升力式火星探測器進入軌跡優化設計仿真

劉濤 南英 胡海龍

(1 南京航空航天大學航天學院，南京210016) (2 上海航天八院八部，上海200000)

升力式火星探測器進入軌跡優化設計仿真

劉濤1南英1胡海龍2

(1 南京航空航天大學航天學院，南京210016) (2 上海航天八院八部，上海200000)

針對升力式火星探測器在其完成星際轉移軌道之后，由預定進入點開始反沖制動改變運行軌道進入火星大氣，設計并仿真了進入段的軌跡優化。根據火星的大氣密度及引力場參數，建立相應的火星大氣模型及引力場模型，確定了升力式火星探測器的運動方程。在滿足進入過程的約束條件下，采用遺傳算法對進入軌道進行優化設計，提出不同的推力發動機制動方案并進行分析比較。結果表明，采用推力方案二能夠實現性能指標最優，并求得著陸速度為13.6m/s，最終實現了探測器在火星表面的軟著陸。

軌跡優化； 大氣模型； 引力場模型； 遺傳算法；火星探測器

1 引言

由于在太陽系中的特殊位置，火星是太陽系中與地球生態環境最相似的一顆行星，所以火星探測一直是世界各國深空探測工程中的熱門話題。以“鳳凰號”和“火星科學實驗室”為代表的新一代的火星探測器，通過控制升力從而控制飛行軌跡，并使用降落傘配以反沖變推力發動機制動在火星表面成功軟著陸。中國也初步提出了未來15～20年以月球和火星為主的深空探測工程研究計劃。隨著深空探測技術的迅猛發展，在未來可預見的時間內，人類可實現航天飛機形式的有翼式升力星際探測器[1-4]，通過火星大氣及火箭發動機反沖制動配合升力式進入火星，從而實現更大運載的探測器在目標星球的軟著陸。

火星進入軌跡優化設計是火星探測的關鍵技術之一，與航天器再入返回地球類似，由于火星上存在大氣層，因此要實現火星探測器在火星表面的軟著陸[1-5]，就可以充分利用其大氣對探測器實現氣動減速，使其在火星表面安全著陸。軟著陸就是探測器下降過程中采用降落傘或者反推火箭降低下降速度，到達火星表面時仍保持探測器正常工作狀態的著陸方式。參照航天飛機返回地球，將火星表面軟著陸指標定為：軌道高度為3.5 km,速度為(150±6)m/s。探測器采用航天飛機型升力式氣動布局(美國和日本均已有相應的火星飛機設計方案)，具有較好的升力特性，可充分利用火星大氣層的減速作用配合反沖推力發動機制動，實現探測器在火星表面的軟著陸。

建立火星的大氣密度模型及引力場模型[5-8]，由進入點開始采用制動推力發動機進行反沖，根據不同進入階段的推力發動機反沖制動方案，在滿足過載、動壓等約束條件下，通過遺傳算法全局尋優優化性能指標[9-10]，分析不同發動機制動方案下的軌跡特性及燃料消耗情況，選取最優性能的發動機反沖制動方案及進入軌跡。

2 火星探測器運動模型

火星探測器的運動方程為

式中v為探測器飛行速度；γ為軌跡傾角；ψ為偏航角；h為探測器飛行高度；θ為探測器所在位置經度；φ為探測器所在位置緯度。

對升力式火星探測器進入過程作如下假設：探測器看作運動的質點，飛控系統處于理想工作狀態；大氣相對火星靜止，且同一高度分布均勻；只考慮火星自轉，忽略其公轉。其進入飛行軌跡運動方程為

(1)

式中α、β分別為探測器攻角及側滑角；σ為滾轉角；P為火箭推力；m為探測器質量；mc為反沖發動機每秒消耗燃料質量；CL，CD分別為升力、阻力系數；ρ為火星大氣密度；ωe為火星自轉角速度；rm為火星半徑；r為火星質心與航天器質心的距離；S為探測器參考面積；x、z分別為經度坐標、緯度坐標，單位km；g為火星表面重力加速度；G為火星不同高度處重力加速度；q為動壓。

3 相關設計參數

(1)火星探測器氣動參數

升阻比模型采用航天飛機軌道飛行器的氣動參數模型，具體參數設置如下：

根據工程環境實際，取CD0=0.078 5，CD1=-0.006 2，CD2=0.621 4×10-3，CL0=-0.207 04，CL1=0.029 244。

(2)反沖推力發動機

反沖推力發動機3臺；推進劑為液氧、液氫；推力為真空4kN；比沖為4 000N·s/kg；探測器結構質量為2 000kg；推進劑質量為2 000kg。

(3)火星大氣密度

在大氣進入段一般認為著陸器受推力的作用，只利用空氣動力進行機動，在這個過程中著陸器受到的外力只有重力和空氣動力。地球與火星大氣環境參數見表1。

表1 地球與火星大氣環境參數比較

本文采用指數大氣密度模型

(2)

式中r0為徑向基準位置,r0=3 437.2 km(距離火星表面40km)；ρ0為火星海平面的大氣密度，ρ0=0.011 8；hs為大氣定標高度，hs=7 000 m。值得指出，火星表面的火星大氣密度，相當于在離地球表面34 km高度處的地球大氣密度。

(4)火星引力場

火星的引力場并不均勻，精確的引力模型可以用一系列球諧函數的和來表示。本文采用簡化的重力場模型

(3)

式中μ為火星的引力常數，μ=4.282 849×1013m3/s2。

(5)氣動加熱率

火星探測器進入大氣層，由于對前方空氣的壓縮及周圍空氣的摩擦，有部分動能轉變成空氣的熱能使探測器受熱。對于探測器不同部位，其氣動加熱的嚴重程度是不同的，在此只考慮相對嚴重的臨界加熱區的氣動加熱效應，以鼻錐駐點區的氣動加熱作為設計基準。其半經驗公式為

(4)

式中RS為鼻錐駐點區曲率半徑；CS為常量；vc為環繞速度,vc=7 800m/s。

4 推力發動機工作方案

本文對發動機的推力控制方案進行簡化處理，根據飛行高度對發動機進行推力控制。

考慮到火星大氣稠密程度對探測器的氣動減速會產生很大影響。因此可將火星大氣分為無大氣、大氣密度小、大氣密度較大三個階段。由于火星表面大氣密度、溫度及壓強與高度的函數關系具有單調性，故分析火星探測器的飛行狀態，可簡化為三段不同高度段火星探測器的飛行狀態。

本文采用靜壓高度控制法，實現不同高度段推力發動機的開關動作。靜壓高度控制法,是指利用大氣靜壓和高度的對應關系控制發動機的工作狀態，根據基于飛機上常用的氣壓式高度表的工作原理, 即通過氣壓式高度表感應當地的大氣靜壓力,間接推算出當地的高度,從而在某一指定高度發出發動機工作指令。

火星大氣壓強與高度的近似數值關系為

(5)

由于進入過程中探測器發動機數量過多會導致燃料消耗量的增加，有效載荷的質量減小，而發動機數量過少，發動機推力方案的設置會更少，不具備最優化選擇的條件。當三臺反推發動機同時工作時最大可提供12kN的反推力，可以起到足夠的反推制動的作用，因此為研究方便，本文選取三臺發動機。推力發動機工作方案設置為：將火星探測器的飛行高度均勻分為三段h1、h2、h3，控制三個主推力發動機(三個推力發動機分別為F1、F2、F3)的開關狀態來實現不同飛行高度階段的推力控制。

方案一：火星探測器所有推力發動機進入過程中F1、F2、F3均不工作，即無動力進入火星大氣層。

圖1 方案二推力發動機工作示意

方案二：火星探測器在進入過程中，h1階段，F1工作；h2階段，打開發動機F2，F1、F2工作；h3階段，打開發動機F3，F1、F2、F3均工作。過程示意圖見圖1。

方案三：火星探測器在進入過程中，h1階段，F1、F2、F3均工作；h2階段，關閉發動機F3，F1、F2工作；h3階段，關閉發動機F2，F1工作。

方案四：火星探測器在進入過程中，兩個推力發動機F1,F2全程工作，F3不工作。

5 火星探測器進入飛行軌跡優化算法

探測器進入軌跡優化可以看作一個多目標優化問題，采用權重系數變換法進行優化求解，即在滿足加熱率、過載和動壓等給定的約束條件下，尋找最優控制律u(t)*，u=[α,σ],α為攻角，σ為滾轉角，使得再入過程中總加熱量、總過載和總動壓最小。等效的優化問題可以描述為

(6)

1)染色體編碼。采用直接離散的參數化方法將控制變量u(t)離散，設t∈T,取步長Δt，時間域離散為0=t

2)適應度函數設計。采用罰函數處理不等式約束，將約束寫入目標函數

(7)

式中σshare為小生境半徑；dij為解空間上的度量。

3)確定遺傳算子。選擇算子采用最優保存策略的選擇方式，交叉算子選用單點交叉方式，變異算子采取基本位變異方式。

4)初始化狀態參數。設置遺傳算法的基本運行參數，優化得到最優性能再入軌跡。

6 仿真及結果分析

火星探測器進入過程中，計算參數及其相應約束設置如下：

S=50m2；M=2 000kg；m=2 000kg;

遺傳算法的運行參數為: 種群100, 染色體長度30,選擇概率0.93,變異概率0.15,運行代數為800代,小生境半徑1.6。

初始狀態參數設置為：v=3 435 m/s，γ=-3.74°，ψ=10°，h=120 km，θ=0.174 5 rad，φ=0.226 9 rad。

對于四種不同的發動機方案的仿真結果如圖2～圖5所示。

圖2 各推力方案推力隨時間變化曲線

在對比推力方案的同時，調整火星探測器升阻比，計算其無升力進入的軌跡特性，得到以下數據結果如表2～表3所示。

仿真結果分析如下：

1)升力式與無升力進入比較——無升力進入方式著陸速度大，所受氣動力小，進入過程過載小;其氣動加熱率與升力式進入相比，是其8倍左右，是工程上所不能接受的。

2)有推力制動與無推力制動進入方案比較——方案一與其他有推力方案相比，火星探測器著陸速度大，無推力進入過程中最大氣動加熱率、過載均比較大，也不能實現火星探測器的軟著陸。

3)有推力制動進入方案比較——有推力反沖制動方案中方案二著陸速度最小，燃料消耗最多，火星探測器飛行時間最長，過載和氣動加熱率也較小，滿足軟著陸要求；方案三的燃料消耗最少，著陸速度較大，不滿足軟著陸要求；方案四在三者中最大過載及氣動加熱率均最小，但是著陸速度較大，不滿足軟著陸要求。

圖3 各推力方案速度與高度隨時間變化曲線

圖4 各推力方案過載與氣動加熱率隨時間變化曲線

圖5 各推力方案的3-D飛行軌跡圖

火星探測器進入過程中，從120km高度進入，均勻三等分為80～120km，40～80km，0～40km三個階段。由于火星大氣高度約為70km，故第一高度段無火星大氣，只有推力發動機反沖制動減速；第二高度段有火星大氣，但火星大氣密度小，所受到的氣動力較小，主要還是反沖推力發動機制動；第三高度段火星大氣密度較大，受明顯氣動力作用，此時受氣動力和推力發動機同時作用，減速效果明顯。故理論上，在第一高度段及第二高度段，推力反沖減速不能過大，應保留適當的飛行速度進入火星大氣稠密段。由于火星探測器所受氣動力與飛行速度平方呈正比關系，故此時氣動力減速效果顯著，充分利用火星大氣的氣動減速作用，實現在火星表面的軟著陸。推力方案二的仿真結果表明這種推力方法是可行的，且效果很好。

表2 升力式與無升力進入結果對比

表3 各推力方案仿真結果對比

[1]NUMATA D. Characteristics of thermal anemometers at low-pressure condition in a Mars wind tunnel[R].AIAA 2011-1166.

[2]KINNEY D J. Aerodynamic and aero thermal environment models for a Mars entry, descent, and landing systems analysis study[R]. AIAA 2011-1189.

[3]TSUJI K, SUNADA S. Flutter of an aircraft flying on Mars[J].Journal of Aircraft,2011, 48(1):341-343.

[4]KUHL C A. Trade study of multiple thruster options for the Mars airplane concept[R]. NASA/TM-2009-215699.

[5]翟盤茂, 郭艷君. 高空大氣溫度變化研究[J].氣候變化研究進展, 2006(9): 42-43.

QU PANMAO, GUO YANJUN. A study of upper air temperature change [J]. Advances in Climate Change Research, 2006(9):42-43.

[6]高濱. 火星探測器著陸技術[J] 航天返回與遙感, 2009,30(1):1-9.

GAO BIN. Mars exploration entry, descent and landing technologies [J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2009, 30(1):1-9.

[7]賈賀,榮偉. 火星探測器減速著陸技術分析[J]. 航天返回與遙感,2010,31(3):6-14.

JIA HE, RONG WEI. Mars exploration deceleration landing technology analysis [J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing,2010,31(3):6-14.

[8]榮偉.火星探測器減速著陸技術研究[D].北京: 中國空間技術研究院, 2008.

RONG WEI. Mars exploration deceleration landing technology research [D]. Beijing: China Academy of Space Technology,2008.

[9]陳剛，萬志明.基于遺傳算法的RLV再入軌跡優化設計[J].系統工程與電子技術，2006,28(8):1240-1243.

CHEN GANG, WAN ZIMING. Genetic algorithm optimization of RLV reentry trajectory [J]. Systems Engineering and Electronics, 2006,28(8):1240-1243.

[10]陳剛，萬志明.遺傳算法在航天器軌跡優化中的應用 [J].彈道學報，2006，18(1):1-5.

CHEN GANG, WAN ZIMING. Overview of spacecraft trajectory optimization using genetic algorithm [J]. Journal of Ballistics，2006，18(1):1-5.

[11]PRAKASH R, BURKHART P D, CHEN A, et al. Mars science laboratory entry, descent, and landing system overview[C]∥IEEE Aerospace Conference,2008.

[12]SCHOENENBERGER M, DYAKONOV A, BUNING P. Aerodynamic challenges for the Mars science laboratory entry descent and landing[C]∥41st AIAA Thermophysics Conference, San Antonio, Texas, June 22-25, 2009.

[13]MITCHELTREE R, STELTZNER A, CHEN A, et al. Mars science laboratory entry descent and landing system verification and validation program[C]∥IEEE Aerospace Conference, 2008.

[14]WAY D W, POWELL R W, CHEN A, et al. Mars science laboratory: entry, descent, and landing system performance[C]∥IEEE Aerospace Conference, Big Sky, MT, 2006:1467-1501.

[15]BIRGE B K. A computational intelligence approach to the Mars precision landing problem [D]. Raleigh: North Carolina State University,2008.

(編輯：高珍)

Optimal Entry Trajectory Design of Winged Mars Probe

LIU Tao1NAN Ying1HU Hailong2

(1 School of Astronautics, Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing 210016)(2 The 8th Institute of Shanghai Academy of Space Flight Technology, Shanghai 210000)

This paper provides an optimal entry trajectory of the winged Mars probe, right after it changed the orbit into the Martian atmosphere braked by reverse thrust engine. This paper establishes Martian atmosphere model and gravitational field model corresponding on the density of the Martian atmosphere and gravitational field parameters, and determined the dynamic equations of the Mars probe. Within all the constraint conditions in the entering process, this paper designs an optimal entry trajectory based on the genetic algorithm. In addition,this paper provides different thrust engine scheme through comparing them. The results show that the second scheme can achieve the optimal performance index and the landing speed is 13.6 m/s,ultimately realizing the minimum consumption of energy and aerodynamic heat emission structure quality in the process of entering and soft landing.

Trajectory optimization; Atmospheric model; Gravitational field model; Genetic algorithm;Mars probe

2015-03-20。收修改稿日期：2015-08-20

10.3780/j.issn.1000-758X.2015.06.010

劉 濤 1990年生，現為南京航空航天大學控制工程專業碩士研究生。研究方向為航天器軌跡優化與控制。