長征運載火箭飛行控制技術的發展

宋征宇，潘 豪，王 聰，鞏慶海

(1. 中國運載火箭技術研究院，北京 100076；2. 北京航天自動控制研究所，北京 100854)

0 引 言

控制系統被稱為運載火箭的神經中樞。得益于自動化、電子和計算機技術的發展，控制系統的成熟度和可靠性也在不斷提高，并且在一些情況下，要求其能夠應對外系統的故障或緩解其他非致命故障的影響。隨著人工智能的興起，通過自主控制技術還能夠進一步提升火箭適應不確定性和突發故障的能力。

控制系統的發展經歷了幾個標志性事件[1]。“平臺——計算機”方案是首次使用電子計算機參與飛行控制，而計算能力的提升，又促進了捷聯慣性導航系統(Inertial navigation system,INS)的應用。中國載人航天工程推動了可靠性設計和容錯控制技術的研究，長征火箭的可靠性也是從此得到了大幅提升；同時高精度的交會對接任務入軌要求也促進了閉路制導的研發與應用。新一代運載火箭實現了基于數字總線的分布式飛行控制，為更大規模的重型運載火箭控制系統打下了基礎。商業航天推動了面向成本的可靠性設計，采用綜合電子和自主控制的需求愈發迫切。

本文對中國長征系列運載火箭飛行控制技術的演化進行綜述，并對未來的發展進行展望。

1 長征系列運載火箭簡介

長征系列運載火箭有多個構型，面向不同的發射任務，具備完整而系統的發射體系[2-5]。其中，CZ-2C、CZ-2F和CZ-3A系列等被稱作傳統運載火箭，而發動機以液氧/煤油為推進劑的長征火箭則被稱作新一代運載火箭，如CZ-5、CZ-7等；在此基礎上發展起來的CZ-7A、CZ-8等被稱為新一代中型運載火箭。圖1給出了新一代長征系列運載火箭的型譜，未來火箭家族的成員還會不斷地迭代更新。

在圖1的運載火箭構型中，CZ-11[6]主要發射700 km小衛星。CZ-8主要發射500～1000 km太陽同步衛星，其運載能力約5 t(700 km)。CZ-7主要發射近地軌道貨運飛船，而CZ-734(即CZ-7A)則面向GTO/GEO衛星發射市場。CZ-5是我國目前運載能力最大的火箭，主要發射深空探測器以及無人月球探測器等；CZ-5B則用于發射中國空間站的核心艙，是建設中國空間站的重要力量。CZ-934被稱作重型運載火箭，用于載人登月。

圖1 新一代長征系列火箭的型譜Fig.1 The family of new generation Long March rockets

下文介紹主要圍繞在役、已經或即將投入使用的運載火箭。

2 飛行控制技術的演化

2.1 制導技術

2.1.1開環制導方法

我國運載火箭早期制導方法受硬件的制約，如長征一號火箭僅配置分立的兩個位置陀螺儀和三個加速度計，其制導方法被稱作“外干擾補償制導方法”。該方法假設各種干擾所造成的偏差在小量范圍內，只考慮最主要的影響因素并引入干擾補償信號。為了提高制導精度，就要求火箭能夠獲取更為直接的導航信息，這其中三軸穩定平臺發揮了重要作用，并使得制導方程大幅簡化。

在載人航天交會對接任務前，長征系列火箭普遍采用攝動制導方法，如CZ-2C、CZ-3A系列火箭等，這是一種開環的跟蹤制導方法。其中隱式攝動制導方法僅針對“特征量”進行處理，并通過反饋控制將飛行軌跡控制在標準彈道附近，省略了較為復雜的引力計算過程。如果可以實時計算導航參數時，制導方程也由“隱式”轉為“顯式”，即直接針對“物理量”進行控制；這使得制導方程不再依賴導航設備，也為捷聯慣性測量系統的使用奠定了基礎。但上述方法均難以從理論上同時兼顧多個軌道根數指標；盡管也可采用分段和加權導引等方式，但制導精度難以進一步提高[7]。

由于交會對接任務要求運載火箭的入軌精度大幅提高，因此在CZ-2F火箭Y8發射任務中首次采用了迭代制導。下文重點介紹這一閉路制導方法。

2.1.2迭代制導方法

1)基本原理

迭代制導方法(Iterative guidance method,IGM)以最優控制為基礎，通過在線計算到達目標軌道所需的速度和位置增量，并依此規劃出最佳飛行程序角[7-9]。發動機最佳推力方向近似為時間的線性函數，因此制導方程如下所示：

(1)

當推力不可調節時，需通過迭代計算獲得最佳入軌點。以當前狀態考慮速度與位置的增量：

(2)

考慮引力影響后可在目標軌道上搜索與當前狀態匹配的入軌點，并利用下式快速迭代出最優解：

(3)

式中：g(Tk)為引力在Tk內對速度的影響；f(S)為利用目標軌道根數計算的飛行速度，是位置S的函數。

當確定最佳入軌點后，其對應的速度矢量(vxk,vyk,vzk)、位置矢量(xk,yk,zk)和Tk也同時確定了。

程序角均值可以利用速度增量求解出：

(4)

根據入軌點與當前位置的地心角將優化問題轉換到入軌點軌道坐標系，并利用下述四個速度和位置方程求解剩余的k1～k4變量：

(5)

2)預測修正迭代制導

如果入軌時推力很大，例如CZ-7末級四臺發動機總推力為72 t(相比CZ-2F火箭，其四臺游動發動機的總推力為4.7 t)，且未配置末速修正系統。即使姿控系統保持原有的制導指令跟蹤精度，其產生的速度偏差也會成倍增加；同時推力增大后系統干擾也會增大。上述因素均會影響入軌精度。

為降低入軌前的過載，CZ-7提前關閉兩臺發動機，但提前量不能太大，以避免損失運載能力。由于增加了這次關機過程且與下一次關機間隔短，導致推力變化劇烈，影響參數估算的準確性；同時程序角大范圍波動，產生較大的姿態跟蹤誤差。

為此CZ-7首飛時采用了預測修正迭代制導方法，即在第一次關機前取消位置約束，僅保留速度約束，從而控制程序角變化范圍并確保姿態跟蹤穩定；同時對這一處理產生的系統性誤差進行補償。

根據火箭真空段的簡化動力學模型：

(6)

(7)

式(7)中C3(t)和C4(t)分別為:

分別預測兩臺和四臺發動機工作情況下的關機時間以及對應的軌道根數，其偏差就是提前關機造成的誤差。在僅保留速度約束的情況下程序角基本為常值，因此可以簡化上述計算。將軌道參數偏差補償到迭代制導的終端約束中，即可補償兩臺發動機提前關機后產生的軌道根數變化。

3)考慮終端姿態約束的二次曲線直接制導

迭代制導方法在干擾作用下其入軌姿態會呈現一定的散布。然而，很多有效載荷對星箭分離時的姿態是有要求的。在節省了末級調姿系統的情況下，需要將姿態約束列入制導控制的終端約束。為此采用如式(8)所示的制導律[10]。

(8)

滾動角在解耦條件下不影響質心運動軌跡，因此可以單獨控制。與式(1)相比，增加了二次項系數，以對應下式兩個終端姿態約束φk,ψk，式(5)、式(9)一并構成6個方程用于求解k1～k6：

(9)

仿真表明，該方法能夠達到所要求的軌道，但終端姿態不能任意給定。若火箭入軌時推力方向與速度方向夾角太大，則不滿足k1～k6為小量的假設(這是算式推導能夠展開、簡化并得到解析表達式的必要條件)。此時實際達到的終端姿態精度開始變差或不再隨約束變化。該角度與具體用例有關。

迭代制導技術目前已推廣到新一代運載火箭CZ-7/7A、CZ-5、CZ-8中，成為當前主流的制導方法。首次采用迭代制導及預測修正迭代制導的入軌精度如表1所示，其中CZ-2F/Y7任務采用攝動制導以作為對比，表中要求值為絕對值。帶終端姿態約束的制導方法將在CZ-2F/ T3任務中首次驗證。

表1 迭代制導入軌精度Table 1 Orbit injection accuracy of IGM

2.2 姿態控制技術

2.2.1PID控制方法

PID控制方法由于其結構簡單、抗干擾性強，且便于在時域或頻域上分析而應用廣泛。文獻[11]對PID控制能力和參數設計提供了理論指導。PID控制參數設計一般基于小偏差模型，并考慮彈性振動和晃動運動影響[12]。由于PID參數會影響剛體幅值裕度和相位裕度，因此常采用離線定序設計結合各種優化方法進行參數優化[13-14]。

中國新一代運載火箭采用助推和芯級發動機聯合搖擺控制方案，以滿足對控制能力不斷增大的需求[15-16]。聯合搖擺帶來了火箭控制特性變化[17]，為此CZ-7采用序列回差迭代方法優化控制參數。首先基于空間模態建模方式，引入等效擺角的概念[18]，將雙動力系統的復雜控制問題轉化為單動力系統問題；并按芯級和助推器最大控制能力選取擺角分配系數，聯合搖擺的模型如式(10)所示。

(10)

其次，設計姿態角、角速度和加速度反饋控制回路，并分頻獨立地設計各穩定回路參數，系統組成如圖2所示。

由于CZ-7運載火箭助推器長細比達到11.94，為液體運載火箭中最大的，導致其參與控制過程中扭轉變形嚴重，進而影響到芯級箭體彈性運動，使得箭體特性具有模態頻率低、彈性變形大、與發動機低頻諧振耦合、與晃動運動強耦合等特點。為此CZ-7在圖2基礎上采用了多回路迭代優化的策略。即依次選擇某一回路開環、其他兩個回路閉環，優化開環回路的控制參數。

圖2 CZ-7姿態控制功能框圖Fig.2 Attitude control block diagram of CZ-7

這一過程反復迭代進行，直到搖擺耦合的彈性運動被抑制，且減載取得預期效果。最終CZ-7火箭三通道控制回路的閉環特性如圖3所示。

圖3 閉環響應Nichols圖Fig.3 Closed-loop response Nichols diagram

從圖3可以看出，推進劑晃動控制均為幅值穩定；而彈性振動控制有相位穩定，也有幅值穩定；相位穩定通過施加附加阻尼達到穩定目的，幅值穩定使彈性振動對控制指令激勵發生衰減。

2.2.2減載控制方法

主動減載控制可降低火箭飛經大風區時的氣動載荷，基于反饋的閉環控制是常用的方法[19]，反饋信號可以是過載、攻角估計值[20]、或者測風信息[21-22]。減載反饋控制與姿態穩定控制是相互矛盾的，需在系統穩定性和減載效果之間進行權衡，因此減載方法始終與具體應用密切相關[13,23]。

CZ-7運載火箭采用了基于加速度表測量信息的減載控制方法。文獻[24]研究表明，對于靜不穩定箭體，引入過載反饋等效于提高氣動力矩系數，可將箭體從靜不穩定變成靜穩定；由于過載信號中還包含箭體彈性振動和環境振動產生的加速度，將會對箭體彈性振動產生直接影響，但抑制彈性將會帶來延時，影響減載效果。

近年來發展出了各種觀測器技術用于減載控制[25-27]。文獻[25]采用D-K綜合算法設計了魯棒風干擾觀測器(rWDO)，尤其適用于帶柵格翼的火箭回收任務。CZ-8運載火箭靜不穩定度大，在飛經大風區時風干擾遠大于自身的結構干擾的影響，對總干擾的辨識可以起到較好的減載效果，因此采用如下自抗擾結合過載反饋的減載控制方案。

將二階被控對象運動過程中的表現量a(t)=f(x1(t),x2(t),M(t),t)當作未知的擴張變量x3(t)=a(t)，其中M(t)是擾動，從而將原二階系統轉換為如下線性系統，

(11)

其中，M0(t)未知。建立如下狀態觀測器：

(12)

若zi(t)能很好地跟蹤各狀態變量xi(t)，該狀態觀測器則被稱為擴張狀態觀測器(Extended state observer, ESO)[28]。其中，β01，β02，β03為設計參數，可根據觀測器帶寬選取。zi(t)是對各狀態變量xi(t)的估計；將a(t)看作總擾動，z3(t)就是對該總擾動的估計。

考慮火箭俯仰通道的繞心運動狀態方程，

(13)

式中：x1，x2分別表示俯仰姿態角和姿態角速度，x3表示繞心廣義力矩，包含角速度產生的阻尼力矩，以及氣動攻角、彈性運動、晃動運動、結構干擾等產生的俯仰力矩。

利用式(11)構建辨識算法，并用如下反饋控制

(14)

其中，D(s)為濾波網絡，濾除因彈性和晃動運動產生的俯仰力矩?；贓SO的估計反饋將可以補償箭體飛行中除控制力矩之外的總力矩干擾。這樣，引入自抗擾反饋后的控制方程為

(15)

引入自抗擾結合過載反饋的控制方程為

(16)

圖4以CZ-8運載火箭為例給出了幾種減載方法的仿真結果，其中組合減載的綜合效果最佳。

圖4 減載效果圖Fig.4 The effect of load relief

對于采用閉路制導的火箭而言，在大風區可以適當放寬對制導指令跟蹤精度控制要求，優先滿足減載需求；而在飛行后段通過閉路制導在線規劃，修正前序飛行段累積誤差。

2.3 可靠性設計和容錯控制

2.3.1可靠性的系統設計

載人飛行需要首先突破的就是要具備高可靠性的運載火箭，而無論結構還是發動機，均很難大幅提升可靠性，或進行更改設計。因此，提高載人火箭可靠性的重點在于提高控制系統的可靠性，同時增設故障下的逃逸救生系統。

載人運載火箭CZ-2F初期(Y1～Y2)的可靠性設計仍是局部改進，例如采用雙冗余的慣性平臺穩定回路等；從Y3開始采用“全冗余”的設計方案，首次系統并持續地提高控制系統的可靠性，從而形成了包含如下五種措施的可靠性設計技術體系[29]。

1)基于故障診斷的冗余設計方法

主要應用在慣性導航系統(INS)的故障診斷與系統重構中[30]。由于CZ-3B火箭發生了因平臺故障導致火箭墜毀的事故，因此慣性導航系統的冗余設計在長征火箭中得到了普遍應用。

2)基于故障吸收的容錯控制方法

將故障信號視為干擾信號，通過其他部件的反饋控制自動補償故障件的影響。該方案主要應用在伺服驅動的閉環控制回路中[31]，利用三余度伺服閥閥芯位置閉環和伺服機構位移閉環的雙重負反饋作用；同時需要在伺服驅動輸出端增加調整電路，設置于比例放大器的反饋環內并多余度并聯[29]。

3)基于多數表決的可靠性設計方法

該方法主要應用在離散量輸出控制方面，其值域僅有“T/F”兩種。為避免共因失效，常在輸出級電路中融合功率輸出和多數表決的功能。

4)基于參數裕度的魯棒設計方法

系統設計時留有足夠的設計余量，使故障的影響僅是降低了設計裕量。該方法主要應用在姿態穩定控制率參數設計以及電源系統的設計中。

5)并聯/并串聯/串并聯等冗余設計方法

這一方法主要應用在器件和部組件級。如果開路或短路的故障率和故障影響均相當，則一般采用“三取二”的多數表決電路。

2.3.2慣性導航系統的冗余配置

長征系列火箭發展了多種慣性導航系統的冗余方案，從故障診斷的角度看大致分為以下三類。

1)雙冗余設計

CZ-2F、CZ-3A、CZ-7A等火箭采用該設計，選用兩套同構或異構的INS。雙冗余配置可以判斷出故障，但隔離故障則需要額外信息。一般利用INS的自診斷信息(通過內部冗余配置的測量軸來實現自診斷[32])，或者綜合其它導航和測量信息(如衛星組合導航的信息、速率陀螺的測量值等)。

2)三冗余設計

CZ-5、CZ-7等火箭采用該方案。在診斷出故障后，可以整體切除某INS，也可以僅切除INS內故障儀表的信息，這與具體的故障隔離度有關。

當應用數據總線時，控制系統可以采用單總線或三總線方案(每條總線均有A、B雙通道)，其中CZ-7采用三總線方案，CZ-6A也借鑒了類似的設計。

在三總線的拓撲結構中，每臺INS掛接在一條總線上，在箭載計算機內部通過交叉通道數據鏈路進行信息交換，從而使計算機的每個冗余單元均錄取到所有INS的信息，增大了故障容限度。

3)多表斜置技術

CZ-8、遠征上面級等采用該方案。在單套測量組合內部通過多表斜置技術提供冗余信息，利用彼此之間的投影關系對測試結果進行判斷，例如由五個加速度計和五個陀螺儀組成的測量組合。

2.3.3容錯控制方法

控制系統還被賦予了在外系統故障下盡可能避免任務完全損失的期望。例如，迭代制導方法在推力下降且全箭運載能力足夠的情況下，仍能夠通過重新規劃飛行軌跡入軌。以CZ-7為例，在下述情況下迭代制導均能重新規劃并精確入軌: 1)二級一臺發動機推力維持在15 t，正常應為18 t；2)500 s，1臺發動機推力降為0；3)550 s，1臺發動機推力降為0；4)飛行末段的兩機工作段，一臺發動機推力減半。尤其工況2，其最終入軌點距離理論入軌點相差很遠，但軌道精度還是很高的[29]。

有關極性故障的處理將在第4節進行介紹。

2.4 電氣系統集成技術

2.4.1從集中式向分布式發展

早期的長征火箭電氣系統以地地導彈為參考，采用簡易計算裝置實現對航程的控制；至二十世紀八十年代起，在“平臺——計算機”方案中由數字計算機中的飛行控制軟件計算火箭在慣性坐標系下的速度、位置，采用攝動制導方法和PID控制率進行飛行控制。由此箭載計算機成為了電氣系統的控制中樞。這是一種典型的集中式控制方案，在CZ-2C、CZ-2F、CZ-3A等火箭中應用至今。隨著低溫發動機的應用，與發動機相關的各種控制功能逐漸劃分為獨立的設備進行控制，如CZ-3A的程序配電器等。

至新一代運載火箭，基于串行數字總線的數字控制得到了應用；每個艙段需要控制系統參與的工作也顯著增加，包括低溫發動機的控制、貯箱閉式增壓控制[33]等。在這種情況下，每個艙段均設置了綜合控制器，以計算機為中心的集中式控制被“計算機+各類控制器”的分布式控制所替代[34-35]。

同步控制是冗余系統中各模塊協調工作的關鍵[36]。在CZ-7控制系統中采取了三個層級的同步策略以滿足了多種飛行控制的需要:1)事件級同步，以中斷形式響應；2)任務級同步，即控制周期的同步；3)指令級的同步，采用指令陷阱的同步方式，同步精度可達微妙級。CZ-7飛行控制系統還首次采用了實時嵌入式操作系統[37]，既確保主控功能有足夠的優先權限和機時，同時充分利用剩余機時實現接口通信、設備管理、故障感知、實時自檢測，以及輔助地面測試自動判讀等多方面的需求。

2.4.2綜合電子技術

隨著電子產品性能的提高，若仍維持原有產品分工界面，或功能局限在原有范圍，將造成成本的大幅增加。通過系統集成或者綜合電子技術[38]，可將多項功能集成在一起，減少單一功能的產品。CZ-8電氣系統就采用了上述設計理念，實現了控制、測量、推進劑利用等電氣分系統的功能融合，箭上控制與測量分系統信道互通和信息共享，全箭統一供配電，并通過數字配電技術簡化箭地供配電接口。系統組成如圖5所示。

圖5 CZ-8電氣系統框圖Fig.5 The block diagram of CZ-8 avionics system

圖5中GNC控制組合集成了慣組(十表組合)、箭載計算機(三模冗余設計)、伺服控制器、GNSS接收機(多體制衛星導航功能)等功能，其體積與重量與原有的一臺激光慣組相當。每個單?？刂颇K均采用國產高性能四核處理器，可分別用于導航、飛行控制、在線軌跡規劃和動力系統故障診斷。

多功能集成組合(二級)中集成了數據綜合、綜合控制、推力調節等功能組合。數據綜合功能可以接收所有采集單元的數據，并編碼成PCM流，通過有線和無線傳輸至地面遙測站；考慮到不同的接地體制，數據綜合與其他模塊的供電進行了隔離。信道互通和信息共享為更加自主的飛行創造了條件。

在配電設備中集成火工品自動短路保護和解保、回路阻值及電磁閥動態特性在線測試等功能，使得火工品解?？梢匝娱L到發射前的最后時刻，提高了射前操作的安全性。

3 未來發展展望

進入二十一世紀，各國都在大力發展新型運載火箭，控制技術也面臨新的發展機遇。

3.1 從迭代制導走向自主制導

各國新型火箭在選擇制導方法上均十分謹慎。例如，NASA針對SLS Block-1B運載火箭入軌點高度高，飛行弧段加長，且上面級推重比相對較小的特點，選擇在PEG的基礎上進行改進[39-40]，而以成熟度較低為理由放棄了最優制導方法[41](OPGUID)。但制導方法決定了火箭的自主性，盡管要求SLS在一臺芯級發動機出現故障的情況下確保乘員安全，并且在原目標軌道不可達的情況下選擇新目標或中止任務，但應對策略以及切換備選軌道的時機，均由離線仿真確定[40]，未能實現實時決策。

自主制導應能夠在線處理復雜約束下的軌跡規劃，尤其在推力下降后備選軌道的優化方面。由于解析法需要對約束條件大幅簡化，因此自主制導的研究逐漸聚焦在直接法上；但在模型簡化后間接法的求解結果可以作為直接法的初值猜想，從而提高求解效率[42-43]。如果直接法結合剩余運載能力評估，可以實現備選軌道和飛行軌跡的聯合優化[44]。

另一種自主制導的方法是采用狀態觸發目標函數的策略[45]。一般而言故障后維持軌道面的精度是最期望的，但是從確保安全性的角度，保證軌道高度應該放在首要位置；當剩余運載能力大于某個閾值時，才考慮軌道面的調整；如果仍有剩余運載能力，再調整軌道形狀。數值法在合理初值下也能保證足夠快的在線求解效率，初值猜想將成為研究重點。

對于存在多個滑行段的飛行剖面，每段滑行均將進入一個過渡軌道，可以將其軌道根數作為前序飛行段迭代制導的終端約束，從而增大對各種干擾和不確定性的適應能力。

自主制導方法也是火箭垂直著陸所需的關鍵技術。有關這方面的討論可關注參考文獻[46-47]。

3.2 自主姿控技術

針對PID控制被動處理的不足，SLS開發了自適應增廣控制(AAC)方法[48-49]。當姿態控制偏差超出門限時，AAC可以增大控制系統增益；當發現控制指令中某些不期望頻段信號有過度的能量時，則減少系統增益，犧牲一定的控制精度，優先保證參考模型中未曾描述的動力學特性的穩定性。

采用光纖布拉格光柵(FBG)等光纖傳感技術，可以為模態在線辨識和自適應控制帶來希望[50-52]。FBG的作用包括：實現對箭體模態的辨識，并用于對控制率的自適應調整；也可以通過學習算法實現從應變量直接進行振動抑制控制；將模態的辨識轉換為位移和頻率的辨識，進而對INS的信息進行補償和修正，降低對慣性器件安裝位置的要求；測量貯箱液位變化信息[53]，實現對晃動的主動抑制。

此外在CZ-8設計中，將嘗試利用實時測量的角速度信息，通過擴張狀態觀測器在線實時辨識實際運動的角加速度；并結合箭體動力學運動特性進行執行機構極性故障在線辨識與控制力重構。

3.3 基于分時分區的綜合電子

ESA提出的電子系統最新研究方向包含了基于以太網的供電傳輸、時間觸發以太網、在線實時軌跡生成等；并期望針對新一代Ariane火箭，將飛行控制與管理、遙測、供配電、安全控制等分系統集成化設計，通過硬件資源(尤其是計算單元)的共享降低成本、功耗、體積[54]。一些火箭還考慮將箭上氣、液控制裝置逐漸由電控裝置所取代[55]。

高度的功能集成需要高效的任務管理系統，這使得基于分時分區的綜合電子技術得到了普遍關注。通過在一個計算資源中運行多個子系統任務，并避免不同關鍵類型的任務間彼此干擾，這就是分區的作用。分區內的系統資源由所有進程共享，但分區之間完全實現隔離。其容錯控制分三級進行：1)分區級：用于冗余分區的輸出仲裁、健康狀態管理及容錯控制；2)節點級：整個電氣系統設置一個系統級管理節點，當本節點無法故障恢復時，系統級管理節點將對該節點進行重啟或任務遷移；3)單機級：當所有節點均發生故障且無法恢復時，則由系統級管理節點進行單機級任務遷移。有關這方面的詳細討論可參考文獻[56]。

4 結束語

本文對中國長征運載火箭飛行控制技術的發展進行了綜述。在各國新一代運載火箭逐步推向市場、各國航天重大工程持續推進、商業航天愈發繁榮、以及新一代人工智能技術蓬勃發展的背景下，運載火箭控制技術的作用也備受關注。未來的航天運輸系統將更加智慧化，能夠應對更大的不確定和突發情況；通過重復使用降低成本，采用面向成本的可靠性設計提升市場競爭力，這些都需要控制技術持續創新，也為控制技術的可持續發展提供了機遇。