2): 147-153.
doi:10.15982/j.issn.2096-9287.2021.20200069
摘要:
深空探测器在执行姿态机动任务中，通常需要优化多个性能指标参数。此外，姿态指向约束和有界约束的存在显著减小了姿态机动路径的可行空间。在复杂的多约束条件下，多目标姿态机动优化对深空探测器系统是一个极大的挑战。提出多目标组合的概念，通过物理规划方法将多目标优化转换为单目标规划问题。考虑到欧拉路径的低能量特性，提出一种多目标组合规划方法，通过欧拉路径改进差分进化算法的变异过程，实现多约束多目标姿态机动路径组合规划。最后，对深空探测器大角度姿态机动进行多目标组合规划数值仿真，验证了该方法的可行性和有效性。
深空探测器在执行姿态机动任务中，通常需要优化多个性能指标参数。此外，姿态指向约束和有界约束的存在显著减小了姿态机动路径的可行空间。在复杂的多约束条件下，多目标姿态机动优化对深空探测器系统是一个极大的挑战。提出多目标组合的概念，通过物理规划方法将多目标优化转换为单目标规划问题。考虑到欧拉路径的低能量特性，提出一种多目标组合规划方法，通过欧拉路径改进差分进化算法的变异过程，实现多约束多目标姿态机动路径组合规划。最后，对深空探测器大角度姿态机动进行多目标组合规划数值仿真，验证了该方法的可行性和有效性。
2021, 8(2): 154-162.
doi:10.15982/j.issn.2096-9287.2021.20200087
摘要:
相较于自成体系、相互独立的卫星通信或导航系统，通导一体化系统的服务更加立体、更加全面。然而，现有的系统距离真正的通导一体都还存在着一定的差距。基于卫星通信提出了一种连续数据传输系统的通导一体架构及其实现方案，采用的“查询–应答”式的测量策略，无需授时信源和授时信宿在同一时刻发送测距信息，避免了收发测距终端存在的潜在风险，有效地提高了距离和钟差的测量精度。并以载人登月为背景，给出了利用月球中继通信系统实现月面导航的案例。仿真结果表明，通导一体系统在为月面目标提供通信服务的同时，还可以提供较高精度的定位和授时服务，可用于未来载人登月信息系统的设计。
相较于自成体系、相互独立的卫星通信或导航系统，通导一体化系统的服务更加立体、更加全面。然而，现有的系统距离真正的通导一体都还存在着一定的差距。基于卫星通信提出了一种连续数据传输系统的通导一体架构及其实现方案，采用的“查询–应答”式的测量策略，无需授时信源和授时信宿在同一时刻发送测距信息，避免了收发测距终端存在的潜在风险，有效地提高了距离和钟差的测量精度。并以载人登月为背景，给出了利用月球中继通信系统实现月面导航的案例。仿真结果表明，通导一体系统在为月面目标提供通信服务的同时，还可以提供较高精度的定位和授时服务，可用于未来载人登月信息系统的设计。
2021, 8(2): 163-170.
doi:10.15982/j.issn.2096-9287.2021.20200076
摘要:
针对月面应急上升问题，研究了一种显式自适应制导方法。根据极大值原理，推导建立了5个约束条件下最大能量入轨的两点边值问题。设计了一种双层迭代求解策略，内层通过牛顿迭代求解最大能量入轨的两点边值问题，外层通过调整时间使得速度满足目标速度。在外层迭代中，设计了一种时间迭代调整策略；在内层求解两点边值问题中，根据任务中推力方向变化规律，设计一种协态变量主矢量初值的选取策略。仿真结果表明，设计的制导律能可靠收敛，目标参数装订简单，可适应共面上升任务和异面上升任务。在存在秒耗量和比冲偏差的情况下，仍具有较高的制导精度。
针对月面应急上升问题，研究了一种显式自适应制导方法。根据极大值原理，推导建立了5个约束条件下最大能量入轨的两点边值问题。设计了一种双层迭代求解策略，内层通过牛顿迭代求解最大能量入轨的两点边值问题，外层通过调整时间使得速度满足目标速度。在外层迭代中，设计了一种时间迭代调整策略；在内层求解两点边值问题中，根据任务中推力方向变化规律，设计一种协态变量主矢量初值的选取策略。仿真结果表明，设计的制导律能可靠收敛，目标参数装订简单，可适应共面上升任务和异面上升任务。在存在秒耗量和比冲偏差的情况下，仍具有较高的制导精度。
2021, 8(2): 171-181.
doi:10.15982/j.issn.2096-9287.2021.20200079
摘要:
针对行星定点软着陆实时在线制导的任务需求，设计了基于序列凸优化的动力下降燃料最优轨迹求解算法。算法采用预标记的中心差分法线性化动力学方程，并提出将性能指标相对偏差作为收敛终止条件，能够快速生成燃料最优轨迹。此外，在分析最优轨迹簇剩余燃料和终端时间关系的基础上给出其拟合函数，作为最优终端时间的近似估算，以减少算法求解未知变量的维数。数值仿真结果表明，与对动力学方程先进行变量代换再线性化的传统凸化方法相比，该算法对初始猜想不敏感，收敛性好且终端误差较小。
针对行星定点软着陆实时在线制导的任务需求，设计了基于序列凸优化的动力下降燃料最优轨迹求解算法。算法采用预标记的中心差分法线性化动力学方程，并提出将性能指标相对偏差作为收敛终止条件，能够快速生成燃料最优轨迹。此外，在分析最优轨迹簇剩余燃料和终端时间关系的基础上给出其拟合函数，作为最优终端时间的近似估算，以减少算法求解未知变量的维数。数值仿真结果表明，与对动力学方程先进行变量代换再线性化的传统凸化方法相比，该算法对初始猜想不敏感，收敛性好且终端误差较小。
2021, 8(2): 182-189.
doi:10.15982/j.issn.2096-9287.2021.20200081
摘要:
针对空间引力波探测器的精密轨道确定问题，选取LISA（Laser Interferometer Space Antenna）作为研究对象，建立了探测器的目标仿真环境，模拟生成美国深空网（Deep Space Network，DSN）和中国深空网（China Deep Space Network，CDSN）在不同测站下的测距测速数据，采用非线性加权最小二乘（Weighted Least Squares，WLS）和蒙特卡洛方法（Monte Carlo，MC）分析跟踪弧长、测轨数据类型、测站数量及其分布等因素对LISA探测器定轨精度的影响。仿真结果表明：①增加测站的定轨弧长，可有效提高轨道确定精度，当跟踪弧段达到20 d时，探测器位置确定精度可达92 m；②在现有测量精度条件下，测距信息对定轨精度的贡献较大，测距/测速组合定轨方式与仅利用测距、测速定轨相比，估计的位置精度分别提高了32.23%、99.52%；③采用多测控网定轨模式可以提高多站共视比率，有利于提高定轨精度和收敛速度，DSN/CDSN联合定轨比仅采用DSN定轨的平均位置精度提高43.73%。
针对空间引力波探测器的精密轨道确定问题，选取LISA（Laser Interferometer Space Antenna）作为研究对象，建立了探测器的目标仿真环境，模拟生成美国深空网（Deep Space Network，DSN）和中国深空网（China Deep Space Network，CDSN）在不同测站下的测距测速数据，采用非线性加权最小二乘（Weighted Least Squares，WLS）和蒙特卡洛方法（Monte Carlo，MC）分析跟踪弧长、测轨数据类型、测站数量及其分布等因素对LISA探测器定轨精度的影响。仿真结果表明：①增加测站的定轨弧长，可有效提高轨道确定精度，当跟踪弧段达到20 d时，探测器位置确定精度可达92 m；②在现有测量精度条件下，测距信息对定轨精度的贡献较大，测距/测速组合定轨方式与仅利用测距、测速定轨相比，估计的位置精度分别提高了32.23%、99.52%；③采用多测控网定轨模式可以提高多站共视比率，有利于提高定轨精度和收敛速度，DSN/CDSN联合定轨比仅采用DSN定轨的平均位置精度提高43.73%。
2021, 8(2): 190-197.
doi:10.15982/j.issn.2096-9287.2021.20200080
摘要:
基于太阳震荡的时间延迟是一种新型天文导航量测量，将其与星光角距量测量结合，可以提高导航性能。然而，火卫一的星历误差将降低导航精度。针对这一问题，提出了一种快速星光角距/时间延迟量测组合导航方法，在线估计火卫一的位置和速度，抑制火卫一星历误差对星光角距/时间延迟量测组合导航估计精度的影响，并引入事件触发机制，通过设定阈值对新息（innovation）的幅值进行检验，选择性地进行基于时间延迟的隐式无迹卡尔曼滤波。仿真结果表明，提出的方法可以在保证导航精度的前提下，比在线估计运行的天文测角/时间延迟量测组合导航方法耗时减少约90%，有效提高了导航实时性，可为火星导航提供技术支持。
基于太阳震荡的时间延迟是一种新型天文导航量测量，将其与星光角距量测量结合，可以提高导航性能。然而，火卫一的星历误差将降低导航精度。针对这一问题，提出了一种快速星光角距/时间延迟量测组合导航方法，在线估计火卫一的位置和速度，抑制火卫一星历误差对星光角距/时间延迟量测组合导航估计精度的影响，并引入事件触发机制，通过设定阈值对新息（innovation）的幅值进行检验，选择性地进行基于时间延迟的隐式无迹卡尔曼滤波。仿真结果表明，提出的方法可以在保证导航精度的前提下，比在线估计运行的天文测角/时间延迟量测组合导航方法耗时减少约90%，有效提高了导航实时性，可为火星导航提供技术支持。
2021, 8(2): 198-204.
doi:10.15982/j.issn.2096-9287.2021.20200086
摘要:
针对未知环境下行星表面导航问题，提出一种利用未知陆标序列图像测量的行星表面相对导航方法。该方法以初始时刻星下点天南东系为着陆参考坐标系，利用行星表面未知陆标在连续3幅下降图像中的观测信息及探测器状态估计建立未知陆标的隐式测量模型，通过扩展卡尔曼滤波（Extended Kalman Filter，EKF）所建立的未知陆标隐式测量模型和基于惯性测量单元（Inertial Measurement Unit，IMU）测量建立的运动学模型对探测器的相对运动状态进行估计。以火星着陆为例进行数学仿真，仿真结果表明提出的方法可有效估计探测器相对行星表面的速度以及相对于着陆点的位置，能够满足行星安全着陆自主相对导航的要求。
针对未知环境下行星表面导航问题，提出一种利用未知陆标序列图像测量的行星表面相对导航方法。该方法以初始时刻星下点天南东系为着陆参考坐标系，利用行星表面未知陆标在连续3幅下降图像中的观测信息及探测器状态估计建立未知陆标的隐式测量模型，通过扩展卡尔曼滤波（Extended Kalman Filter，EKF）所建立的未知陆标隐式测量模型和基于惯性测量单元（Inertial Measurement Unit，IMU）测量建立的运动学模型对探测器的相对运动状态进行估计。以火星着陆为例进行数学仿真，仿真结果表明提出的方法可有效估计探测器相对行星表面的速度以及相对于着陆点的位置，能够满足行星安全着陆自主相对导航的要求。
2021, 8(2): 205-212.
doi:10.15982/j.issn.2096-9287.2020.20200045
摘要:
随着深空探测任务不断推进，空间探测器对于动力的需求也在不断提升，基于碱金属热电转换器（Alkali Metal Thermal to Electric Converter，AMTEC）的空间核反应堆电源系统由于其自身优良的特性被广泛关注。基于热力学第一和第二定律，结合空间核反应堆电源系统内部热力过程能量传递特性，建立了电源系统整体热力学分析模型和针对内部反应堆、蒸发器、BASE、冷凝器等6个控制单元的能量传递及㶲分析数学模型，讨论了反应堆堆芯温度和输出电流密度对整个电源系统和内部各控制单元性能的影响规律。仿真研究结果表明：堆芯温度增加，空间核反应堆电源系统输出电功率和㶲效率增加；随着输出电流密度的增大，输出电功率和㶲效率先增大后降低，出现最大值；不同的堆芯温度对应了使系统性能最优的输出电流密度；经过对比分析各控制单元㶲损失的影响规律，发现㶲损失较大的部件为冷凝器和蒸发器。可为空间核反应堆电源系统设计和优化提供前期理论支撑。
随着深空探测任务不断推进，空间探测器对于动力的需求也在不断提升，基于碱金属热电转换器（Alkali Metal Thermal to Electric Converter，AMTEC）的空间核反应堆电源系统由于其自身优良的特性被广泛关注。基于热力学第一和第二定律，结合空间核反应堆电源系统内部热力过程能量传递特性，建立了电源系统整体热力学分析模型和针对内部反应堆、蒸发器、BASE、冷凝器等6个控制单元的能量传递及㶲分析数学模型，讨论了反应堆堆芯温度和输出电流密度对整个电源系统和内部各控制单元性能的影响规律。仿真研究结果表明：堆芯温度增加，空间核反应堆电源系统输出电功率和㶲效率增加；随着输出电流密度的增大，输出电功率和㶲效率先增大后降低，出现最大值；不同的堆芯温度对应了使系统性能最优的输出电流密度；经过对比分析各控制单元㶲损失的影响规律，发现㶲损失较大的部件为冷凝器和蒸发器。可为空间核反应堆电源系统设计和优化提供前期理论支撑。
