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★北京控制工程研究所袁利，姜甜甜，魏春嶺

★中國空間技術研究院楊孟飛

我國自1970年4月24日第一顆人造地球衛星東方紅一號成功入軌以來，形成了遙感、通信廣播、氣象、科學探測與技術實驗、地球資源和導航定位等6大衛星系列^[1]，實現了空間技術從近地衛星到載人航天、深空探測的跨越式發展。航天活動深刻改變了人類對宇宙的認知，成為促進國民經濟發展、提升國家綜合實力、推動人類社會進步的強大力量。

空間控制技術是空間技術的一個關鍵組成部分，是完成各類復雜航天活動、服務空間應用和空間科學、拓展宇宙探索邊界的使能技術，涉及近地衛星、載人航天器（載人飛船、空間站等）、深空探測器等各類航天器在執行飛行或探測任務過程中的姿態與軌道控制、在軌及地外星表的操作控制等，其技術水平很大程度上決定了航天器的能力和水平，是各國爭相發展的重要技術領域。空間控制同時作為自動控制的重要組成部分，為推動自動控制領域的理論發展和技術進步提供了重要動力。

過去半個多世紀以來，隨著航天任務的持續推進和自動化、人工智能等領域科學技術的發展，中國空間控制技術不斷取得突破與創新，有效支撐了我國450多顆人造地球衛星的入軌及在軌飛行、9次載人飛行、空間站建設、6次月球探測以及首次火星探測等任務的成功實施。

本文首先梳理了我國空間控制技術的發展成果，將其劃分為航天器姿態控制、姿態軌道控制和“感知?決策?執行”（Perception-decision-action，PDA）自主控制三個方面，并分別介紹了各個方面的主要進展情況；在此基礎上，圍繞我國正在和即將部署實施的重大工程，并結合世界航天的前沿動向，面向空間智能自主控制技術的發展需求，探討提出了未來需要重點關注的技術方向和基礎性問題，為未來空間控制的基礎研究和技術發展提供借鑒和參考。

1　空間控制技術的主要進展

我國空間控制技術的發展，與航天活動由近及遠、由單一到多樣、由簡單到復雜的發展過程相輔相成，呈現出從衛星姿態與軌道控制、到載人航天交會與返回控制、再到深空探測自主控制的發展過程。在不斷發展的空間任務需求牽引下，空間控制技術的內涵不斷豐富，從最基本的航天器姿態控制，逐步發展為復雜度更高的六自由度姿態軌道控制，以及功能更加綜合、自主性更強的“感知?決策?執行”閉環控制，控制系統的功能不斷拓展，精穩敏捷性能、對環境不確定性的適應能力、自主應對復雜任務的能力不斷提升。本節圍繞航天器姿態控制、姿態軌道控制、“感知?決策?執行”自主控制三個方面（其包含關系韋恩圖如圖1所示），介紹我國空間控制技術的主要進展，重點關注在軌應用的相關技術。

圖1 空間控制技術三個方面包含關系韋恩圖

1.1　航天器姿態控制

航天器姿態控制用來保持或改變航天器的運行姿態，是完成在軌既定任務的基本前提。例如，通信衛星的天線指向地球上的某一區域、偵察衛星的載荷相機鏡頭對準地面、遙感衛星的動中成像任務等。目前，我國累計入軌的人造地球衛星已超過450顆，覆蓋了遙感、通信、氣象、資源、導航、科學等主要領域，遙感衛星載荷的空間分辨率達到亞米級，且具備1:10000大比例尺地理測繪的能力，為國民經濟發展和國防建設做出了突出貢獻。

為適應不斷發展的空間應用和空間科學對高品質姿態控制的需求，衛星姿態控制經歷了從早期的自旋穩定到三軸穩定的發展過程，控制系統的指向精度、穩定度和機動性能不斷提升：衛星姿態確定精度由0.1°提升到角秒級量級，三軸姿態穩定度優于4×10-5/s，對地指向精度優于0.003°，姿態機動能力優于10°/s。部分指標優于日本ALOS（（Advanced land observation satellite）、美國WorldView-4等先進遙感衛星（其中，ALOS衛星的指向精度0.0075°，姿態穩定度2.0×10-5°/5s^[2]，機動能力60°/159s^[3]；WorldView-4衛星的指向精度0.0046°，姿態穩定度2.8×10-6°/s，機動能力56°/25s^[4]），達世界先進水平。與此同時，載荷及整星的復雜度不斷提升，航天器結構由中心剛體向帶有大型太陽帆板、數據傳輸天線等撓性附件的“中心剛體+撓性附件”結構、以及大柔性組合體發展，呈現出大型化、低剛度和撓性化的特點和趨勢。

1.1.1　航天器自旋穩定姿態控制

我國首顆人造地球衛星東方紅一號采用了單自旋穩定的開環控制方式^[1]，自旋轉速為120r/min。通過旋轉產生動量矩使得自旋軸在慣性空間具有定軸性，這種方式簡單可靠，成為早期絕大多數航天器采用的姿態穩定控制方式。在此基礎上，東方紅二號試驗通信衛星及實用通信廣播衛星、風云二號氣象衛星等均采用了雙軸自旋穩定控制^[5~8]，實現了衛星本體自旋穩定和天線機械消旋對地定向穩定控制。其中，天線消旋系統根據星體自旋周期內姿態敏感器的測量信號，驅動載荷平臺產生與衛星本體自旋方向相反、大小相等的相對運動。從衛星入軌的星體起旋、主動章動控制、姿態機動、星體轉速調整到地球同步軌道的定點捕獲和天線消旋對地定向等任務，風云二號氣象衛星采用了主動章動控制、姿態?章動聯合控制、消旋控制及動平衡調整等技術，最終實現了同步軌道工作運行時星體98r/min的額定轉速維持與天線0.4°的對地指向精度要求^[8]。雙自旋穩定控制技術在保證了星體自旋穩定的同時，又滿足了對地通信要求，但自旋或雙自旋衛星結構形式（大都為短粗體）制約了衛星有效載荷比和整星能源供給，其在軌運行方式也制約了姿態確定精度和控制性能，特別是自旋角動量與頻繁快速的姿態調整需求無法相適應，故在應用衛星領域自旋穩定控制技術逐漸被三軸穩定控制技術所取代。

1.1.2　航天器精穩敏捷姿態控制

到了上世紀80年代末，隨著載荷精度要求的提高，以及敏感器、執行機構、星載計算機等技術的發展，衛星姿態控制逐漸轉向三軸穩定控制（此前1975年發射的我國首顆返回式衛星已驗證了三軸噴氣對地穩定控制技術），包括風云一號氣象衛星的零動量/偏置動量三軸姿態穩定控制^[9]、東方紅四號衛星的V+L型輪控穩定控制等。進入21世紀以來，航天器的功能和性能要求不斷提升，姿態控制系統的測量精度、控制精度和姿態穩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帆板、單/多自由度轉動的數據傳輸天線等撓性運動部件。這些大型撓性附件的振動，以及推力器噴氣、太陽帆板驅動機構等大慣量部件擾動，成為制約航天器姿態控制性能提升的主要因素。

圍繞高精度姿態測量的需求，我國星載敏感器（如：慣性測量單元、星敏感器等）的精度性能相比研制初期實現了1~2個數量級的跨代提升，其中星敏感器的測量精度從幾十角秒提升到亞角秒量級。與此同時，為消除高精度敏感器的安裝及地面標校誤差，除了采用與載荷共基準的結構設計外，還發展出基于敏感器在軌測量數據的基準標校方法^[10]，可實現星敏感器基準的標校殘差小于0.2''；提出的兩層濾波算法^[11]可同時對衛星姿態、陀螺安裝偏差、刻度因子誤差等進行準確估計。此外，我國高精度立體測繪衛星中還引入了載荷與星敏感器/星相機的相對基準測量系統，實現了對載荷在軌結構變形所引起基準變化的有效測量與補償。

復雜撓性航天器的高精高穩姿態控制方面，自抗擾控制（Active disturbance rejection control，ADRC）^[12~13]、基于干擾觀測器的精細抗干擾控制^[14~15]等方法，為撓性振動、大慣量部件運動等產生的復雜多源干擾的估計和有效抑制提供了有益的解決思路^[16~18]。例如，文獻[16]討論了帆板驅動影響下的衛星姿態高精高穩控制問題，采用自抗擾控制器估計補償由帆板驅動和系統不確定性引起的干擾，并設計步進電機自適應電流補償驅動器克服驅動機構摩擦力矩和諧波力矩的影響，實現了對復雜擾動的有效抑制。此外，面向在軌應用的實際工程任務要求，發展出了一系列高精高穩姿態控制方法。針對噴氣、部件運動等產生的快時變強擾動，提出了基于零空間自適應規劃的姿態與動量自主協同控制方法^[19]，實現了角動量卸載、動量輪組構型切換、東西位置保持等情況下的高精度姿態控制和觀測業務的連續運行，衛星指向精度由0.03°提升到0.003°，穩定度優于5×10-4°/s^[20]。對于一類帶有以固定周期旋轉大型載荷的擾動抑制問題，文獻[21]設計了一種干擾力矩參數未知情況下的閉環穩定自適應控制算法；針對帶有多自由度運動數據傳輸天線的高精度指向控制問題，發展出了兼顧天線指向與星體姿態指向的復合控制方法，利用所提出的基于模型參數開環與估計閉環的雙層補償控制策略，大幅提升了對星體姿態擾動的抑制效果，實現了衛星姿態長期穩定度優于5×10-5-5°/s（3）^[22]。為保證天線指向運動全過程角速度的平滑性，基于預測?校正思想提出了具有全局平滑性的指向控制方法^[23~24]，解決了天線起始末端角速度非零的運動控制問題。針對傳統太陽帆板步進電機驅動的步進不平穩性造成的擾振問題，還提出了基于永磁同步電機直接驅動的高剛度高穩定度主動控制方案，實現了較高的相位裕度及高穩定性，顯著改善了動態性能^[25]。

隨著姿態控制精度、穩定度和機動能力等指標不斷提高，傳統衛星平臺單級控制回路設計在解決寬頻多點多源擾動耦合問題時面臨瓶頸。例如，詹姆斯·韋伯太空望遠鏡（James Webb space telescope，JWST）的指向精度達0.3''~0.45''，短期姿態穩定度達6.2~6.7mas^[26]，機動能力90°/900s。星上高速旋轉執行機構顫振、帆板/天線驅動機構撓性振動、大撓性載荷在姿態機動過程中的振動等擾動頻率范圍0~300Hz，且擾動會在衛星平臺與載荷結構傳播路徑上形成復雜時變的疊加和混合；傳統單級控制回路設計將航天器整體作為被控對象，控制直接作用于各類復雜撓性模態的航天器本體上。受敏感器/執行機構時延及帆板撓性模態的影響，控制器設計往往無法兼顧高帶寬和高穩定裕度，難以同時滿足大范圍機動和高穩定度指向的要求。對此，在前期眾多航天器振動控制研究（如，文獻[27~29]）的基礎上，發展出航天器多級協同穩定/復合控制方法（如，文獻[30]），核心是通過在載荷與平臺間引入二級控制將姿態控制系統擴維，提升系統內部擾動的可控可觀性，進而消除復雜干擾的影響，實現姿態控制系統性能的數量級提升。我國基于磁懸浮技術的雙超平臺衛星（羲和號太陽觀測衛星）^[30]、基于主動指向超靜技術的三超平臺衛星（北京三號敏捷遙感衛星）等均采用了上述多級協同復合控制技術，并形成了包括基于空間解耦的單輸入單輸出線性控制^[31~33]、磁浮平臺的主從協同及干擾補償^[34~35]、基于主動指向超靜平臺的隔振與指向綜合控制^[36~37]等一系列方法。針對敏捷機動與精穩性能相互制約的問題，提出了多級協同規劃與敏捷機動控制、自適應變剛度變阻尼全頻段擾動抑制等方法，解決了機動誘發指向波動、機動中剛度阻尼自主適配等難題，并在北京三號衛星上進行了在軌驗證，實現了高動態反向推掃等復雜敏捷動中成像，創造了單次成像最高幅寬等多項紀錄，已在高分辨率遙感、天文觀測等領域展開應用。

對于具備快速、靈活目標探測能力的敏捷航天器（Agile spacecraft）^[38]，需要在較短時間內實現姿態大角度快速機動，要求其執行機構具備大力矩輸出、大角動量和快速響應等特點。以控制力矩陀螺（Control moment gyroscope，CMG）為代表的執行機構逐漸取代了動量輪，在敏捷航天器中得到廣泛應用（常以4~6臺CMG組合的方式提供三軸力矩輸出）。CMG固有的內部摩擦、高頻擾動特性等非線性不確定性會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陷入奇異狀態，導致CMG群不再具有三軸力矩輸出能力，進而引發姿態失穩、轉速過快情況下的CMG失效等風險^[39]。因此，需要解決CMG操縱律設計、奇異規避等問題。文獻[40]通過將CMG群安裝角作為控制變量，設計了可變構型的控制力矩陀螺操縱方法；文獻[41~43]提出了動態螺旋搜索矢量調節、奇異規避動態分配等方法，實現了CMG框架角速度去飽和的快速奇異規避，在軌取得較好的應用效果。除此之外，圍繞姿態機動范圍大、穩定時間短等約束下的機動軌跡規劃問題，已發展出最短路徑^[44]、S型路徑^[45]、多項式路徑^[46]等多種形式，其核心是如何在敏感器和執行機構受限條件下，有效減少姿態快速機動過程中撓性附件產生的振動影響。針對機動過程的高精度高穩定度控制問題，除處理姿態動力學和運動學強耦合非線性外，基于遞階飽和PID控制器^[47]，消除了積分項在姿態誤差較大時帶來的不利影響；通過在滑模控制器的前后端引入濾波器^[48]，有效降低了系統抖振；針對姿態的動態調整需求，利用沖量等效原理提升了姿態機動過程的穩定度^[49]。

1.1.3　大型組合體航天器姿態控制

以空間站為代表的大型組合體，其大質量（百噸級）、大慣量、大環境干擾、低頻撓性的特點，以及需要綜合調度多個艙段的執行機構實現組合體控制的方式給姿態控制帶來了新的挑戰^[50~51]。我國“T字形”三艙組合體構型的空間站建設過程中，強自適應變構型柔性組合體控制等技術有利支撐了多達50余種構型變化下的空間站在軌安全運行。我國空間站的特殊結構使其慣量高出常規航天器4~5個數量級，環境干擾力矩達到0.1~1N·m量級，普通航天器采用的噴氣或磁力矩器的角動量卸載方式難以適用。對此，發展出了空間站大環境干擾下的系統姿態/角動量一體化控制方法^[52~55]，基本原理是采用內模原理辨識空間環境力矩，且在利用重力梯度力矩進行角動量卸載的同時，將姿態控制在標稱姿態附近。文獻[52]提出了力矩平衡姿態控制方法，實現了單艙入軌后慣性系下的姿態/角動量一體化控制；文獻[53]則給出了軌道系內的姿態控制與角動量管理控制方法。此外，機械臂進行在軌艙段組裝時，組合體的基頻低至0.01Hz量級，對此，提出了基于高階結構濾波器的極低頻超大型組合體控制設計方法，實現了機械臂在軌組裝或空間站轉位過程中的穩定控制^[55]。

另外，空間碎片清除、燃料補加、在軌維修等任務中，服務航天器與目標航天器完成捕獲連接后構成的組合體的穩定控制問題，也受到學術界的廣泛關注（例如，文獻[56~61]）。針對捕獲后組合體航天器的質量特性、推力器構型突變等問題，發展出了改進的狀態依賴Riccati方程（Sate-dependent Riccati equation，SDRE）最優控制^[57]、基于自適應動態逆控制的姿態接管控制[58]、基于超螺旋干擾觀測器的有限時間姿態控制^[59]等方法，可實現目標動力學大范圍不確定情況下組合體航天器的姿態穩定控制。文獻[60]研究了捕獲過程中碰撞擾動對組合體姿態的影響，提出了基于反作用輪重構的雙積分滑模控制方法，通過控制反作用輪來吸收撞擊產生的角動量，進而實現組合航天器的穩定控制。目前，組合體航天器姿態穩定控制技術尚處于理論探索和地面實驗研究階段，在軌實際應用還非常初步。

1.1.4　航天器穩健控制

除了高精度高穩定度、高敏捷機動控制外，航天器在軌長期、連續、穩定運行對控制系統提出了強魯棒/穩健控制要求，需要系統具備故障診斷以及欠配置控制能力（也即：當執行機構出現故障、系統處于欠配置狀態時，系統仍具備一定的控制能力）^[39，62]。欠驅動控制是欠配置控制的重要方向，在欠驅動航天器的可控性與可鎮定性分析、欠驅動航天器的姿態控制等方面均開展了相關研究。文獻[63]考慮單軸、雙軸獨立噴氣控制的情況，給出了航天器完整姿態動力學方程全局可控的充要條件；文獻[64]則探討了欠驅動航天器的可鎮定性問題，指出：對于只有兩個控制輸入的剛體航天器，由于不滿足Brockett必要條件，其動力學方程不能由連續狀態回饋漸近鎮定。針對欠驅動航天器的噴氣控制，實現了基于滑模控制的速率阻尼^[65]，以及基于“噴氣消旋+飛輪機動”分段控制^[66]的姿態穩定。針對欠驅動航天器的角動量交換裝置控制，基于（w，z）參數描述的航天器姿態，實現了僅帶兩個反作用輪的全局、漸近自旋穩定控制^[67]，基于多變量優化的思想構造的3臺單框架CMG欠配置操縱律，已成功在軌應用^[68]，這是世界上首次僅使用3臺CMG完成的姿態機動控制。除此之外，提出的2臺CMG與磁力矩器的深度欠配置控制方法^[69]，可進一步提升欠驅動航天器的控制能力。

1.2　航天器姿態軌道控制

區別于僅關注繞質心轉動的姿態控制，航天器姿態軌道控制是同時調整質心位置/速度和繞質心旋轉角度/角速度的六自由度運動控制，還涉及用于生成滿足任務要求的航天器飛行軌跡的制導律。航天器再入返回、空間交會對接、多航天器編隊飛行、以及在軌維護與操作等任務都會涉及航天器姿態軌道耦合控制。例如，航天器再入返回飛行需要同時滿足動壓、過載、熱流等過程約束和著陸點精度等的終端狀態約束，以保證進入過程航天器結構和防熱安全，實現預定區域內的安全精準著陸。為此，除需要事先進行軌道設計和實際飛行中通過軌道控制保證外，大氣飛行中還需要在線調整航天器的傾側角或者聯合調整傾側角和攻角，控制航天器落點并滿足過程中動壓、過載、熱流等約束^[70]。又如，追蹤航天器與目標航天器的交會對接/安全接近與捕獲、多航天器的編隊飛行等任務都涉及航天器之間的相對運動控制，要求服務星與目標星/多個航天器之間的相對位置和姿態同時滿足指定的約束和性能指標。因此，需要解決滿足過程、終端、執行能力等復雜約束的制導律設計，以及不確定非線性系統的姿態軌道耦合高精度控制等關鍵問題。

在此過程中，上世紀80年代孕育發展出的特征建模理論^[71~72]，其抓住系統的本質要素建立低階等效特征模型、進而簡化復雜高階對象控制器設計的思想，為處理復雜高階不確定非線性系統的控制問題提供了有效手段。基于該理論框架發展出的全系數自適應控制^[73~74]、黃金分割相平面自適應控制^[75~76]等方法，成功應用于飛船和月球軌道返回再入、交會對接等重大任務，對控制理論的發展做出了重要貢獻。

1.2.1　再入返回自適應制導控制

我國連續成功實踐了神舟系列載人飛船的近地軌道返回再入控制任務，和嫦娥五號再入返回飛行試驗器（CE-5T1）、嫦娥五號探測器返回器的月地轉移軌道再入返回控制任務，實現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^[78]，并且完成了從標準彈道自適應制導方法到自適應預測制導方法的更新換代。2014年以來，自適應預測制導方法先后高精度完成了CE-5T1、嫦娥五號探測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船8000km大橢圓軌道的高速再入返回^[79]，以及空間站建設階段神舟十二號~十四號載入飛船安全再入返回等重大工程任務，開傘點控制精度達到世界領先水平。

再入返回制導控制的難點突出表現在如何應對氣動參數的不確定性、飛行器質量特性偏差以及大氣密度較大攝動下的精確能量阻尼，從而滿足終端控制精度以及過程中過載、熱流等約束。對此，國內外學者在再入飛行的參數辨識、制導回路的自適應調節、軌跡在線快速規劃等方面均提出了新的解決思路，以提升軌跡規劃和跟蹤控制方法的適應性和魯棒性。

預測校正制導方法不依賴標稱軌跡，而是根據終端狀態誤差獲得制導指令的校正量，并結合動壓、過載等過程約束和傾側角、攻角的執行能力約束優化求解得到實際的制導指令，可實現對飛行軌跡在一個較大范圍內的調整^[70，80]，相比跟蹤標稱軌跡制導方法具有更強的自適應性和魯棒性，受到廣泛關注。例如，文獻[81]探討了小升阻比航天器進入制導中傾側角剖面的參數化方式；學者們還從提升算法效率、引入對參數不確定性的辨識來提升預測精度等不同角度，發展出軌跡規劃與閉環制導相結合的數值預測校正^[82]、基于高斯偽譜方法的最優預測校正制導^[83]、基于嵌套式積分算法的航程快速預報^[84]、偽四自由度的預測校正制導^[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用的重要因素。

此外，基于特征建模與自適應控制的理論框架，圍繞“預測誤差與制導增量之間的比值”這一核心要素，發展出了基于一階特征模型的自適應預測校正制導方法^[74，86~87]。其核心是引入預測誤差與制導增量的比值作為控制增益，通過建立控制增益（輸入）和預測誤差（輸出）之間的一階特征模型，并結合增量式制導方式，將制導問題轉化為控制問題；同時關注到控制增益隨制導過程時間大范圍變化的時變特性，通過引入基于升阻比估計的動態增益變換，大幅減小非標稱情況下系統動態增益的變化范圍，并結合自適應反饋控制，保證了特征模型的參數辨識及制導算法的收斂性。該方法解決了進入段制導的建模難題，避免了基于迭代的數值預測校正制導方法計算量大、收斂性無法保證的問題^[70]。實際飛行驗證表明，該方法具備對小升阻比飛行器、高超聲速滑翔飛行器等的精確制導和控制能力。

1.2.2　空間交會與接近停靠控制

空間交會對接是兩個航天器在軌道上按預定的位置、速度和時間會合（交會），然后經姿態對準、靠攏直至在結構上連接成一體（對接）的全部飛行動作過程^[88~89]。自2011年11月神舟八號載人飛船與天宮一號目標飛行器首次交會對接任務^[90]圓滿完成以來，我國已實施了17次近地軌道的空間交會對接任務和1次月球交會對接任務，經歷了自動、手動、到多方位全自主交會對接控制的發展歷程，交會對接過程歷時由2~3天縮短到約6.5小時甚至2小時，極大提高了飛行性能。

空間交會與接近停靠是完成諸如在軌組建、在軌服務、天體采樣返回、載人空間探測等復雜空間任務的關鍵步驟，從飛行任務上大體分為遠距離導引階段和接近停靠階段兩個階段。遠距離導引階段的主要任務是將追蹤航天器從入軌初始軌道導引到近距離自主控制段所要求的預定軌道，包括調整兩航天器的相位差、縮短相對距離以及消除兩航天器軌道面外偏差等。空間交會2~3天策略中，遠程導引階段主要靠地面多次注入變軌脈沖，每次變軌后測定軌時間長，完成遠程導引需要20多圈，給航天員和地面飛行控制都造成了較大壓力，對遠程自主快速導引的需求迫切。追蹤航天器和目標航天器初始相位0°~360°不確定，軌道轉移時間受限，控制變量多，燃料消耗受限、軌跡安全性等約束條件多，遠程導引終端精度要求高，是典型的星載計算能力約束下的最優化軌跡控制問題。近年來，遠程自主快速導引成為研究熱點^[91~93]。文獻[91]建立了5圈快速交會對接的調相變軌方案，并采用四脈沖修正特殊點變軌算法進行求解，可應對10°左右的初始相位角不確定性。文獻[89，92]提出了基于多變量協調的全相位自適應動態規劃方法、燃料最優制導脈沖求解方法，解決了在軌自主計算變軌脈沖解的存在及唯一性難題。標稱情況下，只需要2.5圈就可以完成遠程導引自主交會，已廣泛應用于空間站工程的貨運飛船^[93]、載人飛船和實驗艙等。

相對導航方面，由差分衛星導航設備、微波雷達、激光雷達、光學成像敏感器等多種體制測量敏感器構成的導航系統，可接力實現從數百公里直至對接范圍內相對平動、相對轉動等狀態參數的自主確定。其中，交會對接光學成像敏感器作為百米以內相對位置和相對姿態的主要測量手段，已實現從初代采用主動發光的合作目標到改進后采用被動的合作目標、再到融合激光點云技術的多代升級^[94~97]，極大提升了敏感器抗雜散光的能力和可靠性。利用敏感器的觀測信息，結合動力學/運動學模型，工程中普遍采用卡爾曼（Kalman）濾波獲得相對狀態參數的估計值。無跡卡爾曼濾波（（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、顯著模型偏差問題方面具有優勢，已用于空間交會對接導航算法設計。文獻[98]提出了基于UKF的交會對接相對導航算法，并給出了穩定性分析。文獻[99]通過對過程噪聲方差陣的在線辨識，提出了一種自適應確定性采樣濾波方法，提高了對噪聲不確定性的適應能力。文獻[100]提出了一種改進的高斯粒子濾波方法，能夠在多種測量噪聲情況下實現高精度空間交會相對導航，同時有效降低計算復雜度。此外，利用深度學習從空間目標的點云和圖像測量數據中提取目標特征，進而獲得相對位姿估計（如，文獻[101~102]），也是當前備受關注的研究方向，在軌應用仍面臨數據處理效率、姿態解算實時性和魯棒性等問題。

空間接近停靠階段的主要難點是帆板撓性振動大、系統延遲大、姿態和軌道控制耦合、羽流干擾嚴重情況下的交會對接六自由度精準控制。對此，文獻[103]基于視線位置信息的平行接近法，對于橫向和縱向同時協調控制，提出一種多變量互相耦合的非線性滑動模態視線制導控制方法，并對同時協調控制進行了存在性和穩定性分析；文獻[76]以基于特征模型的智能自適應控制為理論指導，按照黃金分割自適應控制理論計算相平面參數，依據相對距離對控制參數進行修正，提出了基于特征模型的相平面自適應控制方法；該方法具有控制精度高、燃料消耗小、魯棒適應性好等優點，應用于尋的段、接近段姿態控制，以及最后平移靠攏段六自由度控制，實現了載人飛船、貨運飛船等在軌任務的全天時多方位精準對接。此外，文獻[104]針對航天器姿態相平面控制系統穩定性分析問題，證明了閉環控制系統存在特定的穩態區域，并給出該穩態區域的計算公式。

近年來，對合作及非合作故障航天器的在軌修理和回收、碎片清除、燃料補給等在軌服務，以及地外星表取樣返回等任務，對空間交會與接近停靠控制技術提出了新的應用需求。文獻[105]研究了受控的追蹤航天器和失控慢速翻滾的目標航天器的末段交會對接控制問題，提出了基于特征模型的相對位置跟蹤控制和姿態同步控制方法。文獻[106]討論了火星采樣返回任務火星軌道交會自主導航和制導技術，針對光學自主導航敏感器更新頻率遠低于濾波解算頻率的問題，設計了一種連續觀測量構造算法，提高了導航精度。

1.2.3　多航天器/星座編隊控制

2012年以來，我國先后開展了多次衛星編隊構型保持技術在軌試驗。在繞飛半徑5km的兩星編隊飛行試驗中，繞飛維持控制修正了繞飛構型的畸變，使漂移速度偏差的絕對值降到mm/s量級^[107~108];此后開展的編隊保持試驗中，兩星間隔0.8~2km飛行了上百天，驗證了前?后編隊構型的保持控制技術。

衛星編隊構型保持的難點突出表現在需要獲取高精度的編隊構型參數，其中兩星的相對漂移速度是最關鍵的參數。提出的周期平均漂移速度的估計算法^[109]，實現了對漂移速度的準確估計；基于相對軌道根數的控制方法^[110]，實現了對不同編隊構型的保持。值得說明的是，當前差分全球導航衛星系統（Differential global navigation satellite system，DGNSS）的位置精度能達到cm量級，速度精度能達到mm/s量級。經過轉換，相對半長軸的位置精度為米級量級，因此可將編隊飛行的半長軸控制在幾米的范圍內，故而幾圈甚至十幾圈才需要進行一次保持控制噴氣，很好地滿足了長期編隊構型保持的應用需求。盡管通過對相對漂移速度的高精度估計，可以有效減少編隊構型保持的燃料需求，但長期來看，編隊構型保持仍然以消耗較多的推進劑為代價。對此，近年來還出現了多種無需推進劑的編隊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^[115]等），展現出良好的應用前景。另外，圍繞多星編隊飛行協同控制的理論和應用研究（例如，主從式、行為方式及虛擬結構方式的協同控制^[116~117]，基于一致性算法的分布式協同控制^[118~119]等），可為未來多星編隊飛行的分布式自主控制提供基礎。

此外，我國還發展了以時差定位型三星星座系統、環境與災害監測預報小衛星星座、北斗導航衛星星座、云海衛星星座為代表的星座系統，其軌道控制需在考慮空間環境的基礎上增加星間相對關系約束。目前工程上應用較多的是“控制盒子”方法，通過絕對軌道控制使星座內的所有衛星保持在控制盒子里。銥星星座、全球定位系統（Global positioning system，GPS）導航星座均采用了這種控制策略。云海衛星星座采用了基于虛擬衛星的相對軌道控制策略，以相對于虛擬相位中心的偏差作為控制變量，實現星座整體相對穩定，同時兼顧了燃料消耗和軌控周期兩方面的要求。

國內外學者還開展了星座構型保持控制的理論方法研究。在絕對站位星座構型保持控制方面，文獻[120]利用線性規劃方法精簡軌道控制變量，提出了滿足星座覆蓋要求的單星控制允差；文獻[121]以星座軌道面交點碰撞安全為約束，提出了全球導航星座構型維持的“死區”指標；文獻[122]分析了Walker-星座中各衛星位置偏差對在軌任務的影響，提出了以滿足星座覆蓋性能為目標的星座構型絕對站位保持策略。相對站位星座構型保持方面，文獻[123]通過構建導航衛星相對平均軌道高度的軌道偏差，獲得軌道控制量；文獻[124]研究了星座構型攝動補償方法。文獻[125]分析了全球星座構型發散的原因，并據此給出了絕對站位和相對站位星座構型控制方法對控制量需求的對比分析，可為設計全球星座軌道和制定運控策略提供參考依據。

1.3　航天器“感知?決策?執行”自主控制

進入21世紀，我國的航天活動開始向更深更遠更廣闊的太空延伸，為人類探索宇宙奧秘、尋找長久發展貢獻中國力量。2007年10月至2020年12月，我國先后實施了6次月球探測任務，成功實現了對月球的環繞、著陸巡視和取樣返回探測。2021年5月15日，我國首次火星探測任務天問一號探測器^[126]成功著陸于火星烏托邦平原南部預選區；隨后，祝融號火星車開始執行火星表面巡視探測任務。

深空探測任務本身的高度復雜性、地外環境的未知不確定性、以及地面測控時延大導致的高自主性要求等，對控制系統的智能處理能力、自主應對不確定環境和復雜任務的能力需求大幅提升，推動航天器由傳統的制導、導航與控制（Guidance，navigation and control，GNC）系統向“感知?決策?執行”閉環的自主控制系統^[127]發展。例如，地外探測器的自主避障軟著陸過程，需要充分考慮環境因素的影響，通過對著陸區地形的測量和障礙物/危險的識別判斷（感知）、自主選擇安全著陸點并規劃飛行軌跡（決策）、并基于導航信息進行軌跡跟蹤控制和姿態保持控制（執行），當前時刻的動作又會影響環境及下一時刻的感知判斷結果，故而構成閉環反饋回路，不斷修正實現安全區域的軟著陸。又如，巡視器在執行地外星表探測任務時，同樣需要對周圍環境地形進行測量并識別危險（及感興趣的探測目標），分析地形的可通行性，并據此規劃安全行駛路徑，通過位姿確定和運動控制行駛到期望目標點。

與傳統的GNC系統相比，航天器PDA閉環控制系統的內涵更加豐富。系統以深度融合的信息物理系統（Cyber-physical systems，CPS）為基礎，將空間環境及任務目標作為被控對象納入閉環控制系統，感知不僅包含航天器自身/相對運動參數的確定，還包括航天器與環境目標組成任務場景以及交互過程的理解與認知；決策則根據任務、環境和自身狀態生成優化目標和約束條件，基于感知結果自主選擇最佳方案；執行在姿態軌道控制和操作控制的基礎上，更強調與環境目標交互作用過程中系統行為的穩定控制。航天器PDA閉環控制面向的是動態多變、復雜不確定的空間任務，面臨系統建模、反饋機制設計、賦能學習、系統行為可信評價等基礎性問題。這些問題在此前的研究工作中已有涉及（如，文獻[127~129]等），本文發展展望部分也會結合未來的空間任務做進一步探討。這里，重點介紹“感知?決策?執行”閉環控制框架下的相關技術進展。

1.3.1　地外自主避障軟著陸控制

從嫦娥三號月球探測器的首次地外軟著陸全自主控制，到嫦娥四號月球背面崎嶇地形的自主避障與軟著陸控制，再到嫦娥五號帶有復雜晃動動力學特性的高精度軟著陸控制，我國月球軟著陸控制技術逐步走向成熟。而天問一號火星探測器的成功著陸，又使得該技術從無大氣天體擴展到有大氣天體，從單純的動力軟著陸發展為包含大氣進入、降落傘減速和動力下降著陸（Entry，descent and landing，EDL）復雜完整過程的全自主控制。

地外天體軟著陸過程時間短且任務復雜（如:月球著陸器要在10多分鐘內完成大推力動力減速、姿態調整、著陸點選取、懸停避障等動作，火星探測器則要在7分鐘內完成氣動減速、拋大底、安全著陸點選擇等10多個動作），自主性要求高；而且，下降著陸過程地外大氣、引力、地形等環境特性不確定性強，自主避障檢測及著陸點選取的準確度要求高；再加上燃料消耗、液體晃動、大氣擾動、開傘振蕩等因素使著陸器動力學特性變化復雜，對控制系統的魯棒性要求苛刻。地外自主軟著陸需要解決著陸區危險地形快速識別、高動態動力下降過程高容錯導航與慣性基準快速重構、不確定大干擾高動態系統在線規劃自主制導、液體晃動強適用穩定控制等關鍵問題。

首先，采用慣性導航作為核心以保證導航系統的自主性，同時為保證導航精度，在探測器飛行過程中利用旋轉來增強可觀性，實現了對包括安裝、零偏、刻度系數在內的陀螺誤差的在軌全系數標定^[11]，大幅降低了慣性器件誤差對導航精度的影響;另外，還采用多子樣圓錐效應補償算法，抑制了在著陸過程高動態振動環境下的慣導發散速度。以此為基礎，針對火星著陸器動力學角速度變化連續的特點，提出了一種遞歸多子樣大動態慣性導航方法，通過對角速度進行多項式擬合，再利用該多項式完成旋轉效應補償，進一步提高了大動態下的慣導姿態解算精度^[130]。慣性導航是一種絕對導航方式，難以直接滿足對著陸器相對天體表面運動狀態的測算需求。對此，利用著陸雷達的相對距離和速度測量信息對慣性導航系統進行修正，最終形成以慣導為基準、輔助多波束測距和測速修正的容錯導航方案^[131~132]。針對不同數量波束會影響導航濾波效果的問題，提出了基于波束數量監測的自適應閾值調整方法，具備對多個測距、測速信息源進行故障診斷和波束優化選取的能力，提高了整個導航系統的精度和可靠性^[133]。此外，針對火星著陸過程存在的開傘過程喘振等特殊問題，提出了利用著陸雷達完成導航基準重構^[134]和引力修正的方法^[135]，進一步提高了未知環境下著陸導航系統的性能。

在避障方面，針對下降過程天體表面情況逐漸清晰的特點，在嫦娥三號著陸器上首次提出并實現了融合光學圖像和三維激光的接力避障方法，在較遠距離利用光學圖像視線進行粗障礙識別，近距離通過激光三維數字高程模型（Digital elevation model，DEM）數據實現精障礙識別，完成了地外天體自主避障著陸^[136]，并在嫦娥四號上進一步發展完善^[137]。相比月球，火星著陸的避障過程則更為復雜，除了規避地形風險以外，還需要規避分離的傘與背罩，為此著陸器在線實施了傘?背罩和地形障礙的一體化自主規避策略^[138]。

其次，著陸過程制導面臨著初始入口散布大、下降過程不確定性因素多和任務約束多等諸多挑戰。月球著陸僅依靠發動機完成，為了應對初始軌道、著陸器質量、發動機推力等參數不確定性，滿足到達預定落區的著陸要求，提出了軟著陸多約束自適應動力顯式制導方法，能夠實現自主的飛行軌跡參數在線優化和目標著陸點調整^[136，139]。而火星著陸則更為復雜，包含了氣動減速、降落傘下降、拋傘、規避機動、避障著陸等飛行過程。為了滿足這些需求，提出了大氣進入自適應規劃與制導、多約束一體化自適應規劃與控制策略[^140]，實現了火星復雜飛行環境下的開傘狀態優化控制、避障及背罩規避的協調一致控制，顯著提高了軟著陸的安全性與著陸精度。

此外，針對月球著陸過程制導存在目標姿態變化大、干擾力矩大且變化快，以及著陸器角速度受限的特點，提出了分區四元數姿態控制方法，能夠根據姿態誤差實現角速度跟蹤控制和姿態保持控制的切換，實現了姿態的快速機動和高精度控制。為了抑制下降過程姿態和平動機動引起的液體晃動，采用雙觀測器技術估計晃動干擾力矩的瞬時值和平均值，并根據干擾變化情況對控制器進行重構，大幅增強了控制系統對著陸過程大幅液體晃動的抗干擾能力^[141]。在此基礎上，針對火星下降過程中制導對飛行器軸線指向的優先級要求往往高于繞軸線轉動方向的特點，提出了推力指向與滾動姿態解耦與分區姿態規劃算法，實現了動力減速過程推力方向的快速跟蹤控制和軌跡的高效高精度控制。針對動力減速過程中存在的快時變大干擾力矩、著陸平臺慣量小導致的控制系統時延影響過大等問題，提出了基于干擾力矩快速辨識和實時前饋補償的姿態控制算法，實現了快速時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控制精度^[142]。

1.3.2　地外起飛上升控制

嫦娥五號作為我國首個地外天體采樣返回任務，上升器完成了以著陸器為平臺的月面起飛上升、進入目標環月軌道、并與軌道器交會對接的飛行過程。由于起飛點位置不確定，需要完成起飛前的自主定位和對準。為此，提出了一種恒星與重力測量相結合的月表自主定位技術^[143]和基于星光測量的對準技術，并發展為具備完整的定位、測姿和導航功能的慣性+天文自主導航系統^[144]。

受實際著陸地形的影響，地外天體起飛平臺是傾斜的，相對目標飛行方向任意；且地外天體起飛窗口比較多，探測器需要具備多圈次、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，起飛上升過程的制導律需要具有靈活適應性。為此，嫦娥五號在著陸顯式制導的基礎上，在起飛前通過預報各關鍵飛行階段參數，自主完成對上升各階段切換控制參數的規劃；在發動機點火后，通過在線監測和估計發動機推力、比沖等狀態，自適應調整制導參數^[144]，提高了系統對起飛重量、發動機推力等不確定性的適應能力。此外，提出了上升過程中主發動機和姿控發動機的自動組合策略[^145]，以及入軌偏差條件下的智能自主應急抬軌策略規劃、調度和執行方案^[144]，進一步提高上升入軌的安全性。

對于起飛上升過程的姿態控制，為了克服起飛姿態傾斜，需要在起飛時快速將上升器姿態調垂直；而在上升轉彎完成后，需要精確且穩定地實現對制導目標姿態的跟蹤，且面臨推進劑消耗大，上升器的質量、慣量變化大帶來的不確定性。對此，采用分段變系數控制器設計來保證實現不同飛行階段、不同質量特性下的控制品質要求。

1.3.3　地外巡視探測控制

隨著玉兔號/玉兔二號月球車、祝融號火星車地外天體表面巡視探測任務的成功實施，自主定位與障礙識別、自主避障路徑規劃、協調運動控制技術^[146~148]作為其自主應對地外嚴苛環境和復雜地形的關鍵技術得到了發展與應用。

地外天體表面沒有全球導航衛星系統（Global navigation satellite system，GNSS）等直接定位信號，須依靠慣導、里程計及視覺相機等車載敏感器進行自主定位。工程上常用的是地圖匹配方法，通過將探測器在線獲得的地圖與事先裝載的天體地圖底圖進行特征匹配，判斷探測器與位置已知特征地物之間的相對距離，獲得絕對位置信息，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，還發展出了基于天文/慣導的自主定位方法，利用地外星表測量的恒星矢量和當地重力矢量聯合估計得到姿態和絕對位置信息。該方法在嫦娥五號首次使用，不足是對矢量測量精度敏感，在月球表面1角秒的矢量誤差會產生約10m的位置誤差，在火星表面約為17m。相對定位方面，玉兔號采用了基于全運動學的輪速里程計（Wheel odometry，WO）方法^[149]，相對定位精度優于6%。針對車輪滑移和滑轉影響WO定位精度的問題，還開展了滑移和滑轉的在線估計方法研究^[150~153]，但尚未實際應用。近年來，隨著計算機視覺技術的發展，視覺里程計（Visual odometry，VO）逐漸成為相對定位的主流技術。VO通過圖像前后幀的同名點匹配，獲得相對姿態和位置變化，在已知初始位姿的情況下，更新得到當前時刻的位置和姿態。VO計算復雜度高，但能夠有效克服滑移/滑轉帶來的WO定位誤差，已在好奇號、祝融號等火星車上成功應用。但長距離行駛時，相對定位誤差會持續累計，可考慮實時相對定位和絕對位置修正相結合的導航方法。

障礙自主識別方面，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等敏感器。因此，如何利用有限資源實現復雜光照和地形下障礙的準確識別，是需解決的關鍵問題。雙目立體視覺（Binocular stereo vision，BSV）是一種輕質低耗的感知識別技術，通過計算左右圖像對應點的位置偏差可獲得地形的稠密三維幾何信息。該方法對地形紋理和光照條件敏感，對于弱/無紋理或存在干擾光（光照過亮或過暗）的情況下，BSV會因無法匹配或誤匹配導致障礙的誤識別或漏識別。對此，玉兔號系列月球車采用了相機和激光點陣器的聯合障礙識別方法^[154~155]，激光點陣器在相機視場內投射18個激光點，利用相機圖像識別這些激光點并獲得地形幾何信息，并據此識別障礙，首次實現了地外星表陰影區的安全移動探測。

自主避障路徑規劃基于感知得到的稠密地形信息，結合巡視器的通行能力進行可通行性建模，并綜合考慮巡視器的運動能力約束（如，轉彎曲率等），給出從當前位置到目標位置的安全路徑^[149]。玉兔號月球車首先根據地形坡度、高度和粗糙度給出通行適宜度的量化評價，建立局部適宜度地圖；然后結合移動效率和安全性對地圖上的每條備選路徑（由事先設置的具有一定曲率的弧徑組成）進行綜合打分，輸出得分最高路徑對應的轉彎曲率，作為運動控制的跟蹤弧徑。祝融號火星車在此基礎上增加了對全局適宜度地圖的地形評估算法，采用全局和局部融合的方法進行適宜度地圖構建，將每次規劃路徑的距離從0.5m提升到1m^[148]，大幅提升了火星車的探測效率。

協調運動控制根據規劃路徑或地面運動要求、結合巡視器當前位置和姿態信息生成期望線速度和偏航角速度，并通過逆運動學分解得到轉向輪的期望轉角和驅動輪的期望轉速，通過對期望轉角和轉速的跟蹤控制，實現各輪協調運動，同時會修正由于地形變化、滑移、側滑等因素導致的巡視器對設定運動軌跡的偏離，實現對期望軌跡的跟蹤。

2　空間控制技術的發展展望

我國正在實施和即將實施地外行星探測、月球科研站、載人登月、在軌服務與維護、大規模星座計劃等重大工程任務，給空間控制技術的智能自主化發展提出了新的需求。與此同時，世界航天進入新的發展階段，太空探索呈現出新的發展態勢。衛星由傳統單星向“一星多用、多星組網、多網協同”的體系化、智能化轉變，呈現出高性能衛星和微小型化衛星的兩極發展趨勢；太空安全形勢日趨嚴峻，空間戰略資源競爭愈發激烈，軍民融合發展特征顯著，對太空資產的安全防護能力和在軌維護能力需求迫切；深空探測有序推進，探測目標集中在月球、火星和小天體等，同時兼顧太陽系的其他天體，任務類型更加復雜，并向著載人探測的方向發展，對探測器的智能自主化發展需求不斷提升。本節結合這些需求，探討后續需要重點關注的技術方向和基礎性問題。

2.1　超大結構航天器姿態軌道控制

隨著對地監測、天文觀測等任務對信息獲取能力需求的提升，具有超大結構的柔性航天器已成為世界航天未來發展的需要。例如，高軌通信衛星帶有需要在軌展開的大型天線、帆板、桁架結構，尺寸達幾十米甚至上百米；美國國防高級研究計劃局（Defense Advanced Research Projects Agency，DARPA）的薄膜衍射望遠鏡（Membrane optic imager real time exploitation，MOIRE）計劃，載荷的薄膜主鏡直徑達10m~20m，主鏡與成像敏感器之間的距離達到50m~100m。此外，為解決能源危機，我國已開始部署空間太陽能電站，計劃于2028年發射首顆技術試驗衛星，在2035年和2050年前分別建設MW級空間太陽能電站試驗系統和GW級商業空間太陽能電站^[156]。空間太陽能電站配置有超大尺度的可展開主桁架結構（長達數百米甚至上千米），支撐多個模塊化的薄膜太陽電池陣（面積達幾千平方米），并與直徑達數百米甚至上千米的微波發射天線建立導電連接^[157]。

這種百米甚至千米量級的超大型柔性組合體航天器，不再是傳統的本體加撓性帆板、再加載荷的形式，而是載荷尺寸遠大于本體，或是載荷與本體間采用大尺寸桁架機構連接，呈現“剛體?撓性?剛體?撓性?撓性”等剛撓混合形式，具有“全局運動疊加全局撓性模態、再疊加局部撓性模態”的拓撲動力學特性，傳統的熱耦合形變效應不可忽略。航天器上每一點均是剛性姿態運動與撓性變形的復合疊加，傳統“中心剛體+撓性附件”的集中式控制難以適用，需要發展超大結構剛撓混合航天器的分布式控制技術，解決超大型剛撓混合航天器的動力學建模、大型撓性附件分布式振動測量、超大結構柔性航天器的分布式振動抑制及閉環系統的性能分析等基礎性問題。

2.2　軌道空間博弈控制

近年來，在軌航天器近距離交匯和碎片碰撞危機事件頻發，對在軌太空資產和航天員安全帶來極大挑戰。例如，2021年3月，“一網-0178”（OneWeb-0178）衛星為規避與“星鏈-1546”（Starlink-1546）的碰撞風險，采取了主動規避碰撞措施^[158]；2021年7月1日和10月21日，出于安全考慮，我國空間站組合體分別對向其主動接近的“星鏈-1095”（Starlink-1095）衛星和“星鏈-2305”（Starlink-2305）衛星實施了緊急避碰控制^[129]。面對太空環境安全風險激增給航天器在軌安全穩定運行帶來的嚴峻挑戰，世界主要航天國家將太空感知和自主防御能力建設視為未來一段時期的發展重點（如，歐空局（European Space Agent，ESA）已著手發展航天器自主防撞系統^[159]）。

空間碎片/失效衛星碰撞、敵意衛星干擾等各類軌道威脅目標，通常具有“快小暗弱”等特點，其行為特征不明顯且動態不確定性強。如何在不影響自身既定業務的前提下，及時發現并有效地應對各類軌道威脅，是確保航天器在軌安全運行迫切需要解決的問題。對此，需要發展面向博弈對抗等強不確定場景的航天器智能自主控制技術，使其能夠在星上資源嚴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動規避動作。因此，在“感知?決策?執行”閉環控制的框架下，需要進一步研究可實現資源自組織優化調配的航天器智能自主控制系統架構與模型、面向物理運動體的學習賦能機制及系統行為的可信評價等基礎性問題，突破軌道威脅目標的多體制測量與融合感知、多約束下非完全信息博弈決策與規避控制等關鍵技術。

2.3　網絡化航天器集群控制

網絡化航天器集群作為分布式衛星系統體系中的一種新模式，是服務未來空間立體監測、小行星探測等眾多空間應用的重要發展方向。例如，下一代衛星系統更傾向于采用由異構衛星組成的動態網絡化結構，以滿足對重訪時間、以更高分辨率覆蓋大面積或最小化數據訪問延遲等的要求^[160]；面向未來小行星帶探測任務，美國國家航空航天局（National Aeronautics and Space Administration，NASA）提出了自主納米蜂群（Autonomous nanotechnology swarm，ANTS）計劃，通過開展群體智能和分布式計算等的研究與應用，提供資源、分工等的自我配置能力，以及分布式系統的自我優化、自我保護和自我修復等能力^[161~162]。

集群系統由大規模具有有限甚至單一功能的獨立個體組成，通過網絡化通信系統實現個體之間/個體與環境之間的局部交互作用，并通過群體自組織和智能涌現，構成群體的整體性復雜行為能力，具備復雜多任務的強適應性、在軌自修復和強生存能力。其分布式網絡架構、局部信息交互機制、資源的自組織配置、以及個體之間結構和功能的差異性等給航天器集群控制帶來挑戰。對此，需要深入研究航天器集群控制系統的體系架構、大范圍空域下的信息獲取與協同感知、多約束條件下的分布式協同規劃、時變拓撲網絡集群系統的分布式協同控制、集群行為的自組織涌現機制等基礎性問題。

2.4　地外探測智能無人系統控制

未來的月球科研站、地外行星探測等任務要求地外探測無人系統具備高精度定點超軟著陸、高效能自主協同探測等技術能力。例如，我國已正式立項的探月工程四期，計劃2030年前在月球南極建設國際月球科研站的基本型，其對著陸點的精度要求至少提升了一個數量級；而且，在未來的國際月球科研站上，將是多個巡視器、著陸器和飛躍器在月球表面連續協調的工作，通過多無人系統的分工協作開展月球資源的開采開發和原位科學研究。NASA-ESA公布的火星樣本取回計劃（Mars Sample-Sample-return Mission，MSR）^[163]，也是通過著陸器、巡視器、小型直升機等的協作，完成火星樣本的收集、轉移并返回地球。

一方面，為實現更高的著陸精度和更輕巧的觸月控制，需要發展基于月表地形圖像、月基/天基信標源等的高精度導航，強終端約束下的在線規劃自主制導，基于推力矢量的姿軌耦合高精度控制，基于并聯變推力發動機的平動轉動協同控制^[140]等技術。另一方面，為解決地外星表環境嚴苛未知、先驗知識欠缺、資源嚴重受限、通信條件惡劣等現實約束，導致的危險識別難、移動速度慢、作業精度低等瓶頸問題，需要突破復雜未知無約束環境的多傳感器協同感知、面向未知環境?自身行為關系的場景理解、復雜地外星表多任務多約束高安全性自主規劃、多無人系統的智能協同操作控制、資源受限條件下的輕量化計算、無人系統智能水平評測等關鍵技術；進一步通過積累經驗、持續學習并生成知識，提升無人系統的自主智能水平，實現對動態環境和變化任務的主動適應，從根本上提升地外探測效能。

2.5　跨域航天器自主控制

未來更深遠更復雜的深空探測活動等將持續拓展航天器的軌道空間和任務能力（例如，ESA計劃2023年發射的木星冰月探測器（Jupiter icy moons explorer，JUICE）將執行對木星及其3顆衛星（木衛二Europa、木衛四Callisto、木衛三Ganymede）的探測任務），無疑對具備跨大空域、寬速域飛行能力、長時間在軌運行的跨域航天器提出了發展需求。

跨域航天器控制系統需要具備對不同環境特性軌道空間、不同速度及其動力學特性等的強魯棒適應性，以及對可變執行機構（甚至可變外形）、變化任務等的強自主適應性，進而實現在環境、速度、機構、任務等組合變化下的穩定飛行。系統往往呈現出復雜的時變特性和大范圍不確定性，還可能呈現出時間/事件混合驅動的混雜動態特性。因此，需要解決環境/任務變化下資源的自組織協調、不同約束條件組合和不同終端控制需求下的制導策略生成、有限計算資源情況下的可靠非線性規劃/優化求解、域自適應的切換控制策略、跨域航天器系統的動力學建模和閉環性能分析等問題。

2.6　在軌建造與維護控制

面向空間設施的在軌組裝建造，以及壽命末期或故障航天器的故障修復、燃料加注、輔助離軌等在軌維護任務，服務航天器需要在復雜空間環境下，利用具有一體化空間感知與執行的部件與載荷等，與處于非合作慢旋等運動狀態、且具有多種構型的目標航天器建立穩定連接，并完成諸如拆除、剪切、切割、加注等工序復雜的多類操作任務，多任務適應性要求高、精細化程度要求高。例如，我國已將“在軌服務與維護系統”列為國家科技重大專項；NASA計劃2024年進行在軌演示的OSAM-1（On-orbit servicing，assembly and manufacturing）項目，可為通用客戶衛星進行在軌燃料補加，整個過程包括更換末端工具、捕捉與重定位目標衛星、切割包覆膜、切斷絞索、擰開蓋子、加注槍抵近插入、燃料加注等多個精細操作任務。

在軌建造與維護控制面臨非合作目標特性未知、空間環境存在多源干擾、操作環境非結構化、接觸過程動力學復雜多變、作業精準度及安全柔順性要求高等多方面的挑戰。對此，需要突破多模態感知信息融合與利用、高效的多任務樣本采集與利用、可學習的任務表示與關系、虛擬?真實策略遷移、多體系統的復合協調控制、人機交互混合智能操控等關鍵技術^[164]，實現對非結構化不確定環境和復雜多任務適應能力更強、同時兼具精準柔順作業能力的操作控制。

3　結束語

空間控制技術是提升太空探索能力和太空控制能力的驅動器和倍增器，也是科技創新的重要領域。過去半個多世紀，在不斷發展的空間任務需求牽引下，以及自動化、人工智能等學科發展的推動下，我國空間控制技術實現了從近地衛星到載人航天、深空探測的跨越式發展，在航天器姿態控制、姿態軌道控制、“感知?決策?執行”自主控制三個方面均取得了重要突破。本文在綜述了中國空間控制技術主要進展的基礎上，結合我國未來的空間任務和世界航天發展前沿，提出了需要重點關注的6個技術方向和基礎性問題，助推未來航天器智能自主控制技術的創新發展。

當前，各學科交叉融合加快，新興學科不斷涌現，為我國空間控制技術的發展創造了重要機遇。隨著自動化、新一代人工智能等技術的不斷突破，以及信息科學、數理科學、生物科學、材料科學等領域的持續創新，必將有力推動航天器控制系統新一輪的創新發展和能力升級，為解決空間環境未知、任務多變、系統不確定等顯著特征下的自主控制問題提供有效方案，持續推動空間控制技術向智能化、輕量化、通用化等的方向發展，更好地應對未來動態多變、復雜不確定的空間任務。

參考文獻略。

作者簡介：

袁　利，北京控制工程研究所研究員，主要研究方向為航天器自主控制和魯棒容錯控制。

姜甜甜，北京控制工程研究所高級工程師，主要研究方向為航天器控制和非線性控制。

魏春嶺，北京控制工程研究所研究員，主要研究方向為估計理論、控制理論和航天器自主導航。

楊孟飛，中國空間技術研究院研究員，主要研究方向為空間飛行器系統總體、控制系統、控制計算機和可信軟件。

（本文轉自《自動化學報》2023年第3期）

摘自《自動化博覽》2023年11月刊