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★北京控制工程研究所袁利，姜甜甜，魏春嶺

★中國(guó)空間技術(shù)研究院楊孟飛

我國(guó)自1970年4月24日第一顆人造地球衛(wèi)星東方紅一號(hào)成功入軌以來(lái)，形成了遙感、通信廣播、氣象、科學(xué)探測(cè)與技術(shù)實(shí)驗(yàn)、地球資源和導(dǎo)航定位等6大衛(wèi)星系列^[1]，實(shí)現(xiàn)了空間技術(shù)從近地衛(wèi)星到載人航天、深空探測(cè)的跨越式發(fā)展。航天活動(dòng)深刻改變了人類(lèi)對(duì)宇宙的認(rèn)知，成為促進(jìn)國(guó)民經(jīng)濟(jì)發(fā)展、提升國(guó)家綜合實(shí)力、推動(dòng)人類(lèi)社會(huì)進(jìn)步的強(qiáng)大力量。

空間控制技術(shù)是空間技術(shù)的一個(gè)關(guān)鍵組成部分，是完成各類(lèi)復(fù)雜航天活動(dòng)、服務(wù)空間應(yīng)用和空間科學(xué)、拓展宇宙探索邊界的使能技術(shù)，涉及近地衛(wèi)星、載人航天器（載人飛船、空間站等）、深空探測(cè)器等各類(lèi)航天器在執(zhí)行飛行或探測(cè)任務(wù)過(guò)程中的姿態(tài)與軌道控制、在軌及地外星表的操作控制等，其技術(shù)水平很大程度上決定了航天器的能力和水平，是各國(guó)爭(zhēng)相發(fā)展的重要技術(shù)領(lǐng)域。空間控制同時(shí)作為自動(dòng)控制的重要組成部分，為推動(dòng)自動(dòng)控制領(lǐng)域的理論發(fā)展和技術(shù)進(jìn)步提供了重要?jiǎng)恿Α?/p>

過(guò)去半個(gè)多世紀(jì)以來(lái)，隨著航天任務(wù)的持續(xù)推進(jìn)和自動(dòng)化、人工智能等領(lǐng)域科學(xué)技術(shù)的發(fā)展，中國(guó)空間控制技術(shù)不斷取得突破與創(chuàng)新，有效支撐了我國(guó)450多顆人造地球衛(wèi)星的入軌及在軌飛行、9次載人飛行、空間站建設(shè)、6次月球探測(cè)以及首次火星探測(cè)等任務(wù)的成功實(shí)施。

本文首先梳理了我國(guó)空間控制技術(shù)的發(fā)展成果，將其劃分為航天器姿態(tài)控制、姿態(tài)軌道控制和“感知?決策?執(zhí)行”（Perception-decision-action，PDA）自主控制三個(gè)方面，并分別介紹了各個(gè)方面的主要進(jìn)展情況；在此基礎(chǔ)上，圍繞我國(guó)正在和即將部署實(shí)施的重大工程，并結(jié)合世界航天的前沿動(dòng)向，面向空間智能自主控制技術(shù)的發(fā)展需求，探討提出了未來(lái)需要重點(diǎn)關(guān)注的技術(shù)方向和基礎(chǔ)性問(wèn)題，為未來(lái)空間控制的基礎(chǔ)研究和技術(shù)發(fā)展提供借鑒和參考。

1　空間控制技術(shù)的主要進(jìn)展

我國(guó)空間控制技術(shù)的發(fā)展，與航天活動(dòng)由近及遠(yuǎn)、由單一到多樣、由簡(jiǎn)單到復(fù)雜的發(fā)展過(guò)程相輔相成，呈現(xiàn)出從衛(wèi)星姿態(tài)與軌道控制、到載人航天交會(huì)與返回控制、再到深空探測(cè)自主控制的發(fā)展過(guò)程。在不斷發(fā)展的空間任務(wù)需求牽引下，空間控制技術(shù)的內(nèi)涵不斷豐富，從最基本的航天器姿態(tài)控制，逐步發(fā)展為復(fù)雜度更高的六自由度姿態(tài)軌道控制，以及功能更加綜合、自主性更強(qiáng)的“感知?決策?執(zhí)行”閉環(huán)控制，控制系統(tǒng)的功能不斷拓展，精穩(wěn)敏捷性能、對(duì)環(huán)境不確定性的適應(yīng)能力、自主應(yīng)對(duì)復(fù)雜任務(wù)的能力不斷提升。本節(jié)圍繞航天器姿態(tài)控制、姿態(tài)軌道控制、“感知?決策?執(zhí)行”自主控制三個(gè)方面（其包含關(guān)系韋恩圖如圖1所示），介紹我國(guó)空間控制技術(shù)的主要進(jìn)展，重點(diǎn)關(guān)注在軌應(yīng)用的相關(guān)技術(shù)。

圖1 空間控制技術(shù)三個(gè)方面包含關(guān)系韋恩圖

1.1　航天器姿態(tài)控制

航天器姿態(tài)控制用來(lái)保持或改變航天器的運(yùn)行姿態(tài)，是完成在軌既定任務(wù)的基本前提。例如，通信衛(wèi)星的天線(xiàn)指向地球上的某一區(qū)域、偵察衛(wèi)星的載荷相機(jī)鏡頭對(duì)準(zhǔn)地面、遙感衛(wèi)星的動(dòng)中成像任務(wù)等。目前，我國(guó)累計(jì)入軌的人造地球衛(wèi)星已超過(guò)450顆，覆蓋了遙感、通信、氣象、資源、導(dǎo)航、科學(xué)等主要領(lǐng)域，遙感衛(wèi)星載荷的空間分辨率達(dá)到亞米級(jí)，且具備1:10000大比例尺地理測(cè)繪的能力，為國(guó)民經(jīng)濟(jì)發(fā)展和國(guó)防建設(shè)做出了突出貢獻(xiàn)。

為適應(yīng)不斷發(fā)展的空間應(yīng)用和空間科學(xué)對(duì)高品質(zhì)姿態(tài)控制的需求，衛(wèi)星姿態(tài)控制經(jīng)歷了從早期的自旋穩(wěn)定到三軸穩(wěn)定的發(fā)展過(guò)程，控制系統(tǒng)的指向精度、穩(wěn)定度和機(jī)動(dòng)性能不斷提升：衛(wèi)星姿態(tài)確定精度由0.1°提升到角秒級(jí)量級(jí)，三軸姿態(tài)穩(wěn)定度優(yōu)于4×10-5/s，對(duì)地指向精度優(yōu)于0.003°，姿態(tài)機(jī)動(dòng)能力優(yōu)于10°/s。部分指標(biāo)優(yōu)于日本ALOS（（Advanced land observation satellite）、美國(guó)WorldView-4等先進(jìn)遙感衛(wèi)星（其中，ALOS衛(wèi)星的指向精度0.0075°，姿態(tài)穩(wěn)定度2.0×10-5°/5s^[2]，機(jī)動(dòng)能力60°/159s^[3]；WorldView-4衛(wèi)星的指向精度0.0046°，姿態(tài)穩(wěn)定度2.8×10-6°/s，機(jī)動(dòng)能力56°/25s^[4]），達(dá)世界先進(jìn)水平。與此同時(shí)，載荷及整星的復(fù)雜度不斷提升，航天器結(jié)構(gòu)由中心剛體向帶有大型太陽(yáng)帆板、數(shù)據(jù)傳輸天線(xiàn)等撓性附件的“中心剛體+撓性附件”結(jié)構(gòu)、以及大柔性組合體發(fā)展，呈現(xiàn)出大型化、低剛度和撓性化的特點(diǎn)和趨勢(shì)。

1.1.1　航天器自旋穩(wěn)定姿態(tài)控制

我國(guó)首顆人造地球衛(wèi)星東方紅一號(hào)采用了單自旋穩(wěn)定的開(kāi)環(huán)控制方式^[1]，自旋轉(zhuǎn)速為120r/min。通過(guò)旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生動(dòng)量矩使得自旋軸在慣性空間具有定軸性，這種方式簡(jiǎn)單可靠，成為早期絕大多數(shù)航天器采用的姿態(tài)穩(wěn)定控制方式。在此基礎(chǔ)上，東方紅二號(hào)試驗(yàn)通信衛(wèi)星及實(shí)用通信廣播衛(wèi)星、風(fēng)云二號(hào)氣象衛(wèi)星等均采用了雙軸自旋穩(wěn)定控制^[5~8]，實(shí)現(xiàn)了衛(wèi)星本體自旋穩(wěn)定和天線(xiàn)機(jī)械消旋對(duì)地定向穩(wěn)定控制。其中，天線(xiàn)消旋系統(tǒng)根據(jù)星體自旋周期內(nèi)姿態(tài)敏感器的測(cè)量信號(hào)，驅(qū)動(dòng)載荷平臺(tái)產(chǎn)生與衛(wèi)星本體自旋方向相反、大小相等的相對(duì)運(yùn)動(dòng)。從衛(wèi)星入軌的星體起旋、主動(dòng)章動(dòng)控制、姿態(tài)機(jī)動(dòng)、星體轉(zhuǎn)速調(diào)整到地球同步軌道的定點(diǎn)捕獲和天線(xiàn)消旋對(duì)地定向等任務(wù)，風(fēng)云二號(hào)氣象衛(wèi)星采用了主動(dòng)章動(dòng)控制、姿態(tài)?章動(dòng)聯(lián)合控制、消旋控制及動(dòng)平衡調(diào)整等技術(shù)，最終實(shí)現(xiàn)了同步軌道工作運(yùn)行時(shí)星體98r/min的額定轉(zhuǎn)速維持與天線(xiàn)0.4°的對(duì)地指向精度要求^[8]。雙自旋穩(wěn)定控制技術(shù)在保證了星體自旋穩(wěn)定的同時(shí)，又滿(mǎn)足了對(duì)地通信要求，但自旋或雙自旋衛(wèi)星結(jié)構(gòu)形式（大都為短粗體）制約了衛(wèi)星有效載荷比和整星能源供給，其在軌運(yùn)行方式也制約了姿態(tài)確定精度和控制性能，特別是自旋角動(dòng)量與頻繁快速的姿態(tài)調(diào)整需求無(wú)法相適應(yīng)，故在應(yīng)用衛(wèi)星領(lǐng)域自旋穩(wěn)定控制技術(shù)逐漸被三軸穩(wěn)定控制技術(shù)所取代。

1.1.2　航天器精穩(wěn)敏捷姿態(tài)控制

到了上世紀(jì)80年代末，隨著載荷精度要求的提高，以及敏感器、執(zhí)行機(jī)構(gòu)、星載計(jì)算機(jī)等技術(shù)的發(fā)展，衛(wèi)星姿態(tài)控制逐漸轉(zhuǎn)向三軸穩(wěn)定控制（此前1975年發(fā)射的我國(guó)首顆返回式衛(wèi)星已驗(yàn)證了三軸噴氣對(duì)地穩(wěn)定控制技術(shù)），包括風(fēng)云一號(hào)氣象衛(wèi)星的零動(dòng)量/偏置動(dòng)量三軸姿態(tài)穩(wěn)定控制^[9]、東方紅四號(hào)衛(wèi)星的V+L型輪控穩(wěn)定控制等。進(jìn)入21世紀(jì)以來(lái)，航天器的功能和性能要求不斷提升，姿態(tài)控制系統(tǒng)的測(cè)量精度、控制精度和姿態(tài)穩(wěn)定度的要求不斷提升；而且，航天器通常需要攜帶大面積太陽(yáng)帆板、單/多自由度轉(zhuǎn)動(dòng)的數(shù)據(jù)傳輸天線(xiàn)等撓性運(yùn)動(dòng)部件。這些大型撓性附件的振動(dòng)，以及推力器噴氣、太陽(yáng)帆板驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)等大慣量部件擾動(dòng)，成為制約航天器姿態(tài)控制性能提升的主要因素。

圍繞高精度姿態(tài)測(cè)量的需求，我國(guó)星載敏感器（如：慣性測(cè)量單元、星敏感器等）的精度性能相比研制初期實(shí)現(xiàn)了1~2個(gè)數(shù)量級(jí)的跨代提升，其中星敏感器的測(cè)量精度從幾十角秒提升到亞角秒量級(jí)。與此同時(shí)，為消除高精度敏感器的安裝及地面標(biāo)校誤差，除了采用與載荷共基準(zhǔn)的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)外，還發(fā)展出基于敏感器在軌測(cè)量數(shù)據(jù)的基準(zhǔn)標(biāo)校方法^[10]，可實(shí)現(xiàn)星敏感器基準(zhǔn)的標(biāo)校殘差小于0.2''；提出的兩層濾波算法^[11]可同時(shí)對(duì)衛(wèi)星姿態(tài)、陀螺安裝偏差、刻度因子誤差等進(jìn)行準(zhǔn)確估計(jì)。此外，我國(guó)高精度立體測(cè)繪衛(wèi)星中還引入了載荷與星敏感器/星相機(jī)的相對(duì)基準(zhǔn)測(cè)量系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)了對(duì)載荷在軌結(jié)構(gòu)變形所引起基準(zhǔn)變化的有效測(cè)量與補(bǔ)償。

復(fù)雜撓性航天器的高精高穩(wěn)姿態(tài)控制方面，自抗擾控制（Active disturbance rejection control，ADRC）^[12~13]、基于干擾觀(guān)測(cè)器的精細(xì)抗干擾控制^[14~15]等方法，為撓性振動(dòng)、大慣量部件運(yùn)動(dòng)等產(chǎn)生的復(fù)雜多源干擾的估計(jì)和有效抑制提供了有益的解決思路^[16~18]。例如，文獻(xiàn)[16]討論了帆板驅(qū)動(dòng)影響下的衛(wèi)星姿態(tài)高精高穩(wěn)控制問(wèn)題，采用自抗擾控制器估計(jì)補(bǔ)償由帆板驅(qū)動(dòng)和系統(tǒng)不確定性引起的干擾，并設(shè)計(jì)步進(jìn)電機(jī)自適應(yīng)電流補(bǔ)償驅(qū)動(dòng)器克服驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)摩擦力矩和諧波力矩的影響，實(shí)現(xiàn)了對(duì)復(fù)雜擾動(dòng)的有效抑制。此外，面向在軌應(yīng)用的實(shí)際工程任務(wù)要求，發(fā)展出了一系列高精高穩(wěn)姿態(tài)控制方法。針對(duì)噴氣、部件運(yùn)動(dòng)等產(chǎn)生的快時(shí)變強(qiáng)擾動(dòng)，提出了基于零空間自適應(yīng)規(guī)劃的姿態(tài)與動(dòng)量自主協(xié)同控制方法^[19]，實(shí)現(xiàn)了角動(dòng)量卸載、動(dòng)量輪組構(gòu)型切換、東西位置保持等情況下的高精度姿態(tài)控制和觀(guān)測(cè)業(yè)務(wù)的連續(xù)運(yùn)行，衛(wèi)星指向精度由0.03°提升到0.003°，穩(wěn)定度優(yōu)于5×10-4°/s^[20]。對(duì)于一類(lèi)帶有以固定周期旋轉(zhuǎn)大型載荷的擾動(dòng)抑制問(wèn)題，文獻(xiàn)[21]設(shè)計(jì)了一種干擾力矩參數(shù)未知情況下的閉環(huán)穩(wěn)定自適應(yīng)控制算法；針對(duì)帶有多自由度運(yùn)動(dòng)數(shù)據(jù)傳輸天線(xiàn)的高精度指向控制問(wèn)題，發(fā)展出了兼顧天線(xiàn)指向與星體姿態(tài)指向的復(fù)合控制方法，利用所提出的基于模型參數(shù)開(kāi)環(huán)與估計(jì)閉環(huán)的雙層補(bǔ)償控制策略，大幅提升了對(duì)星體姿態(tài)擾動(dòng)的抑制效果，實(shí)現(xiàn)了衛(wèi)星姿態(tài)長(zhǎng)期穩(wěn)定度優(yōu)于5×10-5-5°/s（3）^[22]。為保證天線(xiàn)指向運(yùn)動(dòng)全過(guò)程角速度的平滑性，基于預(yù)測(cè)?校正思想提出了具有全局平滑性的指向控制方法^[23~24]，解決了天線(xiàn)起始末端角速度非零的運(yùn)動(dòng)控制問(wèn)題。針對(duì)傳統(tǒng)太陽(yáng)帆板步進(jìn)電機(jī)驅(qū)動(dòng)的步進(jìn)不平穩(wěn)性造成的擾振問(wèn)題，還提出了基于永磁同步電機(jī)直接驅(qū)動(dòng)的高剛度高穩(wěn)定度主動(dòng)控制方案，實(shí)現(xiàn)了較高的相位裕度及高穩(wěn)定性，顯著改善了動(dòng)態(tài)性能^[25]。

隨著姿態(tài)控制精度、穩(wěn)定度和機(jī)動(dòng)能力等指標(biāo)不斷提高，傳統(tǒng)衛(wèi)星平臺(tái)單級(jí)控制回路設(shè)計(jì)在解決寬頻多點(diǎn)多源擾動(dòng)耦合問(wèn)題時(shí)面臨瓶頸。例如，詹姆斯·韋伯太空望遠(yuǎn)鏡（James Webb space telescope，JWST）的指向精度達(dá)0.3''~0.45''，短期姿態(tài)穩(wěn)定度達(dá)6.2~6.7mas^[26]，機(jī)動(dòng)能力90°/900s。星上高速旋轉(zhuǎn)執(zhí)行機(jī)構(gòu)顫振、帆板/天線(xiàn)驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)撓性振動(dòng)、大撓性載荷在姿態(tài)機(jī)動(dòng)過(guò)程中的振動(dòng)等擾動(dòng)頻率范圍0~300Hz，且擾動(dòng)會(huì)在衛(wèi)星平臺(tái)與載荷結(jié)構(gòu)傳播路徑上形成復(fù)雜時(shí)變的疊加和混合；傳統(tǒng)單級(jí)控制回路設(shè)計(jì)將航天器整體作為被控對(duì)象，控制直接作用于各類(lèi)復(fù)雜撓性模態(tài)的航天器本體上。受敏感器/執(zhí)行機(jī)構(gòu)時(shí)延及帆板撓性模態(tài)的影響，控制器設(shè)計(jì)往往無(wú)法兼顧高帶寬和高穩(wěn)定裕度，難以同時(shí)滿(mǎn)足大范圍機(jī)動(dòng)和高穩(wěn)定度指向的要求。對(duì)此，在前期眾多航天器振動(dòng)控制研究（如，文獻(xiàn)[27~29]）的基礎(chǔ)上，發(fā)展出航天器多級(jí)協(xié)同穩(wěn)定/復(fù)合控制方法（如，文獻(xiàn)[30]），核心是通過(guò)在載荷與平臺(tái)間引入二級(jí)控制將姿態(tài)控制系統(tǒng)擴(kuò)維，提升系統(tǒng)內(nèi)部擾動(dòng)的可控可觀(guān)性，進(jìn)而消除復(fù)雜干擾的影響，實(shí)現(xiàn)姿態(tài)控制系統(tǒng)性能的數(shù)量級(jí)提升。我國(guó)基于磁懸浮技術(shù)的雙超平臺(tái)衛(wèi)星（羲和號(hào)太陽(yáng)觀(guān)測(cè)衛(wèi)星）^[30]、基于主動(dòng)指向超靜技術(shù)的三超平臺(tái)衛(wèi)星（北京三號(hào)敏捷遙感衛(wèi)星）等均采用了上述多級(jí)協(xié)同復(fù)合控制技術(shù)，并形成了包括基于空間解耦的單輸入單輸出線(xiàn)性控制^[31~33]、磁浮平臺(tái)的主從協(xié)同及干擾補(bǔ)償^[34~35]、基于主動(dòng)指向超靜平臺(tái)的隔振與指向綜合控制^[36~37]等一系列方法。針對(duì)敏捷機(jī)動(dòng)與精穩(wěn)性能相互制約的問(wèn)題，提出了多級(jí)協(xié)同規(guī)劃與敏捷機(jī)動(dòng)控制、自適應(yīng)變剛度變阻尼全頻段擾動(dòng)抑制等方法，解決了機(jī)動(dòng)誘發(fā)指向波動(dòng)、機(jī)動(dòng)中剛度阻尼自主適配等難題，并在北京三號(hào)衛(wèi)星上進(jìn)行了在軌驗(yàn)證，實(shí)現(xiàn)了高動(dòng)態(tài)反向推掃等復(fù)雜敏捷動(dòng)中成像，創(chuàng)造了單次成像最高幅寬等多項(xiàng)紀(jì)錄，已在高分辨率遙感、天文觀(guān)測(cè)等領(lǐng)域展開(kāi)應(yīng)用。

對(duì)于具備快速、靈活目標(biāo)探測(cè)能力的敏捷航天器（Agile spacecraft）^[38]，需要在較短時(shí)間內(nèi)實(shí)現(xiàn)姿態(tài)大角度快速機(jī)動(dòng)，要求其執(zhí)行機(jī)構(gòu)具備大力矩輸出、大角動(dòng)量和快速響應(yīng)等特點(diǎn)。以控制力矩陀螺（Control moment gyroscope，CMG）為代表的執(zhí)行機(jī)構(gòu)逐漸取代了動(dòng)量輪，在敏捷航天器中得到廣泛應(yīng)用（常以4~6臺(tái)CMG組合的方式提供三軸力矩輸出）。CMG固有的內(nèi)部摩擦、高頻擾動(dòng)特性等非線(xiàn)性不確定性會(huì)直接影響輸出力矩的精度，而且在某些低速框架角組合下還會(huì)陷入奇異狀態(tài)，導(dǎo)致CMG群不再具有三軸力矩輸出能力，進(jìn)而引發(fā)姿態(tài)失穩(wěn)、轉(zhuǎn)速過(guò)快情況下的CMG失效等風(fēng)險(xiǎn)^[39]。因此，需要解決CMG操縱律設(shè)計(jì)、奇異規(guī)避等問(wèn)題。文獻(xiàn)[40]通過(guò)將CMG群安裝角作為控制變量，設(shè)計(jì)了可變構(gòu)型的控制力矩陀螺操縱方法；文獻(xiàn)[41~43]提出了動(dòng)態(tài)螺旋搜索矢量調(diào)節(jié)、奇異規(guī)避動(dòng)態(tài)分配等方法，實(shí)現(xiàn)了CMG框架角速度去飽和的快速奇異規(guī)避，在軌取得較好的應(yīng)用效果。除此之外，圍繞姿態(tài)機(jī)動(dòng)范圍大、穩(wěn)定時(shí)間短等約束下的機(jī)動(dòng)軌跡規(guī)劃問(wèn)題，已發(fā)展出最短路徑^[44]、S型路徑^[45]、多項(xiàng)式路徑^[46]等多種形式，其核心是如何在敏感器和執(zhí)行機(jī)構(gòu)受限條件下，有效減少姿態(tài)快速機(jī)動(dòng)過(guò)程中撓性附件產(chǎn)生的振動(dòng)影響。針對(duì)機(jī)動(dòng)過(guò)程的高精度高穩(wěn)定度控制問(wèn)題，除處理姿態(tài)動(dòng)力學(xué)和運(yùn)動(dòng)學(xué)強(qiáng)耦合非線(xiàn)性外，基于遞階飽和PID控制器^[47]，消除了積分項(xiàng)在姿態(tài)誤差較大時(shí)帶來(lái)的不利影響；通過(guò)在滑模控制器的前后端引入濾波器^[48]，有效降低了系統(tǒng)抖振；針對(duì)姿態(tài)的動(dòng)態(tài)調(diào)整需求，利用沖量等效原理提升了姿態(tài)機(jī)動(dòng)過(guò)程的穩(wěn)定度^[49]。

1.1.3　大型組合體航天器姿態(tài)控制

以空間站為代表的大型組合體，其大質(zhì)量（百?lài)嵓?jí)）、大慣量、大環(huán)境干擾、低頻撓性的特點(diǎn)，以及需要綜合調(diào)度多個(gè)艙段的執(zhí)行機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)組合體控制的方式給姿態(tài)控制帶來(lái)了新的挑戰(zhàn)^[50~51]。我國(guó)“T字形”三艙組合體構(gòu)型的空間站建設(shè)過(guò)程中，強(qiáng)自適應(yīng)變構(gòu)型柔性組合體控制等技術(shù)有利支撐了多達(dá)50余種構(gòu)型變化下的空間站在軌安全運(yùn)行。我國(guó)空間站的特殊結(jié)構(gòu)使其慣量高出常規(guī)航天器4~5個(gè)數(shù)量級(jí)，環(huán)境干擾力矩達(dá)到0.1~1N·m量級(jí)，普通航天器采用的噴氣或磁力矩器的角動(dòng)量卸載方式難以適用。對(duì)此，發(fā)展出了空間站大環(huán)境干擾下的系統(tǒng)姿態(tài)/角動(dòng)量一體化控制方法^[52~55]，基本原理是采用內(nèi)模原理辨識(shí)空間環(huán)境力矩，且在利用重力梯度力矩進(jìn)行角動(dòng)量卸載的同時(shí)，將姿態(tài)控制在標(biāo)稱(chēng)姿態(tài)附近。文獻(xiàn)[52]提出了力矩平衡姿態(tài)控制方法，實(shí)現(xiàn)了單艙入軌后慣性系下的姿態(tài)/角動(dòng)量一體化控制；文獻(xiàn)[53]則給出了軌道系內(nèi)的姿態(tài)控制與角動(dòng)量管理控制方法。此外，機(jī)械臂進(jìn)行在軌艙段組裝時(shí)，組合體的基頻低至0.01Hz量級(jí)，對(duì)此，提出了基于高階結(jié)構(gòu)濾波器的極低頻超大型組合體控制設(shè)計(jì)方法，實(shí)現(xiàn)了機(jī)械臂在軌組裝或空間站轉(zhuǎn)位過(guò)程中的穩(wěn)定控制^[55]。

另外，空間碎片清除、燃料補(bǔ)加、在軌維修等任務(wù)中，服務(wù)航天器與目標(biāo)航天器完成捕獲連接后構(gòu)成的組合體的穩(wěn)定控制問(wèn)題，也受到學(xué)術(shù)界的廣泛關(guān)注（例如，文獻(xiàn)[56~61]）。針對(duì)捕獲后組合體航天器的質(zhì)量特性、推力器構(gòu)型突變等問(wèn)題，發(fā)展出了改進(jìn)的狀態(tài)依賴(lài)Riccati方程（Sate-dependent Riccati equation，SDRE）最優(yōu)控制^[57]、基于自適應(yīng)動(dòng)態(tài)逆控制的姿態(tài)接管控制[58]、基于超螺旋干擾觀(guān)測(cè)器的有限時(shí)間姿態(tài)控制^[59]等方法，可實(shí)現(xiàn)目標(biāo)動(dòng)力學(xué)大范圍不確定情況下組合體航天器的姿態(tài)穩(wěn)定控制。文獻(xiàn)[60]研究了捕獲過(guò)程中碰撞擾動(dòng)對(duì)組合體姿態(tài)的影響，提出了基于反作用輪重構(gòu)的雙積分滑模控制方法，通過(guò)控制反作用輪來(lái)吸收撞擊產(chǎn)生的角動(dòng)量，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)組合航天器的穩(wěn)定控制。目前，組合體航天器姿態(tài)穩(wěn)定控制技術(shù)尚處于理論探索和地面實(shí)驗(yàn)研究階段，在軌實(shí)際應(yīng)用還非常初步。

1.1.4　航天器穩(wěn)健控制

除了高精度高穩(wěn)定度、高敏捷機(jī)動(dòng)控制外，航天器在軌長(zhǎng)期、連續(xù)、穩(wěn)定運(yùn)行對(duì)控制系統(tǒng)提出了強(qiáng)魯棒/穩(wěn)健控制要求，需要系統(tǒng)具備故障診斷以及欠配置控制能力（也即：當(dāng)執(zhí)行機(jī)構(gòu)出現(xiàn)故障、系統(tǒng)處于欠配置狀態(tài)時(shí)，系統(tǒng)仍具備一定的控制能力）^[39，62]。欠驅(qū)動(dòng)控制是欠配置控制的重要方向，在欠驅(qū)動(dòng)航天器的可控性與可鎮(zhèn)定性分析、欠驅(qū)動(dòng)航天器的姿態(tài)控制等方面均開(kāi)展了相關(guān)研究。文獻(xiàn)[63]考慮單軸、雙軸獨(dú)立噴氣控制的情況，給出了航天器完整姿態(tài)動(dòng)力學(xué)方程全局可控的充要條件；文獻(xiàn)[64]則探討了欠驅(qū)動(dòng)航天器的可鎮(zhèn)定性問(wèn)題，指出：對(duì)于只有兩個(gè)控制輸入的剛體航天器，由于不滿(mǎn)足Brockett必要條件，其動(dòng)力學(xué)方程不能由連續(xù)狀態(tài)回饋漸近鎮(zhèn)定。針對(duì)欠驅(qū)動(dòng)航天器的噴氣控制，實(shí)現(xiàn)了基于滑模控制的速率阻尼^[65]，以及基于“噴氣消旋+飛輪機(jī)動(dòng)”分段控制^[66]的姿態(tài)穩(wěn)定。針對(duì)欠驅(qū)動(dòng)航天器的角動(dòng)量交換裝置控制，基于（w，z）參數(shù)描述的航天器姿態(tài)，實(shí)現(xiàn)了僅帶兩個(gè)反作用輪的全局、漸近自旋穩(wěn)定控制^[67]，基于多變量?jī)?yōu)化的思想構(gòu)造的3臺(tái)單框架CMG欠配置操縱律，已成功在軌應(yīng)用^[68]，這是世界上首次僅使用3臺(tái)CMG完成的姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制。除此之外，提出的2臺(tái)CMG與磁力矩器的深度欠配置控制方法^[69]，可進(jìn)一步提升欠驅(qū)動(dòng)航天器的控制能力。

1.2　航天器姿態(tài)軌道控制

區(qū)別于僅關(guān)注繞質(zhì)心轉(zhuǎn)動(dòng)的姿態(tài)控制，航天器姿態(tài)軌道控制是同時(shí)調(diào)整質(zhì)心位置/速度和繞質(zhì)心旋轉(zhuǎn)角度/角速度的六自由度運(yùn)動(dòng)控制，還涉及用于生成滿(mǎn)足任務(wù)要求的航天器飛行軌跡的制導(dǎo)律。航天器再入返回、空間交會(huì)對(duì)接、多航天器編隊(duì)飛行、以及在軌維護(hù)與操作等任務(wù)都會(huì)涉及航天器姿態(tài)軌道耦合控制。例如，航天器再入返回飛行需要同時(shí)滿(mǎn)足動(dòng)壓、過(guò)載、熱流等過(guò)程約束和著陸點(diǎn)精度等的終端狀態(tài)約束，以保證進(jìn)入過(guò)程航天器結(jié)構(gòu)和防熱安全，實(shí)現(xiàn)預(yù)定區(qū)域內(nèi)的安全精準(zhǔn)著陸。為此，除需要事先進(jìn)行軌道設(shè)計(jì)和實(shí)際飛行中通過(guò)軌道控制保證外，大氣飛行中還需要在線(xiàn)調(diào)整航天器的傾側(cè)角或者聯(lián)合調(diào)整傾側(cè)角和攻角，控制航天器落點(diǎn)并滿(mǎn)足過(guò)程中動(dòng)壓、過(guò)載、熱流等約束^[70]。又如，追蹤航天器與目標(biāo)航天器的交會(huì)對(duì)接/安全接近與捕獲、多航天器的編隊(duì)飛行等任務(wù)都涉及航天器之間的相對(duì)運(yùn)動(dòng)控制，要求服務(wù)星與目標(biāo)星/多個(gè)航天器之間的相對(duì)位置和姿態(tài)同時(shí)滿(mǎn)足指定的約束和性能指標(biāo)。因此，需要解決滿(mǎn)足過(guò)程、終端、執(zhí)行能力等復(fù)雜約束的制導(dǎo)律設(shè)計(jì)，以及不確定非線(xiàn)性系統(tǒng)的姿態(tài)軌道耦合高精度控制等關(guān)鍵問(wèn)題。

在此過(guò)程中，上世紀(jì)80年代孕育發(fā)展出的特征建模理論^[71~72]，其抓住系統(tǒng)的本質(zhì)要素建立低階等效特征模型、進(jìn)而簡(jiǎn)化復(fù)雜高階對(duì)象控制器設(shè)計(jì)的思想，為處理復(fù)雜高階不確定非線(xiàn)性系統(tǒng)的控制問(wèn)題提供了有效手段。基于該理論框架發(fā)展出的全系數(shù)自適應(yīng)控制^[73~74]、黃金分割相平面自適應(yīng)控制^[75~76]等方法，成功應(yīng)用于飛船和月球軌道返回再入、交會(huì)對(duì)接等重大任務(wù)，對(duì)控制理論的發(fā)展做出了重要貢獻(xiàn)。

1.2.1　再入返回自適應(yīng)制導(dǎo)控制

我國(guó)連續(xù)成功實(shí)踐了神舟系列載人飛船的近地軌道返回再入控制任務(wù)，和嫦娥五號(hào)再入返回飛行試驗(yàn)器（CE-5T1）、嫦娥五號(hào)探測(cè)器返回器的月地轉(zhuǎn)移軌道再入返回控制任務(wù)，實(shí)現(xiàn)了以第一宇宙速度和第二宇宙速度再入返回^[77]，突破了跳躍式再入返回控制技術(shù)^[78]，并且完成了從標(biāo)準(zhǔn)彈道自適應(yīng)制導(dǎo)方法到自適應(yīng)預(yù)測(cè)制導(dǎo)方法的更新?lián)Q代。2014年以來(lái)，自適應(yīng)預(yù)測(cè)制導(dǎo)方法先后高精度完成了CE-5T1、嫦娥五號(hào)探測(cè)器返回器以接近第二宇宙速度的跳躍式再入返回，新一代載入飛船試驗(yàn)船8000km大橢圓軌道的高速再入返回^[79]，以及空間站建設(shè)階段神舟十二號(hào)~十四號(hào)載入飛船安全再入返回等重大工程任務(wù)，開(kāi)傘點(diǎn)控制精度達(dá)到世界領(lǐng)先水平。

再入返回制導(dǎo)控制的難點(diǎn)突出表現(xiàn)在如何應(yīng)對(duì)氣動(dòng)參數(shù)的不確定性、飛行器質(zhì)量特性偏差以及大氣密度較大攝動(dòng)下的精確能量阻尼，從而滿(mǎn)足終端控制精度以及過(guò)程中過(guò)載、熱流等約束。對(duì)此，國(guó)內(nèi)外學(xué)者在再入飛行的參數(shù)辨識(shí)、制導(dǎo)回路的自適應(yīng)調(diào)節(jié)、軌跡在線(xiàn)快速規(guī)劃等方面均提出了新的解決思路，以提升軌跡規(guī)劃和跟蹤控制方法的適應(yīng)性和魯棒性。

預(yù)測(cè)校正制導(dǎo)方法不依賴(lài)標(biāo)稱(chēng)軌跡，而是根據(jù)終端狀態(tài)誤差獲得制導(dǎo)指令的校正量，并結(jié)合動(dòng)壓、過(guò)載等過(guò)程約束和傾側(cè)角、攻角的執(zhí)行能力約束優(yōu)化求解得到實(shí)際的制導(dǎo)指令，可實(shí)現(xiàn)對(duì)飛行軌跡在一個(gè)較大范圍內(nèi)的調(diào)整^[70，80]，相比跟蹤標(biāo)稱(chēng)軌跡制導(dǎo)方法具有更強(qiáng)的自適應(yīng)性和魯棒性，受到廣泛關(guān)注。例如，文獻(xiàn)[81]探討了小升阻比航天器進(jìn)入制導(dǎo)中傾側(cè)角剖面的參數(shù)化方式；學(xué)者們還從提升算法效率、引入對(duì)參數(shù)不確定性的辨識(shí)來(lái)提升預(yù)測(cè)精度等不同角度，發(fā)展出軌跡規(guī)劃與閉環(huán)制導(dǎo)相結(jié)合的數(shù)值預(yù)測(cè)校正^[82]、基于高斯偽譜方法的最優(yōu)預(yù)測(cè)校正制導(dǎo)^[83]、基于嵌套式積分算法的航程快速預(yù)報(bào)^[84]、偽四自由度的預(yù)測(cè)校正制導(dǎo)^[85]等多種方法。但算法本身的收斂性和可靠性成為了限制其在工程上應(yīng)用的重要因素。

此外，基于特征建模與自適應(yīng)控制的理論框架，圍繞“預(yù)測(cè)誤差與制導(dǎo)增量之間的比值”這一核心要素，發(fā)展出了基于一階特征模型的自適應(yīng)預(yù)測(cè)校正制導(dǎo)方法^[74，86~87]。其核心是引入預(yù)測(cè)誤差與制導(dǎo)增量的比值作為控制增益，通過(guò)建立控制增益（輸入）和預(yù)測(cè)誤差（輸出）之間的一階特征模型，并結(jié)合增量式制導(dǎo)方式，將制導(dǎo)問(wèn)題轉(zhuǎn)化為控制問(wèn)題；同時(shí)關(guān)注到控制增益隨制導(dǎo)過(guò)程時(shí)間大范圍變化的時(shí)變特性，通過(guò)引入基于升阻比估計(jì)的動(dòng)態(tài)增益變換，大幅減小非標(biāo)稱(chēng)情況下系統(tǒng)動(dòng)態(tài)增益的變化范圍，并結(jié)合自適應(yīng)反饋控制，保證了特征模型的參數(shù)辨識(shí)及制導(dǎo)算法的收斂性。該方法解決了進(jìn)入段制導(dǎo)的建模難題，避免了基于迭代的數(shù)值預(yù)測(cè)校正制導(dǎo)方法計(jì)算量大、收斂性無(wú)法保證的問(wèn)題^[70]。實(shí)際飛行驗(yàn)證表明，該方法具備對(duì)小升阻比飛行器、高超聲速滑翔飛行器等的精確制導(dǎo)和控制能力。

1.2.2　空間交會(huì)與接近停靠控制

空間交會(huì)對(duì)接是兩個(gè)航天器在軌道上按預(yù)定的位置、速度和時(shí)間會(huì)合（交會(huì)），然后經(jīng)姿態(tài)對(duì)準(zhǔn)、靠攏直至在結(jié)構(gòu)上連接成一體（對(duì)接）的全部飛行動(dòng)作過(guò)程^[88~89]。自2011年11月神舟八號(hào)載人飛船與天宮一號(hào)目標(biāo)飛行器首次交會(huì)對(duì)接任務(wù)^[90]圓滿(mǎn)完成以來(lái)，我國(guó)已實(shí)施了17次近地軌道的空間交會(huì)對(duì)接任務(wù)和1次月球交會(huì)對(duì)接任務(wù)，經(jīng)歷了自動(dòng)、手動(dòng)、到多方位全自主交會(huì)對(duì)接控制的發(fā)展歷程，交會(huì)對(duì)接過(guò)程歷時(shí)由2~3天縮短到約6.5小時(shí)甚至2小時(shí)，極大提高了飛行性能。

空間交會(huì)與接近停靠是完成諸如在軌組建、在軌服務(wù)、天體采樣返回、載人空間探測(cè)等復(fù)雜空間任務(wù)的關(guān)鍵步驟，從飛行任務(wù)上大體分為遠(yuǎn)距離導(dǎo)引階段和接近停靠階段兩個(gè)階段。遠(yuǎn)距離導(dǎo)引階段的主要任務(wù)是將追蹤航天器從入軌初始軌道導(dǎo)引到近距離自主控制段所要求的預(yù)定軌道，包括調(diào)整兩航天器的相位差、縮短相對(duì)距離以及消除兩航天器軌道面外偏差等。空間交會(huì)2~3天策略中，遠(yuǎn)程導(dǎo)引階段主要靠地面多次注入變軌脈沖，每次變軌后測(cè)定軌時(shí)間長(zhǎng)，完成遠(yuǎn)程導(dǎo)引需要20多圈，給航天員和地面飛行控制都造成了較大壓力，對(duì)遠(yuǎn)程自主快速導(dǎo)引的需求迫切。追蹤航天器和目標(biāo)航天器初始相位0°~360°不確定，軌道轉(zhuǎn)移時(shí)間受限，控制變量多，燃料消耗受限、軌跡安全性等約束條件多，遠(yuǎn)程導(dǎo)引終端精度要求高，是典型的星載計(jì)算能力約束下的最優(yōu)化軌跡控制問(wèn)題。近年來(lái)，遠(yuǎn)程自主快速導(dǎo)引成為研究熱點(diǎn)^[91~93]。文獻(xiàn)[91]建立了5圈快速交會(huì)對(duì)接的調(diào)相變軌方案，并采用四脈沖修正特殊點(diǎn)變軌算法進(jìn)行求解，可應(yīng)對(duì)10°左右的初始相位角不確定性。文獻(xiàn)[89，92]提出了基于多變量協(xié)調(diào)的全相位自適應(yīng)動(dòng)態(tài)規(guī)劃方法、燃料最優(yōu)制導(dǎo)脈沖求解方法，解決了在軌自主計(jì)算變軌脈沖解的存在及唯一性難題。標(biāo)稱(chēng)情況下，只需要2.5圈就可以完成遠(yuǎn)程導(dǎo)引自主交會(huì)，已廣泛應(yīng)用于空間站工程的貨運(yùn)飛船^[93]、載人飛船和實(shí)驗(yàn)艙等。

相對(duì)導(dǎo)航方面，由差分衛(wèi)星導(dǎo)航設(shè)備、微波雷達(dá)、激光雷達(dá)、光學(xué)成像敏感器等多種體制測(cè)量敏感器構(gòu)成的導(dǎo)航系統(tǒng)，可接力實(shí)現(xiàn)從數(shù)百公里直至對(duì)接范圍內(nèi)相對(duì)平動(dòng)、相對(duì)轉(zhuǎn)動(dòng)等狀態(tài)參數(shù)的自主確定。其中，交會(huì)對(duì)接光學(xué)成像敏感器作為百米以?xún)?nèi)相對(duì)位置和相對(duì)姿態(tài)的主要測(cè)量手段，已實(shí)現(xiàn)從初代采用主動(dòng)發(fā)光的合作目標(biāo)到改進(jìn)后采用被動(dòng)的合作目標(biāo)、再到融合激光點(diǎn)云技術(shù)的多代升級(jí)^[94~97]，極大提升了敏感器抗雜散光的能力和可靠性。利用敏感器的觀(guān)測(cè)信息，結(jié)合動(dòng)力學(xué)/運(yùn)動(dòng)學(xué)模型，工程中普遍采用卡爾曼（Kalman）濾波獲得相對(duì)狀態(tài)參數(shù)的估計(jì)值。無(wú)跡卡爾曼濾波（（Unscented Kalman filter，UKF）等確定性采樣濾波以及利用蒙特卡洛（Monte Carlo）數(shù)值積分方法的粒子濾波（Particle filter，PF）方法等，在處理非高斯噪聲、顯著模型偏差問(wèn)題方面具有優(yōu)勢(shì)，已用于空間交會(huì)對(duì)接導(dǎo)航算法設(shè)計(jì)。文獻(xiàn)[98]提出了基于UKF的交會(huì)對(duì)接相對(duì)導(dǎo)航算法，并給出了穩(wěn)定性分析。文獻(xiàn)[99]通過(guò)對(duì)過(guò)程噪聲方差陣的在線(xiàn)辨識(shí)，提出了一種自適應(yīng)確定性采樣濾波方法，提高了對(duì)噪聲不確定性的適應(yīng)能力。文獻(xiàn)[100]提出了一種改進(jìn)的高斯粒子濾波方法，能夠在多種測(cè)量噪聲情況下實(shí)現(xiàn)高精度空間交會(huì)相對(duì)導(dǎo)航，同時(shí)有效降低計(jì)算復(fù)雜度。此外，利用深度學(xué)習(xí)從空間目標(biāo)的點(diǎn)云和圖像測(cè)量數(shù)據(jù)中提取目標(biāo)特征，進(jìn)而獲得相對(duì)位姿估計(jì)（如，文獻(xiàn)[101~102]），也是當(dāng)前備受關(guān)注的研究方向，在軌應(yīng)用仍面臨數(shù)據(jù)處理效率、姿態(tài)解算實(shí)時(shí)性和魯棒性等問(wèn)題。

空間接近停靠階段的主要難點(diǎn)是帆板撓性振動(dòng)大、系統(tǒng)延遲大、姿態(tài)和軌道控制耦合、羽流干擾嚴(yán)重情況下的交會(huì)對(duì)接六自由度精準(zhǔn)控制。對(duì)此，文獻(xiàn)[103]基于視線(xiàn)位置信息的平行接近法，對(duì)于橫向和縱向同時(shí)協(xié)調(diào)控制，提出一種多變量互相耦合的非線(xiàn)性滑動(dòng)模態(tài)視線(xiàn)制導(dǎo)控制方法，并對(duì)同時(shí)協(xié)調(diào)控制進(jìn)行了存在性和穩(wěn)定性分析；文獻(xiàn)[76]以基于特征模型的智能自適應(yīng)控制為理論指導(dǎo)，按照黃金分割自適應(yīng)控制理論計(jì)算相平面參數(shù)，依據(jù)相對(duì)距離對(duì)控制參數(shù)進(jìn)行修正，提出了基于特征模型的相平面自適應(yīng)控制方法；該方法具有控制精度高、燃料消耗小、魯棒適應(yīng)性好等優(yōu)點(diǎn)，應(yīng)用于尋的段、接近段姿態(tài)控制，以及最后平移靠攏段六自由度控制，實(shí)現(xiàn)了載人飛船、貨運(yùn)飛船等在軌任務(wù)的全天時(shí)多方位精準(zhǔn)對(duì)接。此外，文獻(xiàn)[104]針對(duì)航天器姿態(tài)相平面控制系統(tǒng)穩(wěn)定性分析問(wèn)題，證明了閉環(huán)控制系統(tǒng)存在特定的穩(wěn)態(tài)區(qū)域，并給出該穩(wěn)態(tài)區(qū)域的計(jì)算公式。

近年來(lái)，對(duì)合作及非合作故障航天器的在軌修理和回收、碎片清除、燃料補(bǔ)給等在軌服務(wù)，以及地外星表取樣返回等任務(wù)，對(duì)空間交會(huì)與接近停靠控制技術(shù)提出了新的應(yīng)用需求。文獻(xiàn)[105]研究了受控的追蹤航天器和失控慢速翻滾的目標(biāo)航天器的末段交會(huì)對(duì)接控制問(wèn)題，提出了基于特征模型的相對(duì)位置跟蹤控制和姿態(tài)同步控制方法。文獻(xiàn)[106]討論了火星采樣返回任務(wù)火星軌道交會(huì)自主導(dǎo)航和制導(dǎo)技術(shù)，針對(duì)光學(xué)自主導(dǎo)航敏感器更新頻率遠(yuǎn)低于濾波解算頻率的問(wèn)題，設(shè)計(jì)了一種連續(xù)觀(guān)測(cè)量構(gòu)造算法，提高了導(dǎo)航精度。

1.2.3　多航天器/星座編隊(duì)控制

2012年以來(lái)，我國(guó)先后開(kāi)展了多次衛(wèi)星編隊(duì)構(gòu)型保持技術(shù)在軌試驗(yàn)。在繞飛半徑5km的兩星編隊(duì)飛行試驗(yàn)中，繞飛維持控制修正了繞飛構(gòu)型的畸變，使漂移速度偏差的絕對(duì)值降到mm/s量級(jí)^[107~108];此后開(kāi)展的編隊(duì)保持試驗(yàn)中，兩星間隔0.8~2km飛行了上百天，驗(yàn)證了前?后編隊(duì)構(gòu)型的保持控制技術(shù)。

衛(wèi)星編隊(duì)構(gòu)型保持的難點(diǎn)突出表現(xiàn)在需要獲取高精度的編隊(duì)構(gòu)型參數(shù)，其中兩星的相對(duì)漂移速度是最關(guān)鍵的參數(shù)。提出的周期平均漂移速度的估計(jì)算法^[109]，實(shí)現(xiàn)了對(duì)漂移速度的準(zhǔn)確估計(jì)；基于相對(duì)軌道根數(shù)的控制方法^[110]，實(shí)現(xiàn)了對(duì)不同編隊(duì)構(gòu)型的保持。值得說(shuō)明的是，當(dāng)前差分全球?qū)Ш叫l(wèi)星系統(tǒng)（Differential global navigation satellite system，DGNSS）的位置精度能達(dá)到cm量級(jí)，速度精度能達(dá)到mm/s量級(jí)。經(jīng)過(guò)轉(zhuǎn)換，相對(duì)半長(zhǎng)軸的位置精度為米級(jí)量級(jí)，因此可將編隊(duì)飛行的半長(zhǎng)軸控制在幾米的范圍內(nèi)，故而幾圈甚至十幾圈才需要進(jìn)行一次保持控制噴氣，很好地滿(mǎn)足了長(zhǎng)期編隊(duì)構(gòu)型保持的應(yīng)用需求。盡管通過(guò)對(duì)相對(duì)漂移速度的高精度估計(jì)，可以有效減少編隊(duì)構(gòu)型保持的燃料需求，但長(zhǎng)期來(lái)看，編隊(duì)構(gòu)型保持仍然以消耗較多的推進(jìn)劑為代價(jià)。對(duì)此，近年來(lái)還出現(xiàn)了多種無(wú)需推進(jìn)劑的編隊(duì)控制方法的探索研究（包括：利用大氣阻力差^[111~113]、電磁力^[114]、磁通釘效應(yīng)^[115]等），展現(xiàn)出良好的應(yīng)用前景。另外，圍繞多星編隊(duì)飛行協(xié)同控制的理論和應(yīng)用研究（例如，主從式、行為方式及虛擬結(jié)構(gòu)方式的協(xié)同控制^[116~117]，基于一致性算法的分布式協(xié)同控制^[118~119]等），可為未來(lái)多星編隊(duì)飛行的分布式自主控制提供基礎(chǔ)。

此外，我國(guó)還發(fā)展了以時(shí)差定位型三星星座系統(tǒng)、環(huán)境與災(zāi)害監(jiān)測(cè)預(yù)報(bào)小衛(wèi)星星座、北斗導(dǎo)航衛(wèi)星星座、云海衛(wèi)星星座為代表的星座系統(tǒng)，其軌道控制需在考慮空間環(huán)境的基礎(chǔ)上增加星間相對(duì)關(guān)系約束。目前工程上應(yīng)用較多的是“控制盒子”方法，通過(guò)絕對(duì)軌道控制使星座內(nèi)的所有衛(wèi)星保持在控制盒子里。銥星星座、全球定位系統(tǒng)（Global positioning system，GPS）導(dǎo)航星座均采用了這種控制策略。云海衛(wèi)星星座采用了基于虛擬衛(wèi)星的相對(duì)軌道控制策略，以相對(duì)于虛擬相位中心的偏差作為控制變量，實(shí)現(xiàn)星座整體相對(duì)穩(wěn)定，同時(shí)兼顧了燃料消耗和軌控周期兩方面的要求。

國(guó)內(nèi)外學(xué)者還開(kāi)展了星座構(gòu)型保持控制的理論方法研究。在絕對(duì)站位星座構(gòu)型保持控制方面，文獻(xiàn)[120]利用線(xiàn)性規(guī)劃方法精簡(jiǎn)軌道控制變量，提出了滿(mǎn)足星座覆蓋要求的單星控制允差；文獻(xiàn)[121]以星座軌道面交點(diǎn)碰撞安全為約束，提出了全球?qū)Ш叫亲鶚?gòu)型維持的“死區(qū)”指標(biāo)；文獻(xiàn)[122]分析了Walker-星座中各衛(wèi)星位置偏差對(duì)在軌任務(wù)的影響，提出了以滿(mǎn)足星座覆蓋性能為目標(biāo)的星座構(gòu)型絕對(duì)站位保持策略。相對(duì)站位星座構(gòu)型保持方面，文獻(xiàn)[123]通過(guò)構(gòu)建導(dǎo)航衛(wèi)星相對(duì)平均軌道高度的軌道偏差，獲得軌道控制量；文獻(xiàn)[124]研究了星座構(gòu)型攝動(dòng)補(bǔ)償方法。文獻(xiàn)[125]分析了全球星座構(gòu)型發(fā)散的原因，并據(jù)此給出了絕對(duì)站位和相對(duì)站位星座構(gòu)型控制方法對(duì)控制量需求的對(duì)比分析，可為設(shè)計(jì)全球星座軌道和制定運(yùn)控策略提供參考依據(jù)。

1.3　航天器“感知?決策?執(zhí)行”自主控制

進(jìn)入21世紀(jì)，我國(guó)的航天活動(dòng)開(kāi)始向更深更遠(yuǎn)更廣闊的太空延伸，為人類(lèi)探索宇宙奧秘、尋找長(zhǎng)久發(fā)展貢獻(xiàn)中國(guó)力量。2007年10月至2020年12月，我國(guó)先后實(shí)施了6次月球探測(cè)任務(wù)，成功實(shí)現(xiàn)了對(duì)月球的環(huán)繞、著陸巡視和取樣返回探測(cè)。2021年5月15日，我國(guó)首次火星探測(cè)任務(wù)天問(wèn)一號(hào)探測(cè)器^[126]成功著陸于火星烏托邦平原南部預(yù)選區(qū)；隨后，祝融號(hào)火星車(chē)開(kāi)始執(zhí)行火星表面巡視探測(cè)任務(wù)。

深空探測(cè)任務(wù)本身的高度復(fù)雜性、地外環(huán)境的未知不確定性、以及地面測(cè)控時(shí)延大導(dǎo)致的高自主性要求等，對(duì)控制系統(tǒng)的智能處理能力、自主應(yīng)對(duì)不確定環(huán)境和復(fù)雜任務(wù)的能力需求大幅提升，推動(dòng)航天器由傳統(tǒng)的制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制（Guidance，navigation and control，GNC）系統(tǒng)向“感知?決策?執(zhí)行”閉環(huán)的自主控制系統(tǒng)^[127]發(fā)展。例如，地外探測(cè)器的自主避障軟著陸過(guò)程，需要充分考慮環(huán)境因素的影響，通過(guò)對(duì)著陸區(qū)地形的測(cè)量和障礙物/危險(xiǎn)的識(shí)別判斷（感知）、自主選擇安全著陸點(diǎn)并規(guī)劃飛行軌跡（決策）、并基于導(dǎo)航信息進(jìn)行軌跡跟蹤控制和姿態(tài)保持控制（執(zhí)行），當(dāng)前時(shí)刻的動(dòng)作又會(huì)影響環(huán)境及下一時(shí)刻的感知判斷結(jié)果，故而構(gòu)成閉環(huán)反饋回路，不斷修正實(shí)現(xiàn)安全區(qū)域的軟著陸。又如，巡視器在執(zhí)行地外星表探測(cè)任務(wù)時(shí)，同樣需要對(duì)周?chē)h(huán)境地形進(jìn)行測(cè)量并識(shí)別危險(xiǎn)（及感興趣的探測(cè)目標(biāo)），分析地形的可通行性，并據(jù)此規(guī)劃安全行駛路徑，通過(guò)位姿確定和運(yùn)動(dòng)控制行駛到期望目標(biāo)點(diǎn)。

與傳統(tǒng)的GNC系統(tǒng)相比，航天器PDA閉環(huán)控制系統(tǒng)的內(nèi)涵更加豐富。系統(tǒng)以深度融合的信息物理系統(tǒng)（Cyber-physical systems，CPS）為基礎(chǔ)，將空間環(huán)境及任務(wù)目標(biāo)作為被控對(duì)象納入閉環(huán)控制系統(tǒng)，感知不僅包含航天器自身/相對(duì)運(yùn)動(dòng)參數(shù)的確定，還包括航天器與環(huán)境目標(biāo)組成任務(wù)場(chǎng)景以及交互過(guò)程的理解與認(rèn)知；決策則根據(jù)任務(wù)、環(huán)境和自身狀態(tài)生成優(yōu)化目標(biāo)和約束條件，基于感知結(jié)果自主選擇最佳方案；執(zhí)行在姿態(tài)軌道控制和操作控制的基礎(chǔ)上，更強(qiáng)調(diào)與環(huán)境目標(biāo)交互作用過(guò)程中系統(tǒng)行為的穩(wěn)定控制。航天器PDA閉環(huán)控制面向的是動(dòng)態(tài)多變、復(fù)雜不確定的空間任務(wù)，面臨系統(tǒng)建模、反饋機(jī)制設(shè)計(jì)、賦能學(xué)習(xí)、系統(tǒng)行為可信評(píng)價(jià)等基礎(chǔ)性問(wèn)題。這些問(wèn)題在此前的研究工作中已有涉及（如，文獻(xiàn)[127~129]等），本文發(fā)展展望部分也會(huì)結(jié)合未來(lái)的空間任務(wù)做進(jìn)一步探討。這里，重點(diǎn)介紹“感知?決策?執(zhí)行”閉環(huán)控制框架下的相關(guān)技術(shù)進(jìn)展。

1.3.1　地外自主避障軟著陸控制

從嫦娥三號(hào)月球探測(cè)器的首次地外軟著陸全自主控制，到嫦娥四號(hào)月球背面崎嶇地形的自主避障與軟著陸控制，再到嫦娥五號(hào)帶有復(fù)雜晃動(dòng)動(dòng)力學(xué)特性的高精度軟著陸控制，我國(guó)月球軟著陸控制技術(shù)逐步走向成熟。而天問(wèn)一號(hào)火星探測(cè)器的成功著陸，又使得該技術(shù)從無(wú)大氣天體擴(kuò)展到有大氣天體，從單純的動(dòng)力軟著陸發(fā)展為包含大氣進(jìn)入、降落傘減速和動(dòng)力下降著陸（Entry，descent and landing，EDL）復(fù)雜完整過(guò)程的全自主控制。

地外天體軟著陸過(guò)程時(shí)間短且任務(wù)復(fù)雜（如:月球著陸器要在10多分鐘內(nèi)完成大推力動(dòng)力減速、姿態(tài)調(diào)整、著陸點(diǎn)選取、懸停避障等動(dòng)作，火星探測(cè)器則要在7分鐘內(nèi)完成氣動(dòng)減速、拋大底、安全著陸點(diǎn)選擇等10多個(gè)動(dòng)作），自主性要求高；而且，下降著陸過(guò)程地外大氣、引力、地形等環(huán)境特性不確定性強(qiáng)，自主避障檢測(cè)及著陸點(diǎn)選取的準(zhǔn)確度要求高；再加上燃料消耗、液體晃動(dòng)、大氣擾動(dòng)、開(kāi)傘振蕩等因素使著陸器動(dòng)力學(xué)特性變化復(fù)雜，對(duì)控制系統(tǒng)的魯棒性要求苛刻。地外自主軟著陸需要解決著陸區(qū)危險(xiǎn)地形快速識(shí)別、高動(dòng)態(tài)動(dòng)力下降過(guò)程高容錯(cuò)導(dǎo)航與慣性基準(zhǔn)快速重構(gòu)、不確定大干擾高動(dòng)態(tài)系統(tǒng)在線(xiàn)規(guī)劃自主制導(dǎo)、液體晃動(dòng)強(qiáng)適用穩(wěn)定控制等關(guān)鍵問(wèn)題。

首先，采用慣性導(dǎo)航作為核心以保證導(dǎo)航系統(tǒng)的自主性，同時(shí)為保證導(dǎo)航精度，在探測(cè)器飛行過(guò)程中利用旋轉(zhuǎn)來(lái)增強(qiáng)可觀(guān)性，實(shí)現(xiàn)了對(duì)包括安裝、零偏、刻度系數(shù)在內(nèi)的陀螺誤差的在軌全系數(shù)標(biāo)定^[11]，大幅降低了慣性器件誤差對(duì)導(dǎo)航精度的影響;另外，還采用多子樣圓錐效應(yīng)補(bǔ)償算法，抑制了在著陸過(guò)程高動(dòng)態(tài)振動(dòng)環(huán)境下的慣導(dǎo)發(fā)散速度。以此為基礎(chǔ)，針對(duì)火星著陸器動(dòng)力學(xué)角速度變化連續(xù)的特點(diǎn)，提出了一種遞歸多子樣大動(dòng)態(tài)慣性導(dǎo)航方法，通過(guò)對(duì)角速度進(jìn)行多項(xiàng)式擬合，再利用該多項(xiàng)式完成旋轉(zhuǎn)效應(yīng)補(bǔ)償，進(jìn)一步提高了大動(dòng)態(tài)下的慣導(dǎo)姿態(tài)解算精度^[130]。慣性導(dǎo)航是一種絕對(duì)導(dǎo)航方式，難以直接滿(mǎn)足對(duì)著陸器相對(duì)天體表面運(yùn)動(dòng)狀態(tài)的測(cè)算需求。對(duì)此，利用著陸雷達(dá)的相對(duì)距離和速度測(cè)量信息對(duì)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)進(jìn)行修正，最終形成以慣導(dǎo)為基準(zhǔn)、輔助多波束測(cè)距和測(cè)速修正的容錯(cuò)導(dǎo)航方案^[131~132]。針對(duì)不同數(shù)量波束會(huì)影響導(dǎo)航濾波效果的問(wèn)題，提出了基于波束數(shù)量監(jiān)測(cè)的自適應(yīng)閾值調(diào)整方法，具備對(duì)多個(gè)測(cè)距、測(cè)速信息源進(jìn)行故障診斷和波束優(yōu)化選取的能力，提高了整個(gè)導(dǎo)航系統(tǒng)的精度和可靠性^[133]。此外，針對(duì)火星著陸過(guò)程存在的開(kāi)傘過(guò)程喘振等特殊問(wèn)題，提出了利用著陸雷達(dá)完成導(dǎo)航基準(zhǔn)重構(gòu)^[134]和引力修正的方法^[135]，進(jìn)一步提高了未知環(huán)境下著陸導(dǎo)航系統(tǒng)的性能。

在避障方面，針對(duì)下降過(guò)程天體表面情況逐漸清晰的特點(diǎn)，在嫦娥三號(hào)著陸器上首次提出并實(shí)現(xiàn)了融合光學(xué)圖像和三維激光的接力避障方法，在較遠(yuǎn)距離利用光學(xué)圖像視線(xiàn)進(jìn)行粗障礙識(shí)別，近距離通過(guò)激光三維數(shù)字高程模型（Digital elevation model，DEM）數(shù)據(jù)實(shí)現(xiàn)精障礙識(shí)別，完成了地外天體自主避障著陸^[136]，并在嫦娥四號(hào)上進(jìn)一步發(fā)展完善^[137]。相比月球，火星著陸的避障過(guò)程則更為復(fù)雜，除了規(guī)避地形風(fēng)險(xiǎn)以外，還需要規(guī)避分離的傘與背罩，為此著陸器在線(xiàn)實(shí)施了傘?背罩和地形障礙的一體化自主規(guī)避策略^[138]。

其次，著陸過(guò)程制導(dǎo)面臨著初始入口散布大、下降過(guò)程不確定性因素多和任務(wù)約束多等諸多挑戰(zhàn)。月球著陸僅依靠發(fā)動(dòng)機(jī)完成，為了應(yīng)對(duì)初始軌道、著陸器質(zhì)量、發(fā)動(dòng)機(jī)推力等參數(shù)不確定性，滿(mǎn)足到達(dá)預(yù)定落區(qū)的著陸要求，提出了軟著陸多約束自適應(yīng)動(dòng)力顯式制導(dǎo)方法，能夠?qū)崿F(xiàn)自主的飛行軌跡參數(shù)在線(xiàn)優(yōu)化和目標(biāo)著陸點(diǎn)調(diào)整^[136，139]。而火星著陸則更為復(fù)雜，包含了氣動(dòng)減速、降落傘下降、拋傘、規(guī)避機(jī)動(dòng)、避障著陸等飛行過(guò)程。為了滿(mǎn)足這些需求，提出了大氣進(jìn)入自適應(yīng)規(guī)劃與制導(dǎo)、多約束一體化自適應(yīng)規(guī)劃與控制策略[^140]，實(shí)現(xiàn)了火星復(fù)雜飛行環(huán)境下的開(kāi)傘狀態(tài)優(yōu)化控制、避障及背罩規(guī)避的協(xié)調(diào)一致控制，顯著提高了軟著陸的安全性與著陸精度。

此外，針對(duì)月球著陸過(guò)程制導(dǎo)存在目標(biāo)姿態(tài)變化大、干擾力矩大且變化快，以及著陸器角速度受限的特點(diǎn)，提出了分區(qū)四元數(shù)姿態(tài)控制方法，能夠根據(jù)姿態(tài)誤差實(shí)現(xiàn)角速度跟蹤控制和姿態(tài)保持控制的切換，實(shí)現(xiàn)了姿態(tài)的快速機(jī)動(dòng)和高精度控制。為了抑制下降過(guò)程姿態(tài)和平動(dòng)機(jī)動(dòng)引起的液體晃動(dòng)，采用雙觀(guān)測(cè)器技術(shù)估計(jì)晃動(dòng)干擾力矩的瞬時(shí)值和平均值，并根據(jù)干擾變化情況對(duì)控制器進(jìn)行重構(gòu)，大幅增強(qiáng)了控制系統(tǒng)對(duì)著陸過(guò)程大幅液體晃動(dòng)的抗干擾能力^[141]。在此基礎(chǔ)上，針對(duì)火星下降過(guò)程中制導(dǎo)對(duì)飛行器軸線(xiàn)指向的優(yōu)先級(jí)要求往往高于繞軸線(xiàn)轉(zhuǎn)動(dòng)方向的特點(diǎn)，提出了推力指向與滾動(dòng)姿態(tài)解耦與分區(qū)姿態(tài)規(guī)劃算法，實(shí)現(xiàn)了動(dòng)力減速過(guò)程推力方向的快速跟蹤控制和軌跡的高效高精度控制。針對(duì)動(dòng)力減速過(guò)程中存在的快時(shí)變大干擾力矩、著陸平臺(tái)慣量小導(dǎo)致的控制系統(tǒng)時(shí)延影響過(guò)大等問(wèn)題，提出了基于干擾力矩快速辨識(shí)和實(shí)時(shí)前饋補(bǔ)償?shù)淖藨B(tài)控制算法，實(shí)現(xiàn)了快速時(shí)變大干擾下的魯棒快速跟蹤控制，提高了觸火的速度和姿態(tài)控制精度^[142]。

1.3.2　地外起飛上升控制

嫦娥五號(hào)作為我國(guó)首個(gè)地外天體采樣返回任務(wù)，上升器完成了以著陸器為平臺(tái)的月面起飛上升、進(jìn)入目標(biāo)環(huán)月軌道、并與軌道器交會(huì)對(duì)接的飛行過(guò)程。由于起飛點(diǎn)位置不確定，需要完成起飛前的自主定位和對(duì)準(zhǔn)。為此，提出了一種恒星與重力測(cè)量相結(jié)合的月表自主定位技術(shù)^[143]和基于星光測(cè)量的對(duì)準(zhǔn)技術(shù)，并發(fā)展為具備完整的定位、測(cè)姿和導(dǎo)航功能的慣性+天文自主導(dǎo)航系統(tǒng)^[144]。

受實(shí)際著陸地形的影響，地外天體起飛平臺(tái)是傾斜的，相對(duì)目標(biāo)飛行方向任意；且地外天體起飛窗口比較多，探測(cè)器需要具備多圈次、多窗口、任意射向起飛的能力；再加上天?地之間信息傳輸速率和傳輸量的限制，起飛上升過(guò)程的制導(dǎo)律需要具有靈活適應(yīng)性。為此，嫦娥五號(hào)在著陸顯式制導(dǎo)的基礎(chǔ)上，在起飛前通過(guò)預(yù)報(bào)各關(guān)鍵飛行階段參數(shù)，自主完成對(duì)上升各階段切換控制參數(shù)的規(guī)劃；在發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火后，通過(guò)在線(xiàn)監(jiān)測(cè)和估計(jì)發(fā)動(dòng)機(jī)推力、比沖等狀態(tài)，自適應(yīng)調(diào)整制導(dǎo)參數(shù)^[144]，提高了系統(tǒng)對(duì)起飛重量、發(fā)動(dòng)機(jī)推力等不確定性的適應(yīng)能力。此外，提出了上升過(guò)程中主發(fā)動(dòng)機(jī)和姿控發(fā)動(dòng)機(jī)的自動(dòng)組合策略[^145]，以及入軌偏差條件下的智能自主應(yīng)急抬軌策略規(guī)劃、調(diào)度和執(zhí)行方案^[144]，進(jìn)一步提高上升入軌的安全性。

對(duì)于起飛上升過(guò)程的姿態(tài)控制，為了克服起飛姿態(tài)傾斜，需要在起飛時(shí)快速將上升器姿態(tài)調(diào)垂直；而在上升轉(zhuǎn)彎完成后，需要精確且穩(wěn)定地實(shí)現(xiàn)對(duì)制導(dǎo)目標(biāo)姿態(tài)的跟蹤，且面臨推進(jìn)劑消耗大，上升器的質(zhì)量、慣量變化大帶來(lái)的不確定性。對(duì)此，采用分段變系數(shù)控制器設(shè)計(jì)來(lái)保證實(shí)現(xiàn)不同飛行階段、不同質(zhì)量特性下的控制品質(zhì)要求。

1.3.3　地外巡視探測(cè)控制

隨著玉兔號(hào)/玉兔二號(hào)月球車(chē)、祝融號(hào)火星車(chē)地外天體表面巡視探測(cè)任務(wù)的成功實(shí)施，自主定位與障礙識(shí)別、自主避障路徑規(guī)劃、協(xié)調(diào)運(yùn)動(dòng)控制技術(shù)^[146~148]作為其自主應(yīng)對(duì)地外嚴(yán)苛環(huán)境和復(fù)雜地形的關(guān)鍵技術(shù)得到了發(fā)展與應(yīng)用。

地外天體表面沒(méi)有全球?qū)Ш叫l(wèi)星系統(tǒng)（Global navigation satellite system，GNSS）等直接定位信號(hào)，須依靠慣導(dǎo)、里程計(jì)及視覺(jué)相機(jī)等車(chē)載敏感器進(jìn)行自主定位。工程上常用的是地圖匹配方法，通過(guò)將探測(cè)器在線(xiàn)獲得的地圖與事先裝載的天體地圖底圖進(jìn)行特征匹配，判斷探測(cè)器與位置已知特征地物之間的相對(duì)距離，獲得絕對(duì)位置信息，其定位精度主要取決于地圖底圖的分辨率和位置精度。此外，還發(fā)展出了基于天文/慣導(dǎo)的自主定位方法，利用地外星表測(cè)量的恒星矢量和當(dāng)?shù)刂亓κ噶柯?lián)合估計(jì)得到姿態(tài)和絕對(duì)位置信息。該方法在嫦娥五號(hào)首次使用，不足是對(duì)矢量測(cè)量精度敏感，在月球表面1角秒的矢量誤差會(huì)產(chǎn)生約10m的位置誤差，在火星表面約為17m。相對(duì)定位方面，玉兔號(hào)采用了基于全運(yùn)動(dòng)學(xué)的輪速里程計(jì)（Wheel odometry，WO）方法^[149]，相對(duì)定位精度優(yōu)于6%。針對(duì)車(chē)輪滑移和滑轉(zhuǎn)影響WO定位精度的問(wèn)題，還開(kāi)展了滑移和滑轉(zhuǎn)的在線(xiàn)估計(jì)方法研究^[150~153]，但尚未實(shí)際應(yīng)用。近年來(lái)，隨著計(jì)算機(jī)視覺(jué)技術(shù)的發(fā)展，視覺(jué)里程計(jì)（Visual odometry，VO）逐漸成為相對(duì)定位的主流技術(shù)。VO通過(guò)圖像前后幀的同名點(diǎn)匹配，獲得相對(duì)姿態(tài)和位置變化，在已知初始位姿的情況下，更新得到當(dāng)前時(shí)刻的位置和姿態(tài)。VO計(jì)算復(fù)雜度高，但能夠有效克服滑移/滑轉(zhuǎn)帶來(lái)的WO定位誤差，已在好奇號(hào)、祝融號(hào)等火星車(chē)上成功應(yīng)用。但長(zhǎng)距離行駛時(shí)，相對(duì)定位誤差會(huì)持續(xù)累計(jì)，可考慮實(shí)時(shí)相對(duì)定位和絕對(duì)位置修正相結(jié)合的導(dǎo)航方法。

障礙自主識(shí)別方面，地外星表形貌原始多變，光照條件惡劣，且受重量、功耗和算力等資源約束，巡視器上難以配備大功耗激光雷達(dá)等敏感器。因此，如何利用有限資源實(shí)現(xiàn)復(fù)雜光照和地形下障礙的準(zhǔn)確識(shí)別，是需解決的關(guān)鍵問(wèn)題。雙目立體視覺(jué)（Binocular stereo vision，BSV）是一種輕質(zhì)低耗的感知識(shí)別技術(shù)，通過(guò)計(jì)算左右圖像對(duì)應(yīng)點(diǎn)的位置偏差可獲得地形的稠密三維幾何信息。該方法對(duì)地形紋理和光照條件敏感，對(duì)于弱/無(wú)紋理或存在干擾光（光照過(guò)亮或過(guò)暗）的情況下，BSV會(huì)因無(wú)法匹配或誤匹配導(dǎo)致障礙的誤識(shí)別或漏識(shí)別。對(duì)此，玉兔號(hào)系列月球車(chē)采用了相機(jī)和激光點(diǎn)陣器的聯(lián)合障礙識(shí)別方法^[154~155]，激光點(diǎn)陣器在相機(jī)視場(chǎng)內(nèi)投射18個(gè)激光點(diǎn)，利用相機(jī)圖像識(shí)別這些激光點(diǎn)并獲得地形幾何信息，并據(jù)此識(shí)別障礙，首次實(shí)現(xiàn)了地外星表陰影區(qū)的安全移動(dòng)探測(cè)。

自主避障路徑規(guī)劃基于感知得到的稠密地形信息，結(jié)合巡視器的通行能力進(jìn)行可通行性建模，并綜合考慮巡視器的運(yùn)動(dòng)能力約束（如，轉(zhuǎn)彎曲率等），給出從當(dāng)前位置到目標(biāo)位置的安全路徑^[149]。玉兔號(hào)月球車(chē)首先根據(jù)地形坡度、高度和粗糙度給出通行適宜度的量化評(píng)價(jià)，建立局部適宜度地圖；然后結(jié)合移動(dòng)效率和安全性對(duì)地圖上的每條備選路徑（由事先設(shè)置的具有一定曲率的弧徑組成）進(jìn)行綜合打分，輸出得分最高路徑對(duì)應(yīng)的轉(zhuǎn)彎曲率，作為運(yùn)動(dòng)控制的跟蹤弧徑。祝融號(hào)火星車(chē)在此基礎(chǔ)上增加了對(duì)全局適宜度地圖的地形評(píng)估算法，采用全局和局部融合的方法進(jìn)行適宜度地圖構(gòu)建，將每次規(guī)劃路徑的距離從0.5m提升到1m^[148]，大幅提升了火星車(chē)的探測(cè)效率。

協(xié)調(diào)運(yùn)動(dòng)控制根據(jù)規(guī)劃路徑或地面運(yùn)動(dòng)要求、結(jié)合巡視器當(dāng)前位置和姿態(tài)信息生成期望線(xiàn)速度和偏航角速度，并通過(guò)逆運(yùn)動(dòng)學(xué)分解得到轉(zhuǎn)向輪的期望轉(zhuǎn)角和驅(qū)動(dòng)輪的期望轉(zhuǎn)速，通過(guò)對(duì)期望轉(zhuǎn)角和轉(zhuǎn)速的跟蹤控制，實(shí)現(xiàn)各輪協(xié)調(diào)運(yùn)動(dòng)，同時(shí)會(huì)修正由于地形變化、滑移、側(cè)滑等因素導(dǎo)致的巡視器對(duì)設(shè)定運(yùn)動(dòng)軌跡的偏離，實(shí)現(xiàn)對(duì)期望軌跡的跟蹤。

2　空間控制技術(shù)的發(fā)展展望

我國(guó)正在實(shí)施和即將實(shí)施地外行星探測(cè)、月球科研站、載人登月、在軌服務(wù)與維護(hù)、大規(guī)模星座計(jì)劃等重大工程任務(wù)，給空間控制技術(shù)的智能自主化發(fā)展提出了新的需求。與此同時(shí)，世界航天進(jìn)入新的發(fā)展階段，太空探索呈現(xiàn)出新的發(fā)展態(tài)勢(shì)。衛(wèi)星由傳統(tǒng)單星向“一星多用、多星組網(wǎng)、多網(wǎng)協(xié)同”的體系化、智能化轉(zhuǎn)變，呈現(xiàn)出高性能衛(wèi)星和微小型化衛(wèi)星的兩極發(fā)展趨勢(shì)；太空安全形勢(shì)日趨嚴(yán)峻，空間戰(zhàn)略資源競(jìng)爭(zhēng)愈發(fā)激烈，軍民融合發(fā)展特征顯著，對(duì)太空資產(chǎn)的安全防護(hù)能力和在軌維護(hù)能力需求迫切；深空探測(cè)有序推進(jìn)，探測(cè)目標(biāo)集中在月球、火星和小天體等，同時(shí)兼顧太陽(yáng)系的其他天體，任務(wù)類(lèi)型更加復(fù)雜，并向著載人探測(cè)的方向發(fā)展，對(duì)探測(cè)器的智能自主化發(fā)展需求不斷提升。本節(jié)結(jié)合這些需求，探討后續(xù)需要重點(diǎn)關(guān)注的技術(shù)方向和基礎(chǔ)性問(wèn)題。

2.1　超大結(jié)構(gòu)航天器姿態(tài)軌道控制

隨著對(duì)地監(jiān)測(cè)、天文觀(guān)測(cè)等任務(wù)對(duì)信息獲取能力需求的提升，具有超大結(jié)構(gòu)的柔性航天器已成為世界航天未來(lái)發(fā)展的需要。例如，高軌通信衛(wèi)星帶有需要在軌展開(kāi)的大型天線(xiàn)、帆板、桁架結(jié)構(gòu)，尺寸達(dá)幾十米甚至上百米；美國(guó)國(guó)防高級(jí)研究計(jì)劃局（Defense Advanced Research Projects Agency，DARPA）的薄膜衍射望遠(yuǎn)鏡（Membrane optic imager real time exploitation，MOIRE）計(jì)劃，載荷的薄膜主鏡直徑達(dá)10m~20m，主鏡與成像敏感器之間的距離達(dá)到50m~100m。此外，為解決能源危機(jī)，我國(guó)已開(kāi)始部署空間太陽(yáng)能電站，計(jì)劃于2028年發(fā)射首顆技術(shù)試驗(yàn)衛(wèi)星，在2035年和2050年前分別建設(shè)MW級(jí)空間太陽(yáng)能電站試驗(yàn)系統(tǒng)和GW級(jí)商業(yè)空間太陽(yáng)能電站^[156]。空間太陽(yáng)能電站配置有超大尺度的可展開(kāi)主桁架結(jié)構(gòu)（長(zhǎng)達(dá)數(shù)百米甚至上千米），支撐多個(gè)模塊化的薄膜太陽(yáng)電池陣（面積達(dá)幾千平方米），并與直徑達(dá)數(shù)百米甚至上千米的微波發(fā)射天線(xiàn)建立導(dǎo)電連接^[157]。

這種百米甚至千米量級(jí)的超大型柔性組合體航天器，不再是傳統(tǒng)的本體加撓性帆板、再加載荷的形式，而是載荷尺寸遠(yuǎn)大于本體，或是載荷與本體間采用大尺寸桁架機(jī)構(gòu)連接，呈現(xiàn)“剛體?撓性?剛體?撓性?撓性”等剛撓混合形式，具有“全局運(yùn)動(dòng)疊加全局撓性模態(tài)、再疊加局部撓性模態(tài)”的拓?fù)鋭?dòng)力學(xué)特性，傳統(tǒng)的熱耦合形變效應(yīng)不可忽略。航天器上每一點(diǎn)均是剛性姿態(tài)運(yùn)動(dòng)與撓性變形的復(fù)合疊加，傳統(tǒng)“中心剛體+撓性附件”的集中式控制難以適用，需要發(fā)展超大結(jié)構(gòu)剛撓混合航天器的分布式控制技術(shù)，解決超大型剛撓混合航天器的動(dòng)力學(xué)建模、大型撓性附件分布式振動(dòng)測(cè)量、超大結(jié)構(gòu)柔性航天器的分布式振動(dòng)抑制及閉環(huán)系統(tǒng)的性能分析等基礎(chǔ)性問(wèn)題。

2.2　軌道空間博弈控制

近年來(lái)，在軌航天器近距離交匯和碎片碰撞危機(jī)事件頻發(fā)，對(duì)在軌太空資產(chǎn)和航天員安全帶來(lái)極大挑戰(zhàn)。例如，2021年3月，“一網(wǎng)-0178”（OneWeb-0178）衛(wèi)星為規(guī)避與“星鏈-1546”（Starlink-1546）的碰撞風(fēng)險(xiǎn)，采取了主動(dòng)規(guī)避碰撞措施^[158]；2021年7月1日和10月21日，出于安全考慮，我國(guó)空間站組合體分別對(duì)向其主動(dòng)接近的“星鏈-1095”（Starlink-1095）衛(wèi)星和“星鏈-2305”（Starlink-2305）衛(wèi)星實(shí)施了緊急避碰控制^[129]。面對(duì)太空環(huán)境安全風(fēng)險(xiǎn)激增給航天器在軌安全穩(wěn)定運(yùn)行帶來(lái)的嚴(yán)峻挑戰(zhàn)，世界主要航天國(guó)家將太空感知和自主防御能力建設(shè)視為未來(lái)一段時(shí)期的發(fā)展重點(diǎn)（如，歐空局（European Space Agent，ESA）已著手發(fā)展航天器自主防撞系統(tǒng)^[159]）。

空間碎片/失效衛(wèi)星碰撞、敵意衛(wèi)星干擾等各類(lèi)軌道威脅目標(biāo)，通常具有“快小暗弱”等特點(diǎn)，其行為特征不明顯且動(dòng)態(tài)不確定性強(qiáng)。如何在不影響自身既定業(yè)務(wù)的前提下，及時(shí)發(fā)現(xiàn)并有效地應(yīng)對(duì)各類(lèi)軌道威脅，是確保航天器在軌安全運(yùn)行迫切需要解決的問(wèn)題。對(duì)此，需要發(fā)展面向博弈對(duì)抗等強(qiáng)不確定場(chǎng)景的航天器智能自主控制技術(shù)，使其能夠在星上資源嚴(yán)重受限的情況下自主感知威脅、自主制定博弈策略并完成大范圍機(jī)動(dòng)規(guī)避動(dòng)作。因此，在“感知?決策?執(zhí)行”閉環(huán)控制的框架下，需要進(jìn)一步研究可實(shí)現(xiàn)資源自組織優(yōu)化調(diào)配的航天器智能自主控制系統(tǒng)架構(gòu)與模型、面向物理運(yùn)動(dòng)體的學(xué)習(xí)賦能機(jī)制及系統(tǒng)行為的可信評(píng)價(jià)等基礎(chǔ)性問(wèn)題，突破軌道威脅目標(biāo)的多體制測(cè)量與融合感知、多約束下非完全信息博弈決策與規(guī)避控制等關(guān)鍵技術(shù)。

2.3　網(wǎng)絡(luò)化航天器集群控制

網(wǎng)絡(luò)化航天器集群作為分布式衛(wèi)星系統(tǒng)體系中的一種新模式，是服務(wù)未來(lái)空間立體監(jiān)測(cè)、小行星探測(cè)等眾多空間應(yīng)用的重要發(fā)展方向。例如，下一代衛(wèi)星系統(tǒng)更傾向于采用由異構(gòu)衛(wèi)星組成的動(dòng)態(tài)網(wǎng)絡(luò)化結(jié)構(gòu)，以滿(mǎn)足對(duì)重訪(fǎng)時(shí)間、以更高分辨率覆蓋大面積或最小化數(shù)據(jù)訪(fǎng)問(wèn)延遲等的要求^[160]；面向未來(lái)小行星帶探測(cè)任務(wù)，美國(guó)國(guó)家航空航天局（National Aeronautics and Space Administration，NASA）提出了自主納米蜂群（Autonomous nanotechnology swarm，ANTS）計(jì)劃，通過(guò)開(kāi)展群體智能和分布式計(jì)算等的研究與應(yīng)用，提供資源、分工等的自我配置能力，以及分布式系統(tǒng)的自我優(yōu)化、自我保護(hù)和自我修復(fù)等能力^[161~162]。

集群系統(tǒng)由大規(guī)模具有有限甚至單一功能的獨(dú)立個(gè)體組成，通過(guò)網(wǎng)絡(luò)化通信系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)個(gè)體之間/個(gè)體與環(huán)境之間的局部交互作用，并通過(guò)群體自組織和智能涌現(xiàn)，構(gòu)成群體的整體性復(fù)雜行為能力，具備復(fù)雜多任務(wù)的強(qiáng)適應(yīng)性、在軌自修復(fù)和強(qiáng)生存能力。其分布式網(wǎng)絡(luò)架構(gòu)、局部信息交互機(jī)制、資源的自組織配置、以及個(gè)體之間結(jié)構(gòu)和功能的差異性等給航天器集群控制帶來(lái)挑戰(zhàn)。對(duì)此，需要深入研究航天器集群控制系統(tǒng)的體系架構(gòu)、大范圍空域下的信息獲取與協(xié)同感知、多約束條件下的分布式協(xié)同規(guī)劃、時(shí)變拓?fù)渚W(wǎng)絡(luò)集群系統(tǒng)的分布式協(xié)同控制、集群行為的自組織涌現(xiàn)機(jī)制等基礎(chǔ)性問(wèn)題。

2.4　地外探測(cè)智能無(wú)人系統(tǒng)控制

未來(lái)的月球科研站、地外行星探測(cè)等任務(wù)要求地外探測(cè)無(wú)人系統(tǒng)具備高精度定點(diǎn)超軟著陸、高效能自主協(xié)同探測(cè)等技術(shù)能力。例如，我國(guó)已正式立項(xiàng)的探月工程四期，計(jì)劃2030年前在月球南極建設(shè)國(guó)際月球科研站的基本型，其對(duì)著陸點(diǎn)的精度要求至少提升了一個(gè)數(shù)量級(jí)；而且，在未來(lái)的國(guó)際月球科研站上，將是多個(gè)巡視器、著陸器和飛躍器在月球表面連續(xù)協(xié)調(diào)的工作，通過(guò)多無(wú)人系統(tǒng)的分工協(xié)作開(kāi)展月球資源的開(kāi)采開(kāi)發(fā)和原位科學(xué)研究。NASA-ESA公布的火星樣本取回計(jì)劃（Mars Sample-Sample-return Mission，MSR）^[163]，也是通過(guò)著陸器、巡視器、小型直升機(jī)等的協(xié)作，完成火星樣本的收集、轉(zhuǎn)移并返回地球。

一方面，為實(shí)現(xiàn)更高的著陸精度和更輕巧的觸月控制，需要發(fā)展基于月表地形圖像、月基/天基信標(biāo)源等的高精度導(dǎo)航，強(qiáng)終端約束下的在線(xiàn)規(guī)劃自主制導(dǎo)，基于推力矢量的姿軌耦合高精度控制，基于并聯(lián)變推力發(fā)動(dòng)機(jī)的平動(dòng)轉(zhuǎn)動(dòng)協(xié)同控制^[140]等技術(shù)。另一方面，為解決地外星表環(huán)境嚴(yán)苛未知、先驗(yàn)知識(shí)欠缺、資源嚴(yán)重受限、通信條件惡劣等現(xiàn)實(shí)約束，導(dǎo)致的危險(xiǎn)識(shí)別難、移動(dòng)速度慢、作業(yè)精度低等瓶頸問(wèn)題，需要突破復(fù)雜未知無(wú)約束環(huán)境的多傳感器協(xié)同感知、面向未知環(huán)境?自身行為關(guān)系的場(chǎng)景理解、復(fù)雜地外星表多任務(wù)多約束高安全性自主規(guī)劃、多無(wú)人系統(tǒng)的智能協(xié)同操作控制、資源受限條件下的輕量化計(jì)算、無(wú)人系統(tǒng)智能水平評(píng)測(cè)等關(guān)鍵技術(shù)；進(jìn)一步通過(guò)積累經(jīng)驗(yàn)、持續(xù)學(xué)習(xí)并生成知識(shí)，提升無(wú)人系統(tǒng)的自主智能水平，實(shí)現(xiàn)對(duì)動(dòng)態(tài)環(huán)境和變化任務(wù)的主動(dòng)適應(yīng)，從根本上提升地外探測(cè)效能。

2.5　跨域航天器自主控制

未來(lái)更深遠(yuǎn)更復(fù)雜的深空探測(cè)活動(dòng)等將持續(xù)拓展航天器的軌道空間和任務(wù)能力（例如，ESA計(jì)劃2023年發(fā)射的木星冰月探測(cè)器（Jupiter icy moons explorer，JUICE）將執(zhí)行對(duì)木星及其3顆衛(wèi)星（木衛(wèi)二Europa、木衛(wèi)四Callisto、木衛(wèi)三Ganymede）的探測(cè)任務(wù)），無(wú)疑對(duì)具備跨大空域、寬速域飛行能力、長(zhǎng)時(shí)間在軌運(yùn)行的跨域航天器提出了發(fā)展需求。

跨域航天器控制系統(tǒng)需要具備對(duì)不同環(huán)境特性軌道空間、不同速度及其動(dòng)力學(xué)特性等的強(qiáng)魯棒適應(yīng)性，以及對(duì)可變執(zhí)行機(jī)構(gòu)（甚至可變外形）、變化任務(wù)等的強(qiáng)自主適應(yīng)性，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)在環(huán)境、速度、機(jī)構(gòu)、任務(wù)等組合變化下的穩(wěn)定飛行。系統(tǒng)往往呈現(xiàn)出復(fù)雜的時(shí)變特性和大范圍不確定性，還可能呈現(xiàn)出時(shí)間/事件混合驅(qū)動(dòng)的混雜動(dòng)態(tài)特性。因此，需要解決環(huán)境/任務(wù)變化下資源的自組織協(xié)調(diào)、不同約束條件組合和不同終端控制需求下的制導(dǎo)策略生成、有限計(jì)算資源情況下的可靠非線(xiàn)性規(guī)劃/優(yōu)化求解、域自適應(yīng)的切換控制策略、跨域航天器系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)建模和閉環(huán)性能分析等問(wèn)題。

2.6　在軌建造與維護(hù)控制

面向空間設(shè)施的在軌組裝建造，以及壽命末期或故障航天器的故障修復(fù)、燃料加注、輔助離軌等在軌維護(hù)任務(wù)，服務(wù)航天器需要在復(fù)雜空間環(huán)境下，利用具有一體化空間感知與執(zhí)行的部件與載荷等，與處于非合作慢旋等運(yùn)動(dòng)狀態(tài)、且具有多種構(gòu)型的目標(biāo)航天器建立穩(wěn)定連接，并完成諸如拆除、剪切、切割、加注等工序復(fù)雜的多類(lèi)操作任務(wù)，多任務(wù)適應(yīng)性要求高、精細(xì)化程度要求高。例如，我國(guó)已將“在軌服務(wù)與維護(hù)系統(tǒng)”列為國(guó)家科技重大專(zhuān)項(xiàng)；NASA計(jì)劃2024年進(jìn)行在軌演示的OSAM-1（On-orbit servicing，assembly and manufacturing）項(xiàng)目，可為通用客戶(hù)衛(wèi)星進(jìn)行在軌燃料補(bǔ)加，整個(gè)過(guò)程包括更換末端工具、捕捉與重定位目標(biāo)衛(wèi)星、切割包覆膜、切斷絞索、擰開(kāi)蓋子、加注槍抵近插入、燃料加注等多個(gè)精細(xì)操作任務(wù)。

在軌建造與維護(hù)控制面臨非合作目標(biāo)特性未知、空間環(huán)境存在多源干擾、操作環(huán)境非結(jié)構(gòu)化、接觸過(guò)程動(dòng)力學(xué)復(fù)雜多變、作業(yè)精準(zhǔn)度及安全柔順性要求高等多方面的挑戰(zhàn)。對(duì)此，需要突破多模態(tài)感知信息融合與利用、高效的多任務(wù)樣本采集與利用、可學(xué)習(xí)的任務(wù)表示與關(guān)系、虛擬?真實(shí)策略遷移、多體系統(tǒng)的復(fù)合協(xié)調(diào)控制、人機(jī)交互混合智能操控等關(guān)鍵技術(shù)^[164]，實(shí)現(xiàn)對(duì)非結(jié)構(gòu)化不確定環(huán)境和復(fù)雜多任務(wù)適應(yīng)能力更強(qiáng)、同時(shí)兼具精準(zhǔn)柔順作業(yè)能力的操作控制。

3　結(jié)束語(yǔ)

空間控制技術(shù)是提升太空探索能力和太空控制能力的驅(qū)動(dòng)器和倍增器，也是科技創(chuàng)新的重要領(lǐng)域。過(guò)去半個(gè)多世紀(jì)，在不斷發(fā)展的空間任務(wù)需求牽引下，以及自動(dòng)化、人工智能等學(xué)科發(fā)展的推動(dòng)下，我國(guó)空間控制技術(shù)實(shí)現(xiàn)了從近地衛(wèi)星到載人航天、深空探測(cè)的跨越式發(fā)展，在航天器姿態(tài)控制、姿態(tài)軌道控制、“感知?決策?執(zhí)行”自主控制三個(gè)方面均取得了重要突破。本文在綜述了中國(guó)空間控制技術(shù)主要進(jìn)展的基礎(chǔ)上，結(jié)合我國(guó)未來(lái)的空間任務(wù)和世界航天發(fā)展前沿，提出了需要重點(diǎn)關(guān)注的6個(gè)技術(shù)方向和基礎(chǔ)性問(wèn)題，助推未來(lái)航天器智能自主控制技術(shù)的創(chuàng)新發(fā)展。

當(dāng)前，各學(xué)科交叉融合加快，新興學(xué)科不斷涌現(xiàn)，為我國(guó)空間控制技術(shù)的發(fā)展創(chuàng)造了重要機(jī)遇。隨著自動(dòng)化、新一代人工智能等技術(shù)的不斷突破，以及信息科學(xué)、數(shù)理科學(xué)、生物科學(xué)、材料科學(xué)等領(lǐng)域的持續(xù)創(chuàng)新，必將有力推動(dòng)航天器控制系統(tǒng)新一輪的創(chuàng)新發(fā)展和能力升級(jí)，為解決空間環(huán)境未知、任務(wù)多變、系統(tǒng)不確定等顯著特征下的自主控制問(wèn)題提供有效方案，持續(xù)推動(dòng)空間控制技術(shù)向智能化、輕量化、通用化等的方向發(fā)展，更好地應(yīng)對(duì)未來(lái)動(dòng)態(tài)多變、復(fù)雜不確定的空間任務(wù)。

參考文獻(xiàn)略。

作者簡(jiǎn)介：

袁　利，北京控制工程研究所研究員，主要研究方向?yàn)楹教炱髯灾骺刂坪汪敯羧蒎e(cuò)控制。

姜甜甜，北京控制工程研究所高級(jí)工程師，主要研究方向?yàn)楹教炱骺刂坪头蔷€(xiàn)性控制。

魏春嶺，北京控制工程研究所研究員，主要研究方向?yàn)楣烙?jì)理論、控制理論和航天器自主導(dǎo)航。

楊孟飛，中國(guó)空間技術(shù)研究院研究員，主要研究方向?yàn)榭臻g飛行器系統(tǒng)總體、控制系統(tǒng)、控制計(jì)算機(jī)和可信軟件。

（本文轉(zhuǎn)自《自動(dòng)化學(xué)報(bào)》2023年第3期）

摘自《自動(dòng)化博覽》2023年11月刊