CN111661367A - 用于深空撞击的自主导航飞行控制系统 - Google Patents

Abstract

本发明属于深空探测技术领域，旨在解决当前空间探测器自主性差、集成度低、体积和重量过大的问题，具体涉及一种用于深空撞击的自主导航飞行控制系统，包括可分离设置的第一承载装置和第二承载装置，第一承载装置内部设置有彼此通信连接的飞控与信息处理模块、空间导航相机模块、惯性测量模块、能源模块、姿轨控执行模块和无线通信模块；飞控与信息处理模块基于空间导航相机模块采集的图像信息、惯性测量模块检测的惯性敏感信息，可控制姿轨控执行模块完成预设飞行任务；第二承载装置在动力装置的驱动沿自身轴线旋转，第一承载装置可相对于第二承载装置轴心进行旋转分离。通过本发明可实现空间探测飞行器轻量化、小型化、集成化的自主飞行控制。

Description

用于深空撞击的自主导航飞行控制系统

技术领域

本发明属于深空探测技术领域，具体涉及一种用于深空撞击的自主导航飞行控制系统。

背景技术

深空撞击探测技术具有极强的科学探索性和技术创新性，对于国家在深空领域的发展具有重要的战略意义。对于深空目标进行撞击探测，可以获取目标天体的内部组分、地质构造、辐射特性等信息，为研究生命起源和宇宙演化提供丰富资料，为着陆探测器的安全着陆提供先验保障和支撑。

目前国内尚无成熟用于深空撞击探测的飞行控制系统，传统的深空探测空间飞行器控制系统功能性能单一，不同时具备星敏定姿、光学导引和自主导航功能，需要依靠地面测控站或者环绕器控制来实现导航制导和飞行控制。同时，为了满足深空探测的需求，敏感量测量、姿态控制、轨道控制、无线通讯、供电等功能往往采用分立的电子设备来实现，集成度较低，设备间互联电缆冗杂笨重，系统体积和重量均过于庞大，严重制约了深空撞击探测系统的性能。因此，需要实现一种完全自主导航制导、功能高度集成的灵巧型飞行控制系统。

发明内容

为了解决现有技术中的上述问题，即为了解决当前空间探测飞行器自主性差、集成度低、体积和重量过大的问题，本发明提供了一种用于深空撞击的自主导航飞行控制系统，包括第一承载装置和第二承载装置，所述第一承载装置设置于所述第二承载装置外侧并与所述第二承载装置通过第一分离装置连接；所述第一承载装置内部设置有飞控与信息处理模块、空间导航相机模块、惯性测量模块、能源模块、姿轨控执行模块和无线通信模块，所述空间导航相机模块、所述惯性测量模块、所述能源模块、所述姿轨控执行模块和所述无线通信模块均与所述飞控与信息处理模块通信连接；所述飞控与信息处理模块配置为基于所述空间导航相机模块采集的图像信息、所述惯性测量模块检测的惯性敏感信息，获取系统飞行的时序、姿态和轨道控制指令，并发送至所述姿轨控执行模块；所述姿轨控执行模块配置为基于接收的控制指令进行姿态控制及轨道推进控制，以完成预设飞行任务；所述无线通信模块配置为基于所述飞控与信息处理模块的控制指令发送存储的飞行过程数据和探测信息至环绕器或者地面；所述能源模块配置为提供整个系统工作所需能源。

所述第二承载装置的外侧设置有动力模块，所述第二承载装置在所述动力装置的驱动下可沿自身轴线旋转；所述动力模块与所述飞控与信息处理模块通信连接，所述飞控与信息处理模块基于预设高度启动所述动力装置，同时在所述第二承载装置旋转时启动所述第一分离装置以实现所述第一承载装置相对于所述第二承载装置轴心的旋转分离在一些优选实施例中，所述无线通信模块包括第一数据无线传输模块和第二数据无线传输模块，所述第一数据无线传输模块设置于所述第一承载装置内部，用于存储探测器飞行中检测到的数据；所述第二数据无线传输模块设置于所述第一承载装置外侧，并与所述第一数据无线传输模块通信连接，用于实时备份所述第一数据无线传输模块中存储的数据，同时可进行数据的传输。

在一些优选实施例中，设置于所述第一承载装置内部的所述飞控与信息处理模块、所述空间导航相机模块、所述惯性测量模块、所述能源模块、所述姿轨控执行模块、所述无线通信模块彼此之间独立设置，且每个对应模块外侧均设置有第一缓冲结构以进行缓冲保护和限位固定。

所述第一缓冲结构包括第一缓冲部和第二缓冲部，所述第一缓冲部与对应模块的接触面具有若干第一接触面折痕，所述第一缓冲部背离对应模块的一面为第一缓冲面；所述第二缓冲部与对应模块的接触面具有若干第二接触面折痕，所述第二缓冲部背离对应模块的一面为第二缓冲面；所述第一接触面折痕与所述第二接触面折痕具有若干褶皱；所述第一缓冲面与所述第二缓冲面在所述第一缓冲结构的径向上依次设置；相邻所述第一缓冲面与所述第二缓冲面在所述第一缓冲结构的周向间距呈小到大交替排列。

在一些优选实施例中，所述第一承载装置包括至少两层壳体，相邻壳体之间通过所述第一缓冲结构和弹性结构连接；所述第一缓冲结构、所述弹性结构依次设置于从内到外的多层壳体之间。

所述弹性结构包括多个弹性元件，多个弹性元件阵列设置于对应壳体的外侧。

在一些优选实施例中，所述弹性元件为高强度弹簧。

在一些优选实施例中，所述第二数据无线传输模块包括多个第二天线装置，多个所述第二天线装置阵列设置于所述第一承载装置的轴线周侧，以形成全向天线阵列。

多个所述第二天线装置通过多个第二分离装置设置，多个所述第二分离装置均与所述飞控与信息处理模块信号连接，多个所述第二天线装置可在所述飞控与信息处理模块的控制下依次脱离所述第一承载装置。

在一些优选实施例中，所述第二数据无线传输模块为球状结构。

所述第二天线装置为球状结构。

在一些优选实施例中，所述第一承载装置的内部还设置有过载检测传感器，所述过载检测传感器的周侧设置有所述第一缓冲结构以保护所述过载检测传感器；所述过载检测传感器配置为检测所述第一承载装置脱离所述第二承载装置之后的所受到的外部撞击荷载信息。

所述第一承载装置的内部还设置有行走装置，所述行走装置与所述飞控与信息处理模块通信连接；所述飞控与信息处理模块可基于接收到的所述过载检测传感器传输的过载信号控制所述行走装置弹出至所述第一承载装置外部以执行行走任务。

在一些优选实施例中，所述第一承载装置为椭圆状结构。

所述第二承载装置为子弹状结构。

在一些优选实施例中，所述飞控与信息处理模块包括主处理器、从处理器和协处理器，所述主处理器、所述从处理器和所述协处理器之间通信连接。

所述协处理器配置为基于所述空间导航相机模块采集的图像信息，进行滤波、降维和星点提取的图像预处理，以获取预处理图像信息。

所述从处理器配置为基于所述预处理图像信息进行星敏定姿、光学末制导测量以及区域探测测量的图像处理运算，获取飞行控制系统的姿态参数、轨道参数和目标参数，并将处理结果送入主处理器。

所述主处理器基于所述处理结果进行系统的自主导航计算和飞行控制。

本发明的有益效果为：1）本发明中的系统设计功能完备，具有自主光学导引和导航功能，并提高了系统集成度，极大减轻了系统的体积和重量。

2）通过本发明可实现星际着陆探测、天地撞击探测和采样返回任务，具有高度自主导航制导控制。

3）通过本发明提供的可分离式第一承载装置和第二承载装置，可对目标天体进行实地考察，以便了解太阳系的起源、演化及生命的起源;更好地了解地外天体对地球和其它行星的影响；通过在存活、可行走的第一承载装置可在天体表面自主寻迹，探寻资源和能源，完成实地科学考察。

4）通过本发明，可满足未来对深空不同类型天体高速撞击穿透探测的需求，可实现天体高速精确撞击与撞击后的生存，本发明可实现轻量化集成、高效缓冲减振、精确导引与控制等；通过采取小型化、集成化的设计思路，满足深空探测任务需求，在体积、重量、撞击精度、撞击深度、撞击过载、存活时间等资源严格受限和恶劣环境的约束下满足任务要求。

5）本发明采用柔性化、模块化设计，既能满足撞击探测的通用需求，又能通过模块化组合实现对于不同撞击任务的个性需求，具备任务姿态轨道自主规划、飞行过程自主导航、撞击区域自主选择、撞后生存自主管理的能力。

6）通过本发明中的空间导航相机模块可实现星敏感器、光学导航相机和撞击区域探测相机的一体化设计，具备定姿、定轨、目标导引等多种功能。

7）本发明可实现远程高精度自主末制导，在保证撞击精度、撞击深度等约束下，能够自主进行速度、角度控制，具备对深空远距离目标的远程撞击能力。

8）通过本发明中设置的第一缓冲结构可实现高速撞击缓冲减振，在有限资源下，通过多层第一缓冲结构的复合式设置可实现电子器件在高速冲击下的缓冲减振，降低缓冲减振的难度，保证第一承载装置的存活可靠性；进一步地，本发明还可采取基于体眠唤醒功能的生存管理策略，合理规划能源约束条件下的探测活动，有效延长生存时间。

9）通过本发明中的第一承载装置的设置，无需环绕器或者地面测控站参与控制，能够自主完成目标识别锁定和姿态及轨道控制，并且功能完备，集成度高，极大的改善了传统空间探测飞行器系统无法自主光学导航导引、体积大、重量大的缺点，提高深空撞击探测系统的性能。

附图说明

通过阅读参照以下附图所作的对非限制性实施例所作的详细描述，本申请的其它特征、目的和优点将会变得更明显。

图1是本发明用于深空撞击探测的自主导航飞行控制系统中的第一承载装置一种具体实施例的立体结构示意图。

图2是本发明中的用于深空撞击的自主导航飞行控制系统中的第一缓冲结构第一种实施例的剖视结构示意图。

图3是本发明中的用于深空撞击的自主导航飞行控制系统中的第一缓冲结构第二种实施例的剖视结构示意图。

附图标记说明：1、空间导航相机模块；2、飞控与信息处理模块；3、惯性测量模块；4、能源模块；5、姿轨控执行模块；61、第一数据无线传输模块，62、第二数据无线传输模块；71、第一缓冲部，72、第二缓冲部。

具体实施方式

下面参照附图来描述本发明的优选实施方式，本领域技术人员应当理解的是，这些实施方式仅仅用于解释本发明的技术原理，并非旨在限制本发明的保护范围。

本发明提供了一种用于深空撞击的自主导航飞行控制系统，包括第一承载装置和第二承载装置，第一承载装置设置于第二承载装置外侧并与第二承载装置通过第一分离装置连接，其中第一承载装置为椭圆状结构，第二承载装置为子弹状结构，第二承载装置与一个或多个第一承载装置整体构成圆锥状结构，减少该系统下降过程中阻力；第一承载装置内部设置有飞控与信息处理模块、空间导航相机模块、惯性测量模块、能源模块、姿轨控执行模块和无线通信模块，空间导航相机模块、惯性测量模块、姿轨控执行模块、无线通信模块和能源模块均与飞控与信息处理模块通信连接；飞控与信息处理模块配置为基于空间导航相机模块采集的图像信息、惯性测量模块检测的惯性敏感信息，获取系统飞行的时序、姿态控制指令，并发送至姿轨控执行模块；姿轨控执行模块配置为基于接收的控制指令进行姿态控制及轨道推进控制，以完成预设飞行任务，从分离轨道进入设定轨道，完成自主变轨、精确末制导等任务，直到完成目标撞击点的精准飞行控制；无线通信模块配置为基于飞控与信息处理模块的控制指令发送存储的飞行过程数据至环绕器或者地面；能源模块配置为提供整个系统工作所需能源；第二承载装置的外侧设置有动力模块，第二承载装置在动力装置的驱动可沿自身轴线旋转；动力模块与飞控与信息处理模块通信连接，飞控与信息处理模块基于预设高度启动所述动力装置，同时在第二承载装置旋转时启动第一分离装置以实现第一承载装置相对于第二承载装置轴心的旋转分离。

进一步地，设置于第一承载装置内部的飞控与信息处理模块、空间导航相机模块、惯性测量模块、能源模块、姿轨控执行模块、无线通信模块两两之间独立设置，且每个对应模块外侧均设置有第一缓冲结构以进行缓冲保护和限位固定；第一缓冲结构包括第一缓冲部和第二缓冲部，第一缓冲部与对应模块的接触面具有若干第一接触面折痕，第一缓冲部背离对应模块的一面为第一缓冲面；第二缓冲部与对应模块的接触面具有若干第二接触面折痕，第二缓冲部背离对应模块的一面为第二缓冲面；第一接触面折痕与第二接触面折痕具有若干褶皱；第一缓冲面与第二缓冲面在第一缓冲结构的径向上依次设置；相邻第一缓冲面与第二缓冲面在第一缓冲结构的周向间距呈小到大交替排列；通过本发明中的多个第一缓冲结构的设置，可实现对各个模块的包裹防护以及各个模块之间的限位固定，通过多个第一缓冲结构的设置，使多个模块相对固定于第一承载装置内部，减少现有的固定连接件的使用，无需将各个模块固定设置于装置内壁，减少刚性碰撞，同时减轻整体系统的重量，这对于深空撞击或者深空探测而言具有重大意义。

在本发明中通过将模块多合一设置，并且通过第一缓冲结构进行缓冲保护及限位固定，可实现轻量化设计、小型化集成、模块化设置的精确导引与控制，提高该系统的自主管理控制能力。在本发明中，根据飞行状态可将过程分为三个阶段，分别为飞行段、撞击段（或侵彻段）和实地探测段；在飞行段，该系统通过第一承载装置中设置的空间导航相机模块，对目标实施可见光影像探测，以研究目标的表面特性、起源与演化、运行特性等内容，观测撞击侵彻的形成与演化过程。在撞击段（或侵彻段），在撞击或侵彻过程中利用设置的过载检测传感器测量冲击过载，用于推断目标表层及次表层土壤结构；在实地探测段，在撞击完成后，若第二承载装置未爆炸，可进一步通过设置在其中的传感器对撞击点内部土壤环境实施探测；若第二承载装置撞击或侵彻后爆炸，则通过分离后降落在天体表面的一个或多个第一承载装置进行撞击坑的自主行走寻找，再通过第一承载装置中设置的相应的传感器进行撞击坑内部土壤环境的实测，进一步分析得到目标的表层以及深层物质的物理性质诸如密度、孔度、强度等数据参数，由此可通过第一承载装置内部的第一数据无线传输模块进行相关关键数据向环绕器或者地面的传输。

进一步地，第一承载装置还可采用圆柱型胶囊吊舱式设计，可挂载于任意探测器侧面，通用性好；舱体前后部分别为半圆形透光光学镜头保护罩和透波天线罩，飞行控制与信息处理模块安装于舱体中部，光学相机模块和无线通讯模块分列于飞行控制与信息处理模块的前后两侧，惯性测量模块和能源模块分列于飞行控制与信息处理模块的上下两侧，各模块之间可通过微型电缆连接或者无线通信连接。

以下参照附图结合具体实施例进一步说明本发明，在本发明中，主要适用于火星等较大天体探测研究。

参照附图1，图示为是本发明中的用于深空撞击探测的自主导航飞行控制系统中的第一承载装置一种具体实施例的立体结构示意图；该系统包括空间导航相机模块1、飞控与信息处理模块2、惯性测量模块3、能源模块4、姿轨控执行模块5、第一数据无线传输模块61和第二数据无线传输模块62；其中，空间导航相机模块1、惯性测量模块3、姿轨控执行模块5、第一数据无线传输模块61、第二数据无线传输模块62（即无线通信模块）、能源模块4均飞控与信息处理模块2通信连接；飞控与信息处理模块2配置为基于空间导航相机模块采集的图像信息、惯性测量模块检测的惯性敏感信息，获取系统飞行的时序、姿态控制指令，并发送至姿轨控执行模块5；姿轨控执行模块5配置为基于接收的控制指令进行姿态控制及轨道推进控制，以完成预设飞行任务；第一数据无线传输模块61、第二数据无线传输模块62（即无线通信模块）配置为基于飞控与信息处理模块的控制指令发送存储的飞行过程数据至环绕器或者地面；能源模块4配置为提供整个系统工作所需能源。

在本发明中，第一承载装置设置于第二承载装置外侧并与第二承载装置通过第一分离装置连接；第二承载装置的外侧设置有动力模块，第二承载装置在动力装置的驱动可沿自身轴线旋转；动力模块与飞控与信息处理模块通信连接，飞控与信息处理模块基于预设高度启动动力装置，同时在第二承载装置旋转时启动第一分离装置以实现第一承载装置相对于第二承载装置轴心的旋转分离；即在本发明中，该系统先通过非旋转方式运行至设定轨道后，再通过动力模块的控制进行第二承载装置自身旋转式下降，当第二承载装置自身旋转稳定时或者旋转开始时，通过第一承载装置中的飞控与信息处理模块控制第一分离装置解除连接，设置在第二承载装置外侧且处于自由状态的第一承载装置通过第二承载装置的旋转离心力向外飞出，进行以第二承载装置待撞击坑点或侵彻点为中心的抛物线式远离下降，第一承载装置与第二承载装置分离时刻可根据保证第一承载装置处于远离第二承载装置爆炸区域的安全位置灵活设置；优选地是尽可能靠近待撞击点再进行分离，这样可通过第一承载装置上设置的空间导航相机模块得到待撞击区域精准撞击点或者侵彻点的图像信息。

进一步地，在本实施例中，第一承载装置和第二承载装置组成的整体探测器竖直于天体进行飞行下降，脱离第一承载装置后的第二承载装置是竖直于天体进行撞击探测的。第一承载装置可设置多个，在第一承载装置在第二承载装置自身旋转时向外抛物线分离下降时，多个下降的第一承载装置形成以待撞击点或者侵彻点为相对位置中心的拟合圆，即降落下天体表面上的多个第一承载装置可形成一拟合圆，通过多个第一承载装置之间的通信连接以及向外的信号传输发射，环绕器或者地球控制中心可得到精确的拟合三维信号图像，进一步地确定撞击坑或者侵彻点的精确位置。

进一步地，第一数据无线传输模块61设置于第一承载装置内部，用于存储探测器飞行中检测到的数据；第二数据无线传输模块62设置于第一承载装置外侧，并与第一数据无线传输模块61通信连接，用于实时备份第一数据无线回传模块中存储的数据，同时可进行数据的传输。

进一步地，第二数据无线传输模块包括多个第二天线装置，多个第二天线装置阵列设置于第一承载装置的轴线周侧，以形成全向天线阵列；多个第二天线装置通过多个第二分离装置设置，多个第二分离装置均与飞控与信息处理模块信号连接，多个第二天线装置可在飞控与信息处理模块的控制下依次离开第一承载装置；即设置在第一承载装置外侧的多个第二数据天线传输模块中有一部分固定设置，保证第一承载装置降落至天体表面后的信号传输，另一部分可在抛物线式下降过程中脱离第一承载装置自由降落，在撞击坑周侧形成散落信号源，与深空中环绕器保持信号传输，以得到信号网。优选地，第二数据无线传输模块为球状结构，在其周侧设置有多个球状结构的第二天线装置，在第一承载装置脱离第二承载装置时，多个第二天线装置依次均匀脱离第二数据天线传输模块进行竖向的下降，以形成从第二承载装置（即相对位置的撞击坑或者侵彻点）到第一承载装置降落点之间的拟合线，便于降落至天体表面的第一承载装置对撞击坑或者侵彻点的寻迹，即通过该拟合线可以快速、精准确定撞击坑或侵彻点的位置。

需要说明的是，当第二承载装置作为撞击系统与天体表面呈一定倾角进行撞击下降，通过第二承载装置以及第二天线装置得到的拟合椭圆中心、拟合线初始端点均为实际撞击点的相对位置，然后通过第一承载装置与第二承载装置在空中分离点的位置与实际撞击点位置距离，进行同等比例的拟合圆中心、拟合线初始端点的修正，再进行降落至天体表面的第一承载装置对撞击坑的寻迹确定及行走路线。进一步地，本发明择优用于与待撞击区域呈直角下降的情况，便于撞击点的准确测量，同时可减少拟合图形的运算。

进一步地，第一承载装置的内部还设置有行走装置，行走装置与飞控与信息处理模块通信连接；飞控与信息处理模块基于接收到的过载检测传感器传输的过载信号控制行走装置弹出至第一承载装置外部以执行行走任务。

进一步地，飞控与信息处理模块包括主处理器、从处理器和协处理器，主处理器、从处理器和协处理器之间通信连接；协处理器配置为基于空间导航相机模块采集的图像信息，进行滤波、降维和星点提取的图像预处理，以获取预处理图像信息；从处理器配置为基于图像预处理信息进行星敏定姿、光学末制导测量以及区域探测测量的图像处理运算，获取飞行控制系统的姿态参数、轨道参数和目标参数，并将处理结果送入主处理器；主处理器基于处理结果进行系统的自主导航飞行。

进一步地，空间导航相机模块（即光学敏感器）包括光学镜头、光学传感器和控制单元；光学镜头用于将深空目标及背景光线聚焦到光学传感器上；光学传感器用于将光信号转化为电信号，完成光学成像；控制单元用于接收从处理器中的成像控制模块的指令，配置成像参数，并将光学敏感器状态反给从处理器中的成像控制模块。

进一步地，协处理器包括滤波模块、阈值分割模块、连通域分析模块、灰度统计模块和图像降维模块；滤波模块用于滤除深空图像噪点，阈值分割模块将星图按一定的阈值进行分割，通过连通域分析模块提取背景值以上的坐标和灰度数据以进行连通分析；灰度统计模块对图像的灰质分布情况进行统计，再通过图像降维模压缩图像的灰度值幅度。

进一步地，从处理器的光学处理部分包含星敏定姿模块、光学末制导测量模块和区域探测测量模块三个算法处理模块以及成像控制模块、数据传输控制模块；其中，星敏定姿模块用于处理星敏图像，确定飞行控制器的姿态；光学制导测量模块用于处理目标天体图像，完成天体目标点形心测量，提取形心坐标；区域探测模块用于处理区域图像，提取目标区域感兴趣的目标特征，完成探测；成像控制模块可根据不同功能算法的需求，配置光学敏感器的参数，完成图像曝光、采集等功能的控制和驱动；数据传输控制模块用于星敏定姿模块、光学末制导测量模块、区域探测测量模块三个模块的测量数据，根据不同功能算法的需求，分别传输给导航制导计算模块参与计算。

进一步地，星敏定姿模块包括干扰剔除模块、星图匹配模块、姿态解算模块；1）通过干扰剔除模块剔除干扰或曝光严重不足或严重过曝的目标；2）星图匹配模块读取星表，完成星图与星表的匹配；3）姿态解算模块根据星图匹配的结果，解算出飞行控制器的姿态测量信息，将信息传输给数据传输控制模块。

进一步地，光学末制导测量模块包括形态学处理模块、边缘提取模块、边缘标记模块和形心定位模块；1）通过形态学处理模块将图像进行均值分割和膨胀弥合；2）边缘提取模块对分割后的区域提取边缘；3）边缘标记模块对不同区域的连通边缘进行标记4）通过形心定位模块确认目标星体，对目标星体的形心进行定位，将定位结果传输给数据传输控制模块。

进一步地，区域探测模块包括图像分块模块、区域标记与滤除模块、目标确认模块、特征提取模块；1）通过图像分块模块将图像切分，切出区域视场内可能感兴趣的块图；2）通过区域标记与滤除模块将块图内的信息进行进一步提取和标记，滤除无效块图；3）基于滤除掉无效块图之后的块图有效区域，目标确认模块对其进行再次确认，判断是否为待提取特征图像；4）若判断是待提取特征图像，特征提取和识别模块对目标区域的特征进行提取和识别，将特征识别数据传输给数据传输控制模块。

通过本发明，可实现在体积、重量、撞击精度、撞击深度、撞击过载、存活时间等资源严格受限和恶劣环境的约束下的自主导航飞行控制系统以及撞击后的生存自主管理，通过小型化、集成化的设计思路，既能满足撞击探测的通用需求，又能通过模块化组合实现对于不同撞击任务的个性需求，具备任务轨道自主规划、飞行过程自主导航、撞击区域自主选择的能力；本发明中的空间导航相机模块集星敏感器、光学导航相机和撞击区域探测相机的一体化设计，具备定姿、定轨、目标导引等多种功能，既能实现探测任务，又减少了冗余模块，使该系统集成度更高。通过第一承载装置与第二承载装置的分离式设计，降低了撞击部分的整体中重量，同时保护重要模块，降低撞击部分的缓冲减振难度，提高撞击后存活可靠性；同时，本发明还可采用基于休眠唤醒功能的生存管理策略，合理规划第一承载装置中的能源模块，实现在能源约束条件下的探测活动，有效延长生存时间；进一步地，通过设置的多个第一承载装置，可通过信号传输连接后根据对撞击坑或者侵彻点、天体表面真实状态的分析，选择性休眠对应数量的部分第一承载装置，只进行剩余部分的第一承载装置的撞击坑寻找以及天体表面探测任务，节约能源，同时通过批量式唤醒休眠状态第一承载装置进行长时间多阶段的天体表面探测。

进一步地，飞控与信息处理模块包括主处理器、从处理器和协处理器，主处理器、从处理器和协处理器之间通信连接；协处理器配置为基于空间导航相机模块采集的图像信息，进行图像预处理和星点提取，以获取星点信息；从处理器配置为基于星点信息进行图像处理运算，获取飞行控制系统的姿态参数、轨道参数和目标参数，并将处理结果送入主处理器。

进一步地，第一承载装置的内部还设置有过载检测传感器，过载检测传感器的周侧设置有第一缓冲结构以保护过载检测传感器；过载检测传感器配置为检测第一承载装置脱离第二承载装置之后的所受到的外部撞击荷载信息。

优选地，第一承载装置为椭圆状结构。

优选地，第二承载装置为子弹状结构。

在本发明中，该系统搭载的探测器在运行至目标一定距离后，作为核心控制的第一承载装置从第二承载装置上分离，作为撞击系统的第二承载装置对目标进行撞击探测；即第一承载装置与第二承载装置作为整体发射入轨，通过第一承载装置设置的飞控与信息处理模块整体的自主完成变轨、精确末制导、姿态控制等任务，通过自主导航制导与控制飞向目标；当整体到达预定分离轨道后，作为撞击系统的第二承载装置与作为探测器核心的第一承载装置分离，第二承载装置完成预设的撞击任务，第一承载装置远离第二承载装置进行安全降落至天体表面，处于自由状态的第一承载装置可对处于自由状态的第二承载装置自主下降阶段相关参数以及撞击整个过程的全称近距离监控，获得关键参数。本发明提供的系统具备自主识别、自主跟踪、自主撞击以及撞击后自主运行与管理的功能。

进一步地，在本发明中具备光学导航敏感器功能的空间导航相机模块在满足性能指标的前提下，采取线视场拼接、自适应补偿调焦技术和大规模集成电路简化设计，以减轻重量，使系统外形尺寸和重量尽可能小型化。

在本发明中，在第一承载装置与第二承载装置作为整体探测器在深空中飞行时（即未确定撞击路线时）：1）通过第一承载装置中的空间导航相机模块对星空进行连续成像，完成图像采集和预处理，获得星点信息，基于改进的星图匹配算法获取整体探测器（或撞击器）在惯性空间的姿态，完成姿态解算和定姿测量；2）通过空间导航相机模块中的导航相机拍摄目标图像后传输至飞控与信息处理模块，飞控与信息处理模块基于接收的图像信息基于设定的图像处理获得目标天体中心点在相机平面上的位置坐标，结合导航相机的姿态，获得目标天体相对于整体探测器的方位；3）整体探测器利用星敏和光学导航提升自身的定姿定轨精度，并在距离目标一定距离时，利用设置在第二承载装置周侧的动力模块（即推进模块）进行自主变轨，以进入待撞击轨道；4）在近距离状态时，在整体探测器与目标的距离由远及近的过程中，目标天体成像由点目标、区域点溢出视场、区域面目标到精确撞击坑点目标，完成撞击坑点的精确定位，通过与脱离第一承载装置的第二承载装置的自身旋转并且依靠惯性飞行直至撞击区域点目标，大大提高待撞击区域点与设定撞击坑点的重合度，同时通过撞击坑点的实际撞击位置进而修正理论设置的撞击坑的位置。通过本发明中第一承载装置与第二承载装置在设定高度位置的分离式设置，进一步提高对天体表面待撞击点的图像观测，同时在分离前可根据检测到的近距离天体表面图像信息控制作为撞击系统的第二承载装置的姿态轨道的控制，得到优化实际待撞击点位置，得到易于识别、易于建立帧间对应的精确撞击坑点，得到较优化的局部撞击点。

在本发明中，当第一承载装置和第二承载装置组成的整体探测器通过深空中的天体图像确定自身相对位姿后，基于惯性测量模块的测量信息，飞控与信息处理模块建立轨道动力学模型和自主光学导航的测量模型，确定自主光学导航的状态方程和测量方程，通过飞行控制和导航制导算法，并采用无迹卡尔曼滤波算法对系统状态进行实时在线估计，生成控制指令，进而调配姿轨控执行模块和空间导航相机模块工作。主处理器主要完成导航制导算法复合计算和飞行控制，从处理器主要完成光学图像处理，将图像测量信息提供给主处理器以参与导航制导计算；根据任务不同阶段的不同需求，光学图像处理功能包括星敏定姿、光学末制导测量和区域探测测量三大部分，采用了一体化设计，采用一条光学通路实现三种功能，即可实现星敏感器、光学导航相机和撞击区域探测相机的三合一的一体化设计，形成一条完整的光学成像和处理通路。

在本发明中，可针对不同情况采用不同图像处理算法，远距离探测小天体时，图像中目标表现为点目标，图像分割充分利用恒星背景、目标特征等信息，提高算法的运行效率和有效性，采取基于图像对称差分运算的方法进行运动小目标检测，完成单帧二值图像处理以及基于运动轨迹连续性的目标检测；当目标在图像中表现为面目标时，可采用目标特性约束下基于形状拟合的方法进行形心检测，提高自主导航的精度，实现深空环境中大光照条件下目标天体形心的快速检测；当目标区城充满整个图像视场时，利用实时获取的目标区域图像灰度统计特征及纹理特征对后续图像匹配过程进行修正，以锁定精准撞击点位置，完成撞击任务。

进一步地，本发明中的飞控与信息处理模块实现了原有星敏感器、飞行控制器和信息处理器的所有功能，包括主处理器、从处理器和协处理器，其中主处理器作为整个系统的控制和计算核心，控制各模块有序工作，将接收到的图像信息、惯性测量信息等进行复合导航、制导和姿态控制能方程计算，识别和锁定目标，形成完成系统飞行控制所需的时序控制指令、姿态控制指令，控制姿轨控执行模块进行姿态和轨道控制，并获取各模块的状态参数，通过无线通讯模块向环绕器或地球传输；从处理器的配置为完成图像处理运算，确定当前系统姿态参数、轨道参数和目标参数；协处理器包括综合控制单元和图像预处理单元，综合控制单元的配置为完成惯性测量数据、撞击载荷状态参数和主处理器指令数据的缓存、解析和打包控制，分别送入主处理器、无线通讯模块和姿轨控执行模块；图像预处理单元的配置为接收高速图像数据，完成星图滤波和降维等预处理。

进一步地，空间导航相机模块中的导航相机包括空间成像光学镜头和光学成像传感器，光学镜头配置为将深空目标及背景光线聚焦到光学传感器上，光学传感器配置为将光信号转化为电信号，完成光学成像；本发明中的空间导航相机模块集成度高、功能完善，具备高分辨率光学成像功能，可实现全自主光学导引和导航；在本发明中，利用空间导航相机模块中的导航相机对天体表面拍照，从图像中提取出可视特征点，精确地跟踪这些特征点，可通过姿轨控执行模块中的激光测距仪测量第一承载装置到特征点的距离，并利用扩展卡尔曼滤波处理特征点的图像和距离信息，从而确定第二承载装置撞击点的精准确定。

进一步地，能源模块包括电池组和能源管理单元，用于为整个系统提供能源；其中，能源管理单元控制电池组的能源输出和分配，并进行充放电保护和短路保护。

进一步地，无线通讯模块包括射频处理单元和微带天线，其中，射频处理单元用于完成基带数据的编码/解码和调制/解调，微带天线用于发射/接收射频信号。

进一步地，在本发明中，主处理器和从处理器、主处理器和综合控制单元、从处理器和图像预处理单元分别可通过高速数据总线连接，主处理器、从处理器和协处理器置于飞控与信息处理模块中；综合控制单元和图像预处理单元置于协处理器中。光学镜头和光学传感器与支撑结构件连接，光学镜头和光学传感器置于空间导航相机模块中。能源管理单元和电池组可通过内部导线连接，能源管理单元和电池组置于能源模块中。微带天线和射频处理单元通过内部导线连接，微带天线和射频处理单元置于无线通讯模块中。光学传感器与图像预处理单元以柔性电路板印制线连接；综合控制单元与惯性测量模块、姿轨控执行模块、射频处理单元、高加固撞击载荷分别与电缆连接；能源管理单元与飞控与信息处理模块分别与电缆连接。工作时，能源模块内的电池组在能源管理单元的控制下，通过飞控与信息处理模块向整个系统提供工作所需能源，深空背景光线通过光学镜头后在光学传感器上完成成像，将光信号转化为电信号，通过高速数据传输总线送入图像预处理单元，图像预处理单元将星图进行滤波、降维等预处理，送入从处理器，从处理器完成图像处理运算，确定当前系统姿态参数、轨道参数和目标参数，并将处理结果送入主处理器；惯性测量模块测量惯性敏感信息，将敏感量数据通过串行数据总线送入综合控制单元，综合控制单元按照通讯链路协议对敏感量数据进行链路层解析，转换为符合标准协议的敏感量数据帧后进行缓存，送入主处理器；主处理器将收到的数据按照预定算法进行复合导航、制导和姿态控制能方程计算，识别和锁定目标，形成完成系统飞行控制所需的时序控制指令、姿态控制指令，并获取相关模块的状态参数，发送给综合控制单元，综合控制单元将相关数据缓存，并按照通讯协议格式将数据打包，转换为符合标准协议的数据帧，将控制指令数据帧通过串行数据总线发送给姿轨控执行模块；姿轨控执行模块按照指令内容进行姿态控制和轨道推进控制，同时综合控制单元将状态参数数据帧通过串行数据总线发送给射频处理单元，射频处理单元进行编码和调制，将数据帧转换为无线通讯信号，通过微带天线发送出去，在合适的时机，主处理器通过综合控制单元控制第一承载装置脱离第二承载装置，导引第二承载装置作为撞击系统完成对目标的撞击探测。

通过本发明，可实现对探测器撞击轨道确定控制、撞击载荷释放时探测器姿态控制及测量、撞击载荷爆炸位置及撞击坑位置确定与搜索、撞击精度预估四个方面的精度控制。1）对于探测器撞击轨道确定控制包括：地外天体交会轨道设计选择、探测器绕飞或悬停地外天体轨道控制，通过本发明设置的空间导航相机模块的光学检测以及飞控与信息处理模块的处理控制，实现第一承载装置与第二承载装置组成的整体探测器的空中位姿确定，以及飞行路线确定，通过远距离、中距离、近距离的多层次对待撞击天体的撞击区域的从整体点区域到具体面区域再到精准撞击点的确定，完成姿态轨道的精准控制；2）对于撞击载荷释放时探测器姿态控制及测量是指在作为总控系统的第一承载装置与作为撞击载荷的第二承载装置分离时，通过第一承载装置中的空间导航相机模块等可对第二承载装置在近距离通过惯性飞行下降执行撞击任务过程中进行实时姿态参数的准确测量；3）对于撞击载荷爆炸位置及撞击坑位置确定与搜索，通过设置的多个第一承载装置分离第二承载装置之后离心散落形成以相对位置的撞击坑为圆心的拟合圆，通过拟合圆上多个第一承载装置的位置确定，确定相对位置拟合圆圆心，再通过第一承载装置与第二承载装置分离时刻第二承载装置相对于地外天地的高度和倾斜角度，获得相对位置拟合圆圆心与撞击坑点之间的误差距离，进而得到精准撞击坑位置；此外，还可通过设置在第一承载装置外侧从与第二承载装置分离时刻开始进行均匀离开第一承载装置的第二天线无线装置，获得第一承载装置与分离点的相对位置拟合线，再通过分离点位置、分离时刻第二承载装置相对于地外天地的高度及倾斜角度获得分离点位置与撞击坑之间的距离，进而确定撞击坑位置。需要说明的是，也可同时通过相对位置拟合圆以及相对位置拟合线进行双重确定撞击坑的位置；4）对于撞击精度预估，通过对第二承载装置释放时第一承载装置的姿态误差、第一分离装置分离释放误差、第二承载装置爆炸位置误差，以及第二承载装置自身爆炸弹射精度误差的综合分析后，即可得出最终撞击误差范围，第一承载装置器即可根据分析结果在地外天体表面寻迹确定撞击坑。

进一步地，设置于第一承载装置内部的飞控与信息处理模块、空间导航相机模块、惯性测量模块、能源模块、姿轨控执行模块、无线通信模块中的第一数据无线传输模块两两之间独立设置，且每个对应模块外侧均设置有第一缓冲结构以进行缓冲保护和限位固定。

进一步地，参照附图2，图示是本发明中的应用于地外天体探测器的数据拯救系统中的第一缓冲结构第一种实施例的剖视结构示意图；缓冲结构包括第一缓冲部71和第二缓冲部72，第一缓冲部71的高度大于第二缓冲部72；第一缓冲部与对应模块的接触面具有若干第一接触面折痕，即第一缓冲部尺寸较小端，第一缓冲部背离对应模块的一面为第一缓冲面，即第一缓冲结构与第二缓冲部连接端；第二缓冲部与对应模块的接触面具有若干第二接触面折痕，第二缓冲部背离对应模块的一面为第二缓冲面；第一接触面折痕与所述第二接触面折痕具有若干褶皱，在本实施例中，对应褶皱设置成弧形，提高与模块接触之间的柔性，同时减少在受到外力冲击力时对包裹模块的锐化度；第一缓冲面与第二缓冲面在第一缓冲结构的径向上依次设置；相邻第一缓冲面与第二缓冲面在第一缓冲结构的周向间距呈小到大交替排列，紧密贴合形成高密度缓冲结构。

进一步地，第一缓冲面和第二缓冲面的连接处设置有若干折痕，该折痕用于填充第一缓冲结构与第二缓冲结构之间的间隙，提高第一缓冲结构的结构强度。

进一步地，第一缓冲结构包裹模块的转角处可以规则立方设置，也可圆弧形过渡设置；在本实施例中，优选圆弧形过渡设置，增加对包裹模块边角处的限位以及紧密贴合。

进一步地，第一缓冲部和第二缓冲部均由高密度、高弹性缓冲材料设置而成。

进一步地，第一承载装置包括至少两层壳体，相邻壳体之间通过第一缓冲结构和弹性结构连接；第一缓冲结构、弹性结构依次设置于从内到外的多层壳体之间；弹性结构包括多个弹性元件，多个弹性元件阵列设置于对应壳体的外侧。

进一步地，弹性元件为高强度弹簧；即在本发明中，可将多个高强度弹簧装置阵列设置于第一承载装置最外层的相邻壳体之间，尤其针对第一承载装置落在天体表面所受冲击力较大的情况下，即使最外侧壳体破裂，通过设置在最外侧壳体内侧的相邻内壳体上的多个高强度弹簧进行该第一承载装置的弹性缓冲，在天体表面多次弹跳以逐渐吸收冲击力达到平衡状态。

本发明中的缓冲装置还可采用缓冲结构与现有的缓冲垫相结合的方式进行设置。

在第一承载装置着陆到天体表面的瞬间受到外部冲击力时，通过第一承载装置的壳体传递冲击力至缓冲结构的外表面，首先通过第一缓冲部与对应模块的紧密贴合，在冲击力作用下压缩变短，进而再通过第二缓冲部与对应模块的外侧接触贴合，第一缓冲结构中的第一缓冲部、第二缓冲部根据冲击力的大小进行不同层级的缓冲保护。

需要说明的是，除了在本发明的一种具体实施例中设置的两层缓冲结构之外，还可根据该数据拯救系统所搭载的探测器类型或者撞击器类型灵活设置多层缓冲结构；此外，除了设置在第一承载装置中对应模块周侧的缓冲结构，还设置有若干间隙填充的缓冲结构，进行各个模块的限位固定以及缓冲效果增强。

进一步地，设置在各个模块外侧的第一缓冲结构可以为一个或多个，当每个模块外侧设置的第一缓冲结构为多个时，多个第一缓冲结构从内到外依次包裹设置；此外，设置在最外侧的第一缓冲结构可以仅保留由第一缓冲部、第二缓冲部组成的缓冲结构主体，通过第一缓冲边缘、第二缓冲部的第一缓冲面和第二缓冲面进行与第一承载装置内部的贴合，使第一承载装置内部设置的各个模块之间、模块与第一承载装置内壁之间不会进行刚性碰撞。

进一步地，参照附图3，图示是本发明中的应用于地外天体探测器的数据拯救系统中的第一缓冲结构第二种实施例的剖视结构示意图；第一缓冲结构包括第一缓冲部和第二缓冲部，第一缓冲部71与对应模块的接触面具有若干第一接触面折痕，第一缓冲部背离对应模块的一面为第一缓冲面；第二缓冲部与对应模块的接触面具有若干第二接触面折痕，第二缓冲部72背离对应模块的一面为第二缓冲面；第一接触面折痕与第二接触面折痕具有若干褶皱以进行空隙的填充；第一缓冲面与第二缓冲面在第一缓冲结构的径向上依次设置，即第一缓冲部的高度大于第二缓冲部的高度；相邻第一缓冲面与第二缓冲面在该缓冲结构的周向间距呈小到大交替排列，以形成多层次缓冲结构，通过间隙设置的第一缓冲部和第二缓冲部，在受到外力冲击挤压时，通过设置的不同层级的缓冲部，可实现挤压力的存储且不造成对第一缓冲部、第二缓冲部的损坏，留有弹性材料变形的空隙，同时又可实现在外力消失后多层弹性结构的快速回弹，提高整体缓冲结构的承载缓冲强度，同时保证第一承载装置中的仪器设备的完好。

进一步地，第二承载装置内部设置的缓冲结构与第一承载装置中设置的第一缓冲结构相同，故再次不再赘述。

在本发明中，还可在第一承载装置中设置水分检测装置，通过水分检测装置可对撞击坑周侧样件以及撞击坑内部样件进行对应的基本检测；或者还可进行撞击坑周侧的天体表面的不同区域的水分检测。

虽然已经参考优选实施例对本发明进行了描述，但在不脱离本发明的范围的情况下，可以对其进行各种改进并且可以用等效物替换其中的部件，尤其是，只要不存在结构冲突，各个实施例中所提到的各项技术特征均可以任意方式组合起来；本发明并不局限于文中公开的特定实施例，而是包括落入权利要求的范围内的所有技术方案。

在本发明的描述中，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示方向或位置关系的术语是基于附图所示的方向或位置关系，这仅仅是为了便于描述，而不是指示或暗示所述装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

此外，还需要说明的是，在本发明的描述中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域技术人员而言，可根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

术语“包括”或者任何其它类似用语旨在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、物品或者设备/装置不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其它要素，或者还包括这些过程、物品或者设备/装置所固有的要素。

至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本发明的技术方案，但是，本领域技术人员容易理解的是，本发明的保护范围显然不局限于这些具体实施方式。在不偏离本发明的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种用于深空撞击的自主导航飞行控制系统，其特征在于，该系统包括第一承载装置和第二承载装置，所述第一承载装置设置于所述第二承载装置外侧并与所述第二承载装置通过第一分离装置连接；所述第一承载装置内部设置有飞控与信息处理模块、空间导航相机模块、惯性测量模块、能源模块、姿轨控执行模块和无线通信模块，所述空间导航相机模块、所述惯性测量模块、所述能源模块、所述姿轨控执行模块和所述无线通信模块均与所述飞控与信息处理模块通信连接；所述飞控与信息处理模块配置为基于所述空间导航相机模块采集的图像信息、所述惯性测量模块检测的惯性敏感信息，获取系统飞行的时序、姿态和轨道控制指令，并发送至所述姿轨控执行模块；所述姿轨控执行模块配置为基于接收的控制指令进行姿态控制及轨道推进控制，以完成预设飞行任务；所述无线通信模块配置为基于所述飞控与信息处理模块的控制指令发送存储的飞行过程数据和探测信息至环绕器或者地面；所述能源模块配置为提供整个系统工作所需能源；所述第二承载装置的外侧设置有动力模块，所述第二承载装置在所述动力模块的驱动下可沿自身轴线旋转；所述动力模块与所述飞控与信息处理模块通信连接，所述飞控与信息处理模块基于预设高度启动所述动力装置，同时在所述第二承载装置旋转时启动所述第一分离装置以实现所述第一承载装置相对于所述第二承载装置轴心的旋转分离。

2.根据权利要求1所述的用于深空撞击的自主导航飞行控制系统，其特征在于，所述无线通信模块包括第一数据无线传输模块和第二数据无线传输模块，所述第一数据无线传输模块设置于所述第一承载装置内部，用于存储探测器飞行中检测到的数据；所述第二数据无线传输模块设置于所述第一承载装置外侧，并与所述第一数据无线传输模块通信连接，用于实时备份所述第一数据无线传输模块中存储的数据，同时可进行数据的传输。

3.根据权利要求2所述的用于深空撞击的自主导航飞行控制系统，其特征在于，设置于所述第一承载装置内部的所述飞控与信息处理模块、所述空间导航相机模块、所述惯性测量模块、所述能源模块、所述姿轨控执行模块、所述无线通信模块彼此之间独立设置，且每个对应模块外侧均设置有第一缓冲结构以进行缓冲保护和限位固定；所述第一缓冲结构包括第一缓冲部和第二缓冲部，所述第一缓冲部与对应模块的接触面具有若干第一接触面折痕，所述第一缓冲部背离对应模块的一面为第一缓冲面；所述第二缓冲部与对应模块的接触面具有若干第二接触面折痕，所述第二缓冲部背离对应模块的一面为第二缓冲面；所述第一接触面折痕与所述第二接触面折痕具有若干褶皱；所述第一缓冲面与所述第二缓冲面在所述第一缓冲结构的径向上依次设置；相邻所述第一缓冲面与所述第二缓冲面在所述第一缓冲结构的周向间距呈小到大交替排列。

4.根据权利要求3所述的用于深空撞击的自主导航飞行控制系统，其特征在于，所述第一承载装置包括至少两层壳体，相邻壳体之间通过所述第一缓冲结构和弹性结构连接；所述第一缓冲结构、所述弹性结构依次设置于从内到外的多层壳体之间；所述弹性结构包括多个弹性元件，多个弹性元件阵列设置于对应壳体的外侧。

5.根据权利要求4所述的用于深空撞击的自主导航飞行控制系统，其特征在于，所述弹性元件为高强度弹簧。

6.根据权利要求2所述的用于深空撞击的自主导航飞行控制系统，其特征在于，所述第二数据无线传输模块包括多个第二天线装置，多个所述第二天线装置阵列设置于所述第一承载装置的轴线周侧，以形成全向天线阵列；多个所述第二天线装置通过多个第二分离装置设置，多个所述第二分离装置均与所述飞控与信息处理模块信号连接，多个所述第二天线装置可在所述飞控与信息处理模块的控制下依次脱离所述第一承载装置。

7.根据权利要求6所述的用于深空撞击的自主导航飞行控制系统，其特征在于，所述第二数据无线传输模块为球状结构；所述第二天线装置为球状结构。

8.根据权利要求3所述的用于深空撞击的自主导航飞行控制系统，其特征在于，所述第一承载装置的内部还设置有过载检测传感器，所述过载检测传感器的周侧设置有所述第一缓冲结构以保护所述过载检测传感器；所述过载检测传感器配置为检测所述第一承载装置脱离所述第二承载装置之后的所受到的外部撞击荷载信息；所述第一承载装置的内部还设置有行走装置，所述行走装置与所述飞控与信息处理模块通信连接；所述飞控与信息处理模块可基于接收到的所述过载检测传感器传输的过载信号控制所述行走装置弹出至所述第一承载装置外部以执行行走任务。

9.根据权利要求1所述的用于深空撞击的自主导航飞行控制系统，其特征在于，所述第一承载装置为椭圆状结构；所述第二承载装置为子弹状结构。

10.根据权利要求1所述的用于深空撞击的自主导航飞行控制系统，其特征在于，所述飞控与信息处理模块包括主处理器、从处理器和协处理器，所述主处理器、所述从处理器和所述协处理器之间通信连接；所述协处理器配置为基于所述空间导航相机模块采集的图像信息，进行滤波、降维和星点提取的图像预处理，以获取预处理图像信息；所述从处理器配置为基于所述预处理图像信息进行星敏定姿、光学末制导测量以及区域探测测量的图像处理运算，获取飞行控制系统的姿态参数、轨道参数和目标参数，并将处理结果送入主处理器；所述主处理器基于所述处理结果进行系统的自主导航计算和飞行控制。

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