中國深空探測任務(wù)軌道控制技術(shù)綜述

陳莉丹，謝劍鋒，劉 勇，陳 明

（北京航天飛行控制中心，北京100094）

引 言

20 世紀(jì)50 年代出現(xiàn)的航天技術(shù)，開辟了人類探索外層空間活動的新時代。經(jīng)過半個世紀(jì)的迅速發(fā)展，人類航天活動取得了巨大成就。根據(jù)探測目標(biāo)和任務(wù)的不同，航天活動主要分為三大領(lǐng)域——地球應(yīng)用衛(wèi)星、載人航天和深空探測。深空探測是指人類對月球以及更遠(yuǎn)的天體或空間環(huán)境開展的探測活動[1]，作為人類航天活動的重要方向和空間科學(xué)與技術(shù)創(chuàng)新的重要途徑，是當(dāng)前和未來航天領(lǐng)域的發(fā)展重點之一。人類開展深空探測活動，可以解答地球、行星和太陽系的形成和演化等問題，幫助開發(fā)和利用空間資源并尋找可能存在的地外生命。深空探測活動能夠促進工業(yè)技術(shù)的進步，不僅象征著一個國家的科技水平和綜合國力，更直接和間接地促進國家軍事科技的進步，有著重要意義。

自1958 年美國發(fā)射了世界上第一顆月球探測器以來，人類對月球及以遠(yuǎn)的深空探測已有200 余次，實現(xiàn)了對太陽系八大行星以及小行星的探訪，取得了多項技術(shù)跨越和科學(xué)成果[2]。除了美國、前蘇聯(lián)/俄羅斯、歐洲航天局（European Space Agency，ESA）等航天強國和組織，日本在小行星探測方面取得了很大成功，印度在2013 年實現(xiàn)了火星探測。近年來，國際合作成為深空探測重要發(fā)展趨勢之一，韓國、阿聯(lián)酋等國家也在積極謀求深空探測的國際合作，以提升其國家的科技水平和國際地位。

探月計劃拉開了我國深空探測的序幕，“嫦娥1號”首次實現(xiàn)繞月飛行，“嫦娥2 號”首次進行我國日地系平動點飛行并且飛越探測圖塔蒂斯（Toutatis）小行星，“嫦娥3 號”實現(xiàn)了月球著陸，“嫦娥5 號”再入返回試驗器實現(xiàn)了第二宇宙速度的精確再入返回，“嫦娥4 號”首次實現(xiàn)月球背面著陸，即將發(fā)射的“嫦娥5號”將實現(xiàn)月面采樣返回，標(biāo)志著我國基本實現(xiàn)對月球“繞、落、回”三步走的目標(biāo)[3]。我國探月成功實施過程中，突破了一系列關(guān)鍵技術(shù)，包括月球探測軌道設(shè)計與優(yōu)化、地月空間精密定軌技術(shù)、高精度軌道控制技術(shù)、能源與推進、遠(yuǎn)距離測控通信技術(shù)等。其中，探月工程的軌道控制主要包括實現(xiàn)任務(wù)各個階段目標(biāo)軌道參數(shù)要求的變軌控制、環(huán)月階段工作軌道的維持控制、月面上升器和軌道器的交會對接控制以及返回器的高速再入返回控制。我國探月工程的軌道控制采用地面測控系統(tǒng)和星上自主控制兩種模式，在交會對接近距離導(dǎo)引交會段、著陸器動力下降以及衛(wèi)星達到再入入口點后的返回控制采用自主導(dǎo)航自主控制模式，其余各階段采用以地面測控系統(tǒng)控制實施為主的模式。基于地面測控系統(tǒng)實施軌道控制的流程為：采集測站測量數(shù)據(jù)-精密軌道確定-軌道控制規(guī)劃-實施上行注入-控制機構(gòu)執(zhí)行-控后精密軌道確定-軌道控制效果標(biāo)定，其中軌道控制規(guī)劃是核心工作，主要是依據(jù)控前精密軌道、控制執(zhí)行機構(gòu)推進系統(tǒng)參數(shù)，利用一定的控制算法和優(yōu)化算法，在滿足測控、能源等多種約束的條件下，確定推進系統(tǒng)發(fā)動機開機時刻、開機時長、速度增量、控制過程姿態(tài)等，使控制執(zhí)行后達到目標(biāo)軌道要求。高精度的軌道控制是成功完成探月工程任務(wù)的基本保障。

本文以我國探月工程各次任務(wù)為脈絡(luò)，簡述了歷次任務(wù)軌道控制的目標(biāo)和實施效果，總結(jié)了主要技術(shù)創(chuàng)新，在此基礎(chǔ)上，展望了我國未來深空探測軌道控制技術(shù)的發(fā)展趨勢。

1 探月一期任務(wù)軌道控制

1.1 “嫦娥1號”任務(wù)

“嫦娥1號”衛(wèi)星于2007年10月24日由“長征3號”甲（CZ-3A）運載火箭發(fā)射升空，在地月軌道間飛行近12 天后，于11 月5 日進入月球捕獲軌道，實現(xiàn)環(huán)月飛行，成為我國首顆月球衛(wèi)星[4]。衛(wèi)星2007年11 月7 日進入環(huán)月使命軌道后，累計正常環(huán)月飛行480天，圓滿完成了以獲取月面全圖為主要目標(biāo)的各項科學(xué)試驗任務(wù)，為我國探月工程后續(xù)任務(wù)的相關(guān)關(guān)鍵技術(shù)實施了難得的先期驗證、獲取了珍貴的實戰(zhàn)數(shù)據(jù)。2009年3月1日衛(wèi)星成功受控落月[5]。

1.1.1 軌道控制過程

“嫦娥1 號”衛(wèi)星整個飛行過程分成4 個軌道段：調(diào)相軌道段、地月轉(zhuǎn)移軌道段、月球捕獲軌道段、環(huán)月軌道段[4]（見圖1）。

圖1 “嫦娥1號”任務(wù)軌道示意圖Fig.1 Trajectory sketch of CE-1 mission

1）調(diào)相段

為了增加我國首次探月任務(wù)的可靠性，提高地月轉(zhuǎn)移控制的精度，“嫦娥1 號”任務(wù)設(shè)計了調(diào)相軌道段。綜合考慮發(fā)動機控制重力損耗以及地面測控需求，調(diào)相軌道分為周期16 h軌道、24 h軌道和48 h軌道。由于中間安排了24 h的軌道，可以比較方便地解決發(fā)射日期后延的問題。

調(diào)相軌道控制包括1 次遠(yuǎn)地點控制和3 次近地點控制；入軌后第2 遠(yuǎn)地點將軌道近地點抬高至600 km，改善后續(xù)軌道近地點控制的測控條件；第4和第7近地點將16 h軌道依次抬高為24 h軌道和48 h軌道，最后在第8近地點控制衛(wèi)星在預(yù)定地月轉(zhuǎn)移軌道入口時刻進入地月轉(zhuǎn)移軌道。調(diào)相段的軌道控制為特殊點（軌道近遠(yuǎn)地點）變軌，控制目標(biāo)為軌道周期或半長軸，控制參數(shù)計算方法采用特殊點的軌道高斯攝動方程獲得初值，考慮有限推力進行微分改正的算法。

2）地月轉(zhuǎn)移段

地月轉(zhuǎn)移飛行約4.5 天。期間安排3 次中途修正控制，控制目標(biāo)為衛(wèi)星到達近月點的目標(biāo)軌道高度（200 km）和傾角（90°）。中途修正采用線性攝動方法。月球探測器轉(zhuǎn)移軌道的終端狀態(tài)為初始狀態(tài)的函數(shù)，初始參數(shù)對應(yīng)的終端參數(shù)與目標(biāo)終端參數(shù)存在一定偏差時，通過迭代計算，可得到修正終端參數(shù)偏差所需的初始參數(shù)修正量。終端參數(shù)采用分層求解的方法，外層瞄準(zhǔn)軌道B平面參數(shù)，內(nèi)層瞄準(zhǔn)近月距和軌道傾角。該方法解決了中途修正算法的收斂范圍和收斂速度的技術(shù)難題[6-7]。

3）月球捕獲段

“嫦娥1號”由于受到平臺發(fā)動機的限制，為了減少發(fā)動機點火時長來降低重力損耗，捕獲控制安排3 次進行。第1 次近月制動，衛(wèi)星由月心雙曲線軌道進入周期為12 h的環(huán)月軌道；第2次近月制動，衛(wèi)星進入周期約為3.5 h的環(huán)月軌道；第3次近月制動，遠(yuǎn)月點高度約為200 km。

4）環(huán)月軌道維持段

環(huán)月軌道高度維持在200±25 km 圓軌道。環(huán)月工作軌道為2 個恒星月、619 圈的回歸軌道，第1 條軌跡處于第1 個月的兩條軌跡的中間，通過軌跡控制，使相鄰兩條軌跡間的間距約為17.7 km，滿足有效載荷對軌跡的需求。

1.1.2 軌道控制的實際執(zhí)行效果

在航天測控任務(wù)中，對軌控效果進行標(biāo)定并合理利用可以實現(xiàn)更為精準(zhǔn)的軌道控制。在“嫦娥1號”任務(wù)中，設(shè)計了一種綜合利用控前控后精密軌道、軌控過程遙測姿態(tài)數(shù)據(jù)、遙測加速度計測量數(shù)據(jù)對沉底發(fā)動機、軌控發(fā)動機、加速度計刻度系數(shù)進行標(biāo)定的方法，并將標(biāo)定結(jié)果用于后續(xù)軌道控制注入，明顯提高了軌道控制的執(zhí)行精度[8]。

在任務(wù)中，通過對第1 次和第2 次調(diào)相控制的標(biāo)定，得到了加速度技刻度系數(shù)0.2%的偏差，并將標(biāo)定結(jié)果用于后續(xù)的控制執(zhí)行，后續(xù)軌道控制執(zhí)行精度有了明顯的提高。

1.1.3 “嫦娥1號”月食期間調(diào)相控制

在“嫦娥1 號”環(huán)月工作過程中，計算分析了月食期間衛(wèi)星進出陰影的情況，提出了衛(wèi)星相位調(diào)整的控制方案，通過軌道相位調(diào)整縮短衛(wèi)星在月食期間處于陰影區(qū)時間。通過調(diào)相控制，4 h 月影縮短為2 h，為“嫦娥1 號”安全度過月食提供了保障[9]（見圖2）。

圖2 “嫦娥1號”月食調(diào)相示意圖Fig.2 Sketch of phasing control in Lunar eclipse

1.2 “嫦娥2號”任務(wù)

“嫦娥2 號”衛(wèi)星于2010 年10 月1 日由“長征3號”丙（CZ-3C）運載火箭直接發(fā)射進入地月轉(zhuǎn)移軌道，經(jīng)過3 次近月制動和1 次軌道面的調(diào)整，10 月6日準(zhǔn)確進入了100 × 100 km 的環(huán)月工作軌道[10]（見圖3）。

圖3 “嫦娥2號”任務(wù)軌道示意圖Fig.3 Trajectory sketch of CE-2 mission

1.2.1 “嫦娥2號”軌道控制的特點

“嫦娥2 號”衛(wèi)星在軌道設(shè)計與控制方面與“嫦娥1號”相比有以下不同。

1）運載火箭“長征3 號”丙替代“長征3 號”甲，運載能力的提高可以實現(xiàn)將衛(wèi)星直接送入地月轉(zhuǎn)移軌道，省掉了地球出發(fā)調(diào)相階段。在“嫦娥2 號”任務(wù)中，由于延續(xù)使用軌控標(biāo)定結(jié)果，控制執(zhí)行精度與“嫦娥1號”任務(wù)相當(dāng)，地月轉(zhuǎn)移段在安排大量姿態(tài)調(diào)整的情況下，僅采用一次中途修正即實現(xiàn)了月球捕獲軌道要求。

2）環(huán)月工作軌道高度由200 km降為100 km，月球捕獲控制風(fēng)險增大。

3）為保證到達虹灣成像時間條件，增加一次軌道平面修正，同時兼顧降低軌道高度。

4）依據(jù)任務(wù)對虹灣成像需求，安排了100 ×15 km軌道機動和快速測定軌技術(shù)。采用了非對稱降軌控制方法，解決了降軌后近月點漂移加速、對稱降軌關(guān)機點不可見等飛控難題，降低了衛(wèi)星降軌撞月風(fēng)險。

1.2.2 “嫦娥2號”的拓展任務(wù)軌道控制

2011 年4 月1 日“嫦娥2 號”衛(wèi)星圓滿完成了各項預(yù)定任務(wù)。為最大限度發(fā)揮衛(wèi)星的作用，深化和拓展月球及深空探測成果，“嫦娥2 號”執(zhí)行了日地系拉格朗日L2 點駐留和飛越觀測圖塔蒂斯小行星的拓展任務(wù)（見圖4）。與正常任務(wù)相比，“嫦娥2 號”拓展任務(wù)的軌道設(shè)計與控制更具有挑戰(zhàn)性，在我國深空探測任務(wù)中具有里程碑意義。

圖4 “嫦娥2號”日地L2點軌道控制示意圖Fig.4 Trajectory sketch of Sun-Earth L2 libration point exploration

飛往L2 點探測試驗飛行過程包括月球逃逸段、轉(zhuǎn)移飛行段、L2 點環(huán)繞段3 個階段[11]；衛(wèi)星從100 km環(huán)月軌道上分別在2011年6月8日和9日經(jīng)過2 次逃逸控制進入轉(zhuǎn)移軌道，第1 次加速控制將100 km 近圓控制為近月點104 km 遠(yuǎn)月點3 565 km 橢圓軌道，運行約5圈后第2次加速控制使衛(wèi)星進入飛往L2 點的轉(zhuǎn)移軌道。轉(zhuǎn)移飛行期間在6 月20 日進行了1 次中途修正，經(jīng)過約85 天左右到達L2 點附近，在8 月25 日經(jīng)過1 次捕獲控制捕獲成Lissajous 軌道，并在此軌道上環(huán)繞L2點運行。環(huán)繞L2點的Lissajous軌道基本參數(shù)為：x方向的振幅約29 萬km，y方向振幅約90萬km，z方向振幅約39萬km，軌道的擬周期約為180天。

任務(wù)中，在滿足能量、光照和測控等多種約束的條件下，建立了變推力軌道控制模型，制定了多約束條件下的多級逃逸控制策略，保證衛(wèi)星精確進入前往L2 點的轉(zhuǎn)移軌道；中途修正控制采用標(biāo)稱軌道控制算法和軌道重構(gòu)控制算法，利用共線平動點軌道控制的逐級微分改正法，實現(xiàn)了中途修正和目標(biāo)軌道維持的能量最優(yōu)化。軌道控制采用了不調(diào)姿策略，實現(xiàn)了月球逃逸、轉(zhuǎn)移與L2 點軌道維持的高精度控制，大大優(yōu)化了飛行控制流程，使原定的4 次轉(zhuǎn)移中途修正減少為1 次；原定每1～2 月進行一次的軌道維持，實際任務(wù)L2 點繞飛近8 個月時間，僅在2011 年11 月30 日進行了一次軌道維持。

在完成對日地L2 點的繞飛后，為進一步發(fā)揮“嫦娥2號”衛(wèi)星的性能，決定控制“嫦娥2號”衛(wèi)星飛離日地L2點，探測小行星圖塔蒂斯。任務(wù)包括L2點逃逸段、轉(zhuǎn)移軌道段和最終飛越瞄準(zhǔn)段[12]。衛(wèi)星于4 月 15 日和 6 月 1 日實施了 2 次飛離 L2 點的控制，在轉(zhuǎn)移軌道飛行過程中分別在7月31日、10月9日和11月30 日進行了3 次中途修正。最后在12 月12 日實施了一次飛越瞄準(zhǔn)控制，“嫦娥2號”最終于2012年12月13 日與小行星交會，成功獲取了圖塔蒂斯小行星近距離清晰圖像（局部分辨率達5 m），在世界上首次實現(xiàn)了對圖塔蒂斯小行星近距離（3.2 km）光學(xué)清晰成像（見圖5）。

圖5 “嫦娥2號”飛躍圖塔蒂斯小行星軌道控制示意圖Fig.5 Trajectory sketch of Toutatis exploration

“嫦娥2 號”飛越小行星的兩次逃逸控制采用聯(lián)合規(guī)劃策略，4月15日的控制目的是將衛(wèi)星控制到一個過渡的Lissajous 軌道，6 月1 日的控制目標(biāo)是北京時間12月13日16:30與圖塔蒂斯交會。控制策略的規(guī)劃采用遍歷搜索和微分修正相結(jié)合的方法，實現(xiàn)了滿足地面測控和衛(wèi)星狀態(tài)檢測等多方面因素約束的能量最優(yōu)控制。滿足剩余燃料的極限約束，通過選擇合適的控制目標(biāo)變量以及約束控制變量的修正量，實現(xiàn)控制變量的高精度快速求解。

2 探月二期任務(wù)軌道控制

2.1 “嫦娥3號”任務(wù)

“嫦娥3 號”探測器于2013 年12 月2 日由“長征3 號”乙（CZ-3B）運載火箭發(fā)射升空，是我國第一個軟著陸月球探測器。探測器系統(tǒng)由運載火箭直接送入地月轉(zhuǎn)移軌道，經(jīng)過2次中途修正，飛行約5天左右后到達100 km高的近月點，經(jīng)過1次減速制動成極月圓軌道。運行約3 天后在月球背面進行降軌控制，將軌道的近月點降低到約15 km，在100×15 km軌道上運行4天后，于12月14日動力下降，約720 s后著陸到月面虹灣著陸區(qū)（參見圖6）。

圖6 “嫦娥3號”任務(wù)軌道控制示意圖Fig.6 Trajectory sketch of CE-3 mission

2.1.1 “嫦娥3號”軌道控制的特點

“嫦娥3號”使用的“長征3號”乙運載火箭，發(fā)射入軌精度達到國際先進水平，但“嫦娥3號”探測器平臺搭載7 500 N大發(fā)動機，為了對全新發(fā)動機進行在軌控制標(biāo)定（使得7 500 N 發(fā)動機點火時長大于10 s），設(shè)計了中途修正聯(lián)合控制方案。第1次中途修正設(shè)置控制開機時長固定為10 s，第2 次中途修正瞄準(zhǔn)近月點的目標(biāo)軌道高度（100 km）和傾角（90°）。

“嫦娥3 號”的近月制動由7 500 N 發(fā)動機實施。采用1次控制將相對月球的雙曲線軌道控制成100 km左右的近圓軌道，制動速度增量約829 m/s。同時，控制規(guī)劃通過優(yōu)化動力下降時刻比標(biāo)稱狀態(tài)提前6 min，增加動力下降前的測控弧段，并實現(xiàn)環(huán)月降軌關(guān)機后2 min探測器出月球遮擋區(qū)，保障了最優(yōu)的測控條件。

環(huán)月降軌控制按照從動力下降初始點至著陸區(qū)的航跡高程確定控制目標(biāo)。采用半長軸與近月點參數(shù)組合控制的方法可以用來消除或部分消除近月制動時半長軸誤差造成的動力下降點速度的偏差。4天后的動力下降主要依靠星上自主控制系統(tǒng)實施。

動力下降起始點的圈號根據(jù)測控、光照、著陸區(qū)等多種約束確定。動力下降起始時刻根據(jù)當(dāng)前軌道、質(zhì)量和目標(biāo)落點緯度，估算航程和動力下降點的緯度等多種約束確定。

2.2 “嫦娥4號”任務(wù)

“嫦娥4 號”任務(wù)包括兩次發(fā)射，首先在2018 年5 月21 日采用“長征4 號”丙（CZ-4C）從西昌衛(wèi)星發(fā)射中心發(fā)射中繼星，同時搭載哈爾濱工業(yè)大學(xué)研制的兩顆小衛(wèi)星（月球軌道超長波天文觀察衛(wèi)星：A星和B 星）以及一顆外星。然后于2018 年12 月采用“長征3 號”乙改二型（CZ-3B/G2）于西昌衛(wèi)星發(fā)射中心發(fā)射“嫦娥4號”探測器。

2.2.1 “嫦娥4號”軌道控制的特點

“嫦娥4號”探測器的飛行過程與“嫦娥3號”基本相同，在100×15 km 環(huán)月橢圓軌道上實施動力下降，但著陸器選擇在月球背面馮·卡門撞擊坑軟著陸。較先發(fā)射的中繼星具備自主跟蹤著陸器的能力，支持著陸器運行至月球背面時的前向/返向?qū)崟r和延時中繼通信；動力下降段支持對著陸器前向/返向?qū)崟r中繼通信，為“嫦娥4號”首次實現(xiàn)人類月球背面軟著陸提供了可能。

與“嫦娥3號”只要求著陸器著陸至預(yù)定落區(qū)不同，“嫦娥4號”任務(wù)由于馮·卡門撞擊坑范圍較小，提出了定點著陸的需求，同時為保證測控資源和月面工作時間，對著陸時間也提出了限制，即要求定時定點著陸，大大增加了“嫦娥4號”探測器動力下降點軌道控制的難度。在任務(wù)中，采用了從近月制動至動力下降一體化軌道控制策略，在近月制動過程中引入偏航姿態(tài)并對半長軸進行控制，在環(huán)月修正過程中對軌道平面和周期進行控制，在環(huán)月降軌對半長軸、偏心率和幅角進行聯(lián)合控制，以保證在各個階段都能夠滿足定點定時著陸的控制目標(biāo)并節(jié)省推進劑，為任務(wù)成功提供了保證。

2.2.2 “嫦娥4號”中繼衛(wèi)星軌道控制

“嫦娥4 號”中繼星整個飛行過程分成5 個軌道段：地月轉(zhuǎn)移軌道段；月球制動及借力階段；月球至地月L2點轉(zhuǎn)移階段、地月L2平動點軌道捕獲段和使命軌道工作段（參見圖7）。

圖7 “嫦娥4號”中繼星軌道控制示意圖Fig.7 Trajectory sketch of CE-4 mission

“嫦娥 4 號”中繼星于 2018 年 5 月 21 日凌晨 6 時左右入軌，在入軌后17 h進行了1次地月轉(zhuǎn)移段中途修正，于5月25日晚進行了近月制動控制，經(jīng)過月球動力借力飛行，在5 月27 日晚進行了1 次月球至L2點轉(zhuǎn)移段的中途修正控制，后經(jīng)過6月8日和14日兩次捕獲控制成功進入使命軌道。

“嫦娥4 號”中繼星采用了月球動力借力的轉(zhuǎn)移軌道方式，實現(xiàn)了能量最優(yōu)。突破了地月L2 點Halo捕獲控制和使命軌道維持控制技術(shù)。提出的Halo 軌道品質(zhì)評價參數(shù)，通過優(yōu)化控制點Z向速度實現(xiàn)對軌跡重復(fù)性的精確控制，大大提高了控制計算的穩(wěn)健性和靈活性。深入研究中繼星不同工作模式下由太陽光壓引起的角動量累積規(guī)律，為有效預(yù)測和利用卸載，提出了主動調(diào)姿卸載控制策略和基于偏置的維持和自動卸載聯(lián)合控制策略，大大節(jié)省了推進劑消耗，延長了維持周期。跟蹤標(biāo)定分析中繼星維持控制誤差，提出通過偏置控制方法解決控制執(zhí)行偏差較大的問題，大大提高了維持控制精度，控制偏差降低至毫米每秒量級，維持周期由原來的5～7 天延長至最長17 天。

3 探月三期任務(wù)軌道控制

3.1 “嫦娥5號”再入返回實驗

“嫦娥5號”再入返回試驗器于2014年10月24日由“長征3 號”丙（CZ-3C）運載火箭發(fā)射升空，直接進入繞月自由返回軌道，經(jīng)過3次中途修正后，返回器于 11 月 01 日 5 時 53 分與服務(wù)艙分離，6 時 13 分到達再入點，精確著陸于內(nèi)蒙古四子王旗的預(yù)選著陸點（參見圖8）。

圖8 “嫦娥5號”再入返回實驗任務(wù)軌道示意圖Fig.8 Trajectory sketch of CE-5 test mission

整個任務(wù)可以劃分為發(fā)射段、地月轉(zhuǎn)移段、月球近旁轉(zhuǎn)向段、月地轉(zhuǎn)移段、返回再入段和回收著陸段。試驗器每次中途修正控制均瞄準(zhǔn)再入點軌道參數(shù)，包括再入點高度120 km、地固系軌道傾角45°、地固系再入角-5.8°，并使得落點在再入時刻位于返回器位置速度確定的瞬時彈道平面內(nèi)[13-14]。為提高控制參數(shù)計算精度，在計算控制參數(shù)過程中引入姿態(tài)噴氣速度增量和兩器分離速度。中途修正算法的基本原理與“嫦娥1號”至“嫦娥4號”中途修正相同，采用線性攝動微分改正方法，但與以往任務(wù)相比，自由返回軌道再入點對初始軌道參數(shù)極其敏感，收斂難度增大，所以任務(wù)中采用了分層多級修正策略，外層通過修正任務(wù)飛行時間來實現(xiàn)基于固定瞄準(zhǔn)點的落點匹配，內(nèi)層瞄準(zhǔn)固定飛行時間的再入點參數(shù)，內(nèi)層多級修正包括初始軌道到月球的Lambert變軌、基于奔月月球B平面參數(shù)的修正、基于返回地球B平面參數(shù)的修正、基于返回近地點參數(shù)的修正。該策略有效解決了任務(wù)中途修正控制計算收斂范圍和收斂精度的難題。

服務(wù)艙和返回器分離后，開始獨立飛行，經(jīng)過規(guī)避機動控制后，進入拓展試驗階段。經(jīng)過約6個月的飛行，服務(wù)艙順利完成了5個階段的拓展試驗：大橢圓停泊軌道飛行段、地月轉(zhuǎn)移段、地月L2點飛行段、近月制動段和環(huán)月飛行段。

4 我國深空探測軌道控制技術(shù)發(fā)展需求

4.1 我國深空探測發(fā)展目標(biāo)

探月工程三期“嫦娥5號”任務(wù)即將在海南發(fā)射場利用“長征5號”運載火箭發(fā)射。探測器經(jīng)過地月轉(zhuǎn)移、近月制動、環(huán)月飛行、月面軟著陸、樣品采集和科學(xué)探測、月面起飛、月球軌道交會對接、月地轉(zhuǎn)移、地球再入、著陸回收等過程，是我國迄今為止最復(fù)雜的航天活動，是我國探月工程實現(xiàn)“繞、落、回”目標(biāo)的收官之戰(zhàn)。

從探月工程的實施效果，可以看出，我國深空探測任務(wù)起步晚但起點較高，雖然探測任務(wù)次數(shù)少，但探測內(nèi)容涵蓋豐富，任務(wù)頂層設(shè)計、飛控實施精度、取得的探測成果均達到國際先進水平。通過探月工程的成功實施，突破了多項關(guān)鍵技術(shù)，建立了較為完善的工程體系，取得了一定的成就。但總體來看，深空探測能力與美國、俄羅斯、歐洲等航天強國和機構(gòu)相比依然存在一定的差距。主要是探測目標(biāo)比較單一，目前的探測活動均集中在月球，“嫦娥2 號”拓展任務(wù)僅實現(xiàn)了對小天體的飛越探測，還沒有擴展到其它天體，使得對太陽系的認(rèn)識和對探測技術(shù)手段的使用還比較局限。同時我們的鄰國日本在小行星探測方面已取得很大成功，而印度在2013 年成功發(fā)射火星探測器后更是把增強航天能力作為實現(xiàn)強國夢想的捷徑，所以必須加快深空探測任務(wù)的深度和廣度，提升進入空間、利用空間能力、探索未知領(lǐng)域能力，促進我國科技進步以及提升國家創(chuàng)新能力。

目前我國已確立了深空探測的目標(biāo)，在2030 年以前將按計劃逐步實施對火星、金星、近地小行星、主帶小行星、木星和太陽極區(qū)的多次探測任務(wù)。要實現(xiàn)深空探測跨越式發(fā)展，必須在深空任務(wù)頂層優(yōu)化設(shè)計、星際軌道設(shè)計與控制、自主技術(shù)、推進技術(shù)、遠(yuǎn)距離通信技術(shù)等進行創(chuàng)新研究。

4.2 我國深空探測任務(wù)軌道控制技術(shù)需求

在深空探測亟需突破的關(guān)鍵技術(shù)中，星際軌道設(shè)計與控制技術(shù)是深空探測任務(wù)工程總體和各分系統(tǒng)的先導(dǎo)，在任務(wù)頂層優(yōu)化設(shè)計中具有突出重要的地位。同時，在工程任務(wù)執(zhí)行過程中也是任務(wù)成功實施的基本保障。

我國通過探月任務(wù)的實施，積累了一些經(jīng)驗。在軌道確定技術(shù)方面，首先在我國現(xiàn)有航天測控網(wǎng)USB（Unified S-Band）系統(tǒng)與射電天文觀測網(wǎng)VLBI系統(tǒng)的基礎(chǔ)上，通過集成創(chuàng)新，建立了USB-VLBI綜合測定軌系統(tǒng)，在此基礎(chǔ)上又突破了S/X雙頻地面測控設(shè)備和X頻段數(shù)字化應(yīng)答機研制、基于差分單向測距DOR 的干涉測量信號處理等難題，實現(xiàn)了X 頻段高精度測距測速，實現(xiàn)了我國航天測控由S 頻段向X 頻段深空測控體制的技術(shù)跨越，進入了國際先進水平行列。高精度的地月系統(tǒng)定軌技術(shù)為任務(wù)軌道控制提供了最基本的保障。在軌道控制技術(shù)方面，突破了基于最小燃料和時間優(yōu)化的全程軌道優(yōu)化控制策略、基于月球B 平面和近月點參數(shù)的地月轉(zhuǎn)移中途修正控制、月球引力場不規(guī)則條件下的軌道維持技術(shù)、強測控約束的近月點非對稱控制技術(shù)、基于落點匹配和再入點參數(shù)的多級優(yōu)化控制策略、多約束月球逃逸分級控制算法、基于標(biāo)稱軌道控制和軌道重構(gòu)控制算法的共線平動點軌道控制策略、定時定點著陸控制技術(shù)等，但還不能滿足未來我國深空探測任務(wù)的需求。

針對我國未來深空探測任務(wù)目標(biāo)，結(jié)合目前發(fā)展現(xiàn)狀，梳理出軌道設(shè)計與控制方面需提前進行攻關(guān)和開發(fā)的技術(shù)。

1）星際飛行軌道設(shè)計與控制

我國探月工程涉及的軌道控制技術(shù)大多局限在地月空間內(nèi)，控制算法很多是近地衛(wèi)星軌道控制算法的擴展，設(shè)計思路基本是先依據(jù)二體或圓錐拼接模型尋找初值，再在地月空間精確攝動模型下微分改正。雖然在“嫦娥2號”拓展任務(wù)控制過程中，解決了日地L2 點轉(zhuǎn)移及繞飛控制技術(shù)，但火星探測和太陽系其它探測任務(wù)對軌道設(shè)計與控制提出了更高的要求，目前的控制算法存在一定的局限性。所以必須研究多體系統(tǒng)作用下的軌道設(shè)計方法，研究不規(guī)則弱引力場軌道設(shè)計與優(yōu)化技術(shù)[15]。進入新世紀(jì)以來，出現(xiàn)了借力飛行軌道設(shè)計、低能量轉(zhuǎn)移軌道、行星大氣高速再入、無大氣天體軟著陸軌道設(shè)計和平動點應(yīng)用技術(shù)等新設(shè)計概念和方法，美國、日本等已經(jīng)將部分技術(shù)應(yīng)用于深空探測任務(wù)中，取得了很好的效果。目前國內(nèi)很多院校和科研機構(gòu)也進行了大量研究，取得了很多研究成果，但研究存在與我國深空發(fā)射場、推進系統(tǒng)等實際工程結(jié)合不緊密，軌道設(shè)計與控制規(guī)劃沒有基于我國深空測定軌精度和特點等缺點，理論向工程的應(yīng)用轉(zhuǎn)化也存在不足，必須針對我國深空探測目標(biāo)和實際情況開展深空探測軌道設(shè)計與控制研究，促進天體力學(xué)等基礎(chǔ)學(xué)科中科研成果的應(yīng)用、實踐和發(fā)展。

2）針對新型推進系統(tǒng)的控制研究

推進技術(shù)一直是人類進入空間能力的決定性因素之一。深空探測任務(wù)由于目標(biāo)天體距離地球遙遠(yuǎn)，對發(fā)射能量的需求很大，單獨依靠提高運載發(fā)射能力很難滿足所有的任務(wù)需求，因此探測器需具備較強的機動能力，往往需要提供數(shù)千米每秒以上的速度增量，而傳統(tǒng)的化學(xué)推進比沖很難超過500 s，難以滿足深空探測任務(wù)的需求[2]。因此亟需發(fā)展比沖更高、壽命更長以及性能更優(yōu)越的新型先進推進技術(shù)。新型先進推進技術(shù)的主要類型根據(jù)能源輸入的不同分為電推進、太陽能推進和核推進等；還有一類是有別于工質(zhì)推進的新概念推進，如太陽帆推進、等離子磁帆推進技術(shù)等。推進系統(tǒng)是軌道控制規(guī)劃的重要輸入和約束，在新型推進系統(tǒng)中，一個重要類型是小推力推進系統(tǒng)，與傳統(tǒng)的化學(xué)推進相比，電推進、離子推進等小推力發(fā)動機的比沖比傳統(tǒng)化學(xué)能發(fā)動機高出至少一個數(shù)量級，可以減小航天器攜帶的推進劑質(zhì)量，對提高航天器壽命，增加有效載荷質(zhì)量，以及增強航天器的軌道機動能力具有重要意義。但由于推力小，控制過程時間增大，軌道參數(shù)的變化已不再遵循開普勒軌道特性，其動力學(xué)非線性強，通常呈多圈螺旋狀，傳統(tǒng)的基于脈沖控制的軌道控制規(guī)劃方法已不能適用。必須針對新型推進系統(tǒng)開展軌道控制技術(shù)研究。另外，面對深空探測的不同推力方式組合優(yōu)化控制方法也是一個需要研究的方向。

3）自主導(dǎo)航與控制技術(shù)

自主導(dǎo)航與控制技術(shù)也是我國繼續(xù)推進深空探測任務(wù)廣度必須突破的關(guān)鍵技術(shù)之一，主要包括導(dǎo)航信息處理、軌道自主確定、軌道自主控制及星歷修正、姿態(tài)自主確定與控制等。深空探測器距離地球遠(yuǎn)、所處環(huán)境復(fù)雜，利用地面測控站進行軌道控制已經(jīng)很難滿足探測器控制的實時性和安全性要求。尤其在探測器接近目標(biāo)天體和著陸等關(guān)鍵飛行階段，不可能像傳統(tǒng)航天器那樣依賴于地面的測控，必須由探測器自主確定自身的位置和姿態(tài)，自主進行軌道控制的規(guī)劃與實施。我國的探月工程中，在交會對接近距離導(dǎo)引交會段、著陸器動力下降以及衛(wèi)星達到再入入口點后的返回控制已經(jīng)對自主導(dǎo)航自主控制模式進行了探索，取得了一定成果，但導(dǎo)航精度和自主控制算法等方面還存在不足，需要進一步研究。其中，考慮深空軌道及姿態(tài)動力學(xué)，基于快速實現(xiàn)位置和姿態(tài)信息解耦，完成多約束條件下軌道姿態(tài)規(guī)劃與執(zhí)行是亟需攻克的關(guān)鍵技術(shù)，包括導(dǎo)航信息獲取與目標(biāo)特征識別，多源信息融合與軌道快速自主估計，深空軌道快速規(guī)劃與自主機動執(zhí)行等[16]。另外，還必須提高航天器的自主故障判斷技術(shù)，提高軌道控制異常情況下的應(yīng)急軌道重構(gòu)能力，減少對地面的依賴。

5 結(jié)束語

深空探測作為人類航天活動的重要方向，是人類探索宇宙奧秘和尋求長久發(fā)展的必然途徑，也是衡量一個國家綜合國力和科學(xué)技術(shù)發(fā)展水平的重要標(biāo)志。探月工程拉開了我國深空探測的序幕，“嫦娥1 號”至“嫦娥4號”以及“嫦娥5號”再入返回試驗任務(wù)的成功實施，標(biāo)志著我國已經(jīng)掌握了深空探測的多項關(guān)鍵技術(shù)，獲得了大量的科學(xué)成果，建立了較為完善的深空探測工程體系。深空探測軌道控制技術(shù)作為決定深空探測任務(wù)成敗的關(guān)鍵技術(shù)之一，越來越多地受到關(guān)注并得到應(yīng)用，成為各國深空探測技術(shù)研究和發(fā)展的熱點。

本文以我國探月工程各次任務(wù)為脈絡(luò)，簡述了歷次任務(wù)軌道控制的目標(biāo)和實施效果，總結(jié)了主要技術(shù)創(chuàng)新。通過探月工程，我國的地月空間軌道控制規(guī)劃技術(shù)以及任務(wù)控制執(zhí)行精度均達到世界先進水平。但也應(yīng)該清醒地認(rèn)識到，對于月球以外的行星際探測還與航天強國存在一定差距，必須針對我國的具體國情，研究星際飛行軌道設(shè)計與控制、新型推進系統(tǒng)的控制技術(shù)以及自主導(dǎo)航與控制等關(guān)鍵技術(shù)，為我國后續(xù)深空探測任務(wù)提供高精度軌道控制技術(shù)保障。