我國載人航天器制導導航與控制技術發展成就及展望

胡軍 張錦江 宗紅

(北京控制工程研究所，北京 100094)

我國載人航天工程從1992年立項至今30年來，已經全部完成工程立項之初確定的“三步走”發展戰略，共發射了5艘神舟無人飛船、1艘新一代載人飛船試驗船、10艘神舟載人飛船、5艘貨運飛船、2個空間實驗室、空間站核心艙、問天實驗艙和夢天實驗艙，突破和掌握了載人航天器天地安全返回、空間交會對接、航天員出艙活動三大載人航天基本技術，突破和掌握了推進劑在軌補加、再生式生保、組合體控制、空間機械臂在軌操控等空間站運營核心技術，完成了空間站建造任務。載人航天器制導導航與控制(GNC)系統是載人航天器核心系統之一，GNC技術是載人航天工程的基礎性和關鍵性技術。其中，載人飛船天地安全返回GNC基本技術直接關乎航天員的生命安全，要求最高的可靠性與安全性；空間交會對接GNC基本技術，直接支持載人飛船、貨運飛船與空間實驗室、空間站核心艙的交會對接，空間站實驗艙與空間站核心艙的交會對接，巡天空間望遠鏡與空間站核心艙的交會對接；空間站組合體控制技術直接支持空間站長期在軌運營安全。

本文介紹了我國載人航天器GNC系統各個發展階段的技術突破、技術演化及繼承推廣，對載人航天器GNC技術的未來發展進行了展望。

1 GNC技術

1.1 神舟載人飛船GNC系統的主要功能

(1)待發段。慣性測量單元(IMU)調平和方位對準；運載火箭故障下的零高度應急救生。

(2)發射段。慣性導航；運載火箭故障下的應急救生。以整流罩分離為界，分為大氣層內應急救生4種模式、大氣層外應急救生4種模式；大氣層內應急救生的目標是返回，大氣層外應急救生中有2種模式的軌道能量較低，目標是返回(1種有落區控制要求)，另外2種模式的軌道能量較高，目標是先利用變軌進入軌道，之后提前返回。

(3)交會對接段。①運載火箭正常入軌，GNC系統自主完成與空間站的直接式交會對接；導航方法為星敏感器(STS)/衛星導航/捷聯慣性組合或紅外地球敏感器(IRES)-太陽敏感器/衛星導航/捷聯慣性組合；制導方法為遠程交會導引采用軌道參數協同控制方法，中近程交會導引采用C-W制導、視線制導、六自由度制導；控制方法為噴氣相平面控制，噴管最優分配。軌道運行期間，根據太陽方位采用對地三軸穩定或偏航機動(該技術是針對運行于傾斜軌道的太陽翼為單自由度轉動的航天器，為同時兼顧能源和對地測控通信，在神舟三號飛船軌道艙開發的，現已成熟應用，推廣到各類載人航天器及導航、探月等其他航天器)，控制太陽翼對日；響應航天員發起經數管轉發的自主應急返回。②運載火箭入軌高度過高或過低時，評估在空間站組合體變軌配合情況下飛船推進劑能否支持完成交會對接與返回。如果能，則在地面支持下完成遠程交會導引和中近程自主交會對接；如果不能，則實施提前返回。

(4)組合體停靠期間，控制太陽翼對日。

(5)載人飛船撤離空間站后，完成IMU標定，軌道艙泄壓期間的姿態穩定，完成太陽翼歸零等返回準備。

(6)在軌期間，一旦失去姿態基準，具備對日安全模式；自動控制失效，具備人工控制姿態和太陽翼；平移靠攏段光學成像敏感器故障、不能提供任務支持情況下，利用人控計算機、人控攝像機、控制手柄、IMU、儀表面板、顯示屏、推進系統等，完成平移靠攏段人控交會對接。

(7)完成返回一次調姿、軌道艙分離后的姿態穩定，返回二次調姿和離軌制動；離軌期間，穩定載人飛船姿態，進行離軌制導計算；進行組合導航，推進艙分離前切除衛星導航；推進艙分離后，完成返回艙的姿態穩定，建立再入配平攻角。離軌完成后，持續進行返回再入自適應預測制導規劃。

(8)再入大氣層后，按照自適應預測制導給出的再入升力控制指令，控制返回艙傾側角，同時穩定攻角和側滑角，根據高度或累計視速度增量數據分別發回收系統主電源通信號和返回艙傾側角歸零指令，為開傘做準備。

(9)彈傘艙蓋和開傘后，按指令對返回艙進行減旋控制。

考慮到貨運飛船GNC主要完成交會對接功能，是載人飛船GNC功能的子集，本文在介紹飛船GNC技術時，主要介紹載人飛船GNC，必要時提及貨運飛船GNC。

1.2 神舟載人飛船天地安全返回GNC技術

相對我國返回式衛星無控的彈道式再入在安全性方面存在再入過載大和落點散度大2個方面的不足，我國載人飛船對返回艙落點和再入過載有強制要求，必須采用具有質心偏置的大鈍頭返回艙構型和再入升力控制技術。為此，載人飛船配備了完整的GNC系統。

返回再入的前提條件是保證軌道運行段正確的姿態基準和正常的姿態控制。根據軌道數據(衛星導航或地面測定軌)，IMU和光學姿態敏感器(如IRES、數字太陽敏感器(DSS)、STS)的測量信息，控制器中的姿態確定和控制算法，計算、確定航天器的姿態，按控制規律向推進系統發姿態控制指令。

神舟飛船軌道段的姿態控制，以及返回調姿、離軌制動、滑行段、返回艙攻角調整等階段的姿態控制，繼承了我國返回式衛星相平面控制方法。相平面控制是一種不依賴被控對象模型的無模型控制(MFC)方法,原本是針對剛體、無時延航天器開發的，返回式衛星由蓄電池供電，是剛體衛星，相平面控制方法完全適用；而神舟飛船帶有左右大型可驅動撓性太陽翼，是剛-柔耦合航天器，配置全數字化的姿態敏感器、控制器、驅動器、推力器，姿態控制回路時延較大，軌道控制和交會對接過程中伴隨的姿態干擾力矩、發動機羽流擾動力矩、姿態控制與軌道控制耦合，一般的相平面控制參數設計方法難以兼顧穩定性、抗擾動性和控制性能，神舟飛船相平面控制方法的研究和實施經歷了3個階段：神舟一號和神舟二號抗時延抑制撓性的最小脈寬控制；神舟三號～神舟七號抗時延抑制撓性抵抗內外擾動的最小脈寬與比例微分(PD)控制；神舟八號以來統一的低增益相平面控制,保證了在時延、撓性、包括羽流在內的航天器內外擾動、姿態軌道控制耦合等不利因素共存下的姿態控制系統的閉環穩定性和控制性能。

再入段滾動姿態控制采用PD+大角度偏差下的額定速度跟蹤+滯環組合規律，俯仰、偏航角速度阻尼采用滯環控制。

神舟飛船返回再入段的導航和制導技術的發展歷經2個階段。

第1個階段，神舟一號～神舟十一號載人飛船。①返回再入GNC采用中等精度組合導航。慣性器件采用液浮慣性測量單元(FIMU)、撓性慣性測量單元(DIMU),光學姿態敏感器采用IRES和DSS。返回前的軌道數據來自地面測定軌，姿態數據來自IMU+IRES修正，或IMU+IRES/DSS雙矢量定姿修正，或IMU+IRES修正+DSS偏航修正。離軌制動前完成返回初始化，返回段飛船運動參數由FIMU和DIMU組合提供的捷聯慣性導航(SIN)提供。②返回再入GNC采用標準彈道制導方法。通過機理層次對氣動參數變化對開傘點精度的影響分析，采用升阻比在線實時估計的再入縱向和橫向自適應標準彈道制導方法，制導控制精度達到了國際先進水平。

第2個階段，空間站時代第1艘載人飛船神舟十二號起。①返回再入GNC采用高精度組合導航，慣性器件更改為光纖IMU和二浮IMU，光學姿態敏感器增加了2臺STS。從飛船發射到飛船落地，統一導航坐標系，全程一體化導航，待發段、發射段、軌道段、返回段導航數據連續銜接，不再有基本導航數據的初始化過程。返回前的軌道數據除了來自地面測定軌數據外，北斗衛星導航數據并作為首選，姿態數據的來源增加了IMU+STS修正并作為優選。返回再入段在推進艙分離前，采用STS/衛星導航/IMU組合導航；推進艙分離后，采用光纖IMU和二浮IMU組合提供的SIN。神舟十二號起的導航方案，將1993年方案論證階段設想的STS/衛星導航/SIN組合轉化為現實。②返回再入GNC采用自適應預測制導方法，它是以自適應的彈道預測+基于標稱狀態的時變動態增益變換+基于一階特征模型的自適應制導為長周期外環，生成制導策略和規劃彈道，以標準彈道自適應縱向和橫向制導為內環，高精度跟蹤外環生成的彈道，外環與內環按周期持續運行直至完成任務，復雜工況的適應性和動力學及環境參數變化的魯棒性得到極大提升，見圖1。

圖1 空間站時代神舟載人飛船返回再入GNC系統框圖Fig.1 GNC system block diagram of Shenzhou manned spacecraft reentry in space station era

自適應預測制導方法成功應用于2014年嫦娥五號飛行試驗器、2020年新一代載人飛船試驗船和嫦娥五號月球探測器、2021年神舟十二號載人飛船、2022年神舟十三號和神舟十四號載人飛船，6次返回再入的精度位居國內所有半彈道式返回再入的前六位，神舟十二號、神舟十三號、神舟十四號返回再入的精度全面超過以往神舟載人飛船的飛行結果，我國半彈道式航天器返回再入的制導控制精度達到了國際領先水平。神舟十二號起的返回再入制導方案，將1995年載人飛船返回控制技術攻關總結報告中“研究尚不充分，只能作為研究方案”的落點預報方法，經深入研究和實踐后升級為主方案，完成了載人航天器天地安全返回基本技術的更新換代[1-5]。

1.3 神舟載人飛船空間交會對接GNC技術

空間交會對接過程包括3個飛行階段。

(1)運載火箭發射段。按照目標飛行器軌道，運載火箭在要求的發射窗口起飛，將追蹤航天器送入軌道，滿足軌道面、半長軸、偏心率、近地點幅角和與目標航天器相位差的要求。

(2)遠程導引段。遠程導引有2種實現方式。①地面遠程導引。地面遠程導引根據地面測控站、海上測控船和天基中繼衛星組成的測控通信網，測量追蹤航天器和目標航天器的軌道數據，飛控中心技術人員計算軌道控制參數并注入追蹤航天器，追蹤航天器執行變軌機動，完成半長軸調整、相對相位調整、軌道傾角和升交點誤差修正，從初始軌道變為與目標航天器共面且其高度略低于目標航天器的近圓軌道。②追蹤航天器自主遠程導引。自主遠程導引則是利用追蹤航天器導航確定的自身軌道及發射前注入的目標航天器軌道根數，實時計算遠程導引軌道控制策略并執行。自主遠程導引相對地面遠程導引，省去了測定軌、測控中心計算、校核、注入等環節，實時定軌、實時計算和實時控制，自主遠程導引能夠快速完成，而遠程導引占整個交會對接時間的大部分，因此自主遠程導引直接支持了快速交會對接。快速交會對接的需求反過來給運載火箭提出更小的入軌點距目標航天器的相位差要求。神舟八號～神舟十號載人飛船與天宮一號目標飛行器、神舟十一號載人飛船與天宮二號空間實驗室采用的是2天5次地面遠程導引，第28圈轉入近程自主交會對接。空間站時代從神舟十二號載人飛船起，采用入軌3圈內完成飛船自主遠程導引，以此為特征實現了載人飛船與空間站的快速交會對接。

(3)近程自主交會對接。載人飛船和對接目標上配置差分衛星導航、微波雷達及應答機(WR)、激光雷達及合作目標(LR)、光學成像敏感器及合作目標(相機型交會對接敏感器(CRDS)或CCD-標志燈型)等相對測量設備，加上其他敏感器(如IMU，IRES，DSS，STS)，完成100 km以內的位置、速度、姿態和姿態角速度的相對測量，完成近距離內的自主交會對接。交會對接各相對測量設備的測量范圍及選擇策略見表1。其中，120 m內的平移靠攏段，既可自動控制執行，也可人工控制完成。人工控制使用的主要測量設備是電視攝像機、十字靶標和IMU，IRES和LR作為輔助支持設備，航天員操縱平移和姿態控制手柄給出控制指令，人控計算機處理測量和控制信息向推進系統發出工作指令。歷次載人飛船主任務交會對接都是自動控制完成的，神舟九號和神舟十號進行了2次120 m內平移靠攏段人控交會對接試驗。神舟八號～神舟十號的平移靠攏段采用CCD-標志燈型光學成像敏感器，存在固有的雜光干擾問題；神舟十一號起，平移靠攏段采用CRDS型光學成像敏感器，追蹤飛行器發出2種譜段的激光，對無源合作目標被動反射的成像進行差分，從原理上極大提升了抗雜光干擾和目標識別的能力。

表1 交會對接各階段敏感器配置及選擇策略Table 1 Sensor configuration and selection strategy at each stage of rendezvous and docking

從空間站階段神舟十二號起，增加2臺STS，不但提高了姿態測量和姿態確定精度，而且滿足了空間站時代新增的徑向交會對接任務需求。考慮到空間站后向對接貨運飛船，遮擋了交會對接敏感器合作目標，圖2所示的神舟八號～神舟十一號采用的后向多停泊點交會對接不再適用，空間站時代神舟載人飛船近程交會對接采用無停泊的直接式快速交會對接，神舟十二號和神舟十五號為直接式前向，神舟十三號和神舟十四號為直接式徑向，見圖3。自主遠程導引與近程自主直接式交會對接相結合構成的自主快速直接式交會對接，標志著我國完成了空間交會對接基本技術的更新換代。

注：+Vbar為正速度方向，Rbar為地心徑向方向；F0～F3為前向停泊點；B0～B3為后向停泊點；R0～R3為徑向停泊點；A0為尋的段初始點。圖2 后向停泊點交會Fig.2 Rearward docking point rendezvous

注：M0為直接式快速交會對接的中瞄點。圖3 直接交會Fig.3 Direct rendezvous

貨運飛船、問天/夢天實驗艙、巡天空間望遠鏡的交會對接與神舟載人飛船一致，只是它們不載人，平移靠攏段光學成像敏感器故障情況下，需要借助空間站內的航天員采用人控遙操作實現120 m內的交會對接[6-11]。

2 組合體控制技術

2.1 大撓性體的變構型控制和角動量管理控制

空間站從單艙到完整構型，組合體可能的構型有46種之多，轉動慣量變化2個數量級，不同發動機組產生的噴氣加速度差別達3個數量級。相對通常的航天器，空間站是含有極低頻特性的超大型組合體，大尺度撓性太陽翼的基頻為0.04 Hz，是國內頻率最低的大尺度航天器；另外，空間站科學應用性和作為交會對接合作目標的要求，要求空間站組合體的姿態測量精度為0.02°,姿態控制精度為0.15°,姿態穩定度為0.001(°)/s。極低頻超大型空間站組合體長期日常運營期間，一般工作在力矩平衡姿態，將空間環境干擾力矩減為最低，同時最優設計角動量控制和管理，見圖4；配合交會對接最后平移靠攏期間，及時消除來訪航天器進入停泊點帶來的羽流干擾，滿足交會對接對姿態精度和姿態穩定度的要求，見圖5。空間站的姿態控制集中了航天器姿態控制的眾多難點。

圖4 力矩平衡姿態示意Fig.4 Moment balance attitude diagram

圖5 空間站交會對接期間利用CMG的姿態控制框圖Fig.5 Block diagram of attitude control using CMG during rendezvous and docking of space station

空間站長期飛行采用軌道系正向飛行姿態，采用控制力矩陀螺(CMG)為主、噴氣為輔的方案。信息系統采用4條1553B總線，組合體共配置10臺STS、6臺紅外地球敏感器、9套IMU、3臺GNC控制器(GNCC)、110臺發動機、12個CMG，通過總線融合使用。組合體控制以核心艙為主，問天實驗艙作為備份，通過1553B總線融合使用。核心艙、貨船、問天實驗艙發動機進行組合體姿態軌道控制，三軸姿態角偏差優于0.6°，姿態穩定度優于0.008(°)/s。核心艙和問天實驗艙各配置6臺1500 N·ms單框架CMG，具備艙間重構能力的空間站GNC系統采用構型參數化配置的通用化設計方案，以“比例-積分-微分(PID)+結構濾波器”控制方案為核心，對各類應用場景采取精細化設計，大角度姿態變化時采用姿態軌跡設計目標姿態，設計低/高帶寬軌道系/慣性系力矩平衡姿態控制算法，對噴氣控制采用軟脈寬調制算法，設計了飽和后全量和實時控制期間常值干擾2種角動量卸載算法，以及實驗艙轉位故障時的姿態控制方案、機械臂轉運貨盤中的姿態控制等。

空間站撓性太陽翼模型和參數的準確性對姿態穩定性和性能指標影響很大，GNC系統在核心艙設計和實施了太陽翼撓性測量與控制試驗，通過獲取的數據和圖像，辨識了核心艙太陽翼在軌頻率、振型、阻尼等柔性動力學參數，將天地計算差異“舉一反三”到問天實驗艙和夢天實驗艙，直接支持了核心艙+兩船組合體、核心艙+問天實驗艙+兩船組合體、核心艙+問天實驗艙+夢天實驗艙+兩船/三船組合體的控制系統參數的最終確定[12]。

2.2 多艙段融合組合體健康管理

自主健康管理是各個載人航天器都具備的，空間站由于設備多、艙段多，空間站組合體的健康管理更為典型。空間站GNC系統的故障診斷特點是：①系統復雜，200余套設備，運行壽命要求15年，設備與系統參數多，單艙近千個，多艙段幾千個；②典型閉環系統，故障征兆在閉環內傳播，故障源定位難；③系統冗余豐富，可利用解析冗余關系實現故障檢測與診斷。GNC系統采用分層自主診斷策略。部件級診斷是針對部件的輸入-輸出關系、運行狀態(如溫度、電流)、通信狀態及自檢狀態等，利用專家知識和定性模型知識直接對部件自身進行診斷；組件級診斷是根據部件之間的解析冗余關系進行診斷。系統級診斷是通過系統關鍵性能參數(如推力器噴氣時間、姿態、角速度)的閾值檢驗與監測，實現系統級故障定位。分層自主診斷策略，首先充分利用部件的自身測量點和系統的解析冗余關系，優先利用自身信息在故障根源發現故障；其次通過同類部件或不同類部件聯合診斷發現故障；最后通過系統級參數診斷出故障。在診斷出故障后，空間站GNC系統三艙設備豐富的冗余關系對三艙設備融合使用，實現健康管理。對于姿態測量功能，三艙敏感器可融合使用，并設計了多種姿態確定方式；對于姿態控制功能，核心艙和問天實驗艙的CMG可融合使用，核心艙、貨運飛船、問天實驗艙、夢天實驗艙的推力器可融合使用，并可根據事先指定的優先級進行推力器分組切換。

針對系統級故障，空間站GNC系統設計了對日定向、停止控制和全姿態捕獲3種安全模式。在對日定向或停止控制2種安全模式下，地面進行故障排查，故障排除后通過全姿態捕獲恢復對地穩定或慣性定向姿態[12]。

3 極高精度姿態控制技術

計劃2024年發射的巡天空間望遠鏡，主要任務是宇宙探測，完成全天球的巡天探測和重點關注區域的精細探測。在精細探測方面，對光軸精度、繞光軸精度的要求為亞角秒級，穩定度的要求為毫角秒每秒級；在高效完成全天球巡天探測方面，按探測區域大小對空間機動性和穩定時間提出分類且嚴格的要求。巡天空間望遠鏡與空間站組合體共軌飛行，當有故障或需要維護時，巡天空間望遠鏡作為主動航天器可以與空間站交會對接，接受維修與維護。

為了滿足技術指標的要求，巡天空間望遠鏡采用三級復合控制。采用平臺一級(下平臺)姿態軌道控制、主動指向超靜平臺二級(上平臺)姿態控制、精密穩像系統三級穩像控制，見圖6。各級在控制帶寬、控制目標、控制系統組成上各有不同，通過協同定姿和一體化控制系統設計，實現性能指標逐級提升。采用寬頻多源多級的協同定姿方法，導星儀相對姿態與陀螺絕對信息協同濾波修正，解決以載荷指向為基準的高精度多級姿態確定問題；采用平臺與精密穩像一體化多級協同控制方法，解決復雜擾動全頻段抑制難題；設計巡天主動阻尼和穩態觀測相對控制的復合控制策略，解決穩定時間對巡天效率的約束問題[13-14]。

圖6 三級控制系統示意Fig.6 Schematic diagram of three-level control system

巡天空間望遠鏡將是我國研制的最高精度的航天器，促進了我國航天姿態測量和姿態控制技術向更高精度和更高穩定度的發展。在核心部件方面，研制了亞角秒級極高精度STS、甚高精度三浮陀螺、中大型超靜單框架控制力矩陀螺、超大磁矩磁力矩器、可重復鎖緊的高精度指向隔振機構(作動器)、甚高精度測微敏感器等。

4 載人航天器GNC技術展望

4.1 神舟載人飛船自主快速返回控制技術

我國空間站進入運營階段之后，作為天地往返運輸系統的神舟載人飛船還保有進一步發展的空間。對照“國際空間站”(ISS)運營期間的載人飛船技術，俄羅斯聯盟MS系列載人飛船在交會對接用時和返回再入用時都是最少的，從發射到對接ISS最少用時3 h3 min，脫離ISS到落地最少用時3 h21 min[15]。我國神舟載人飛船自主快速交會對接用時穩定在6.5 h,神舟十三號載人飛船返回用時9 h12 min，神舟十四號載人飛船返回用時9 h9 min。通過適當配置，并對運載火箭提出新的入軌條件，可將神舟載人飛船交會對接用時減少至2 h左右。其中，2 h交會對接方案已由我國天舟二號貨運飛船完成了試驗性在軌驗證[16-17]，天舟五號完成了2 h快速交會對接任務飛行,期待后續推廣到更具實際應用價值的神舟載人飛船上。

快速返回的技術實質或精髓就是兼顧快速性和精準性，這是由載人航天客觀要求所決定的。神舟載人飛船減少返回再入用時，提高應對嚴重故障的能力，在實際飛行任務中是有切實緊迫需求的，例如電源系統衰減故障需要快速返回或天地測控回路故障，需要飛船上具備自主快速返回功能作為解決方案。快速返回必須依靠自主導航、自主軌跡規劃與制導控制一體化技術，這兩項技術在新一代載人飛船試驗船上已經成功實踐。目前，神舟載人飛船GNC系統已經完成自主快速返回技術的全部工作，形成軟件版本，可應用于正常返回、自主應急返回、第2圈返回及應急救生等各類涉及返回再入的場景，只要載人飛船工程管理部門同意，神舟載人飛船就能具備2 h或1 h自主快速交會和2 h自主快速返回的能力，成為空間站運營階段具有強故障應對能力的智能型全自主載人飛船,進入國際領先陣列。神舟載人飛船最新的技術狀態可作為新一代載人飛船的起點，促進我國載人飛船技術向更加可靠、安全、精準、快速、自主的目標發展。

4.2 載人月球探測航天器自主控制技術

載人月球探測航天器含新一代載人飛船和載人著陸器。在神舟載人飛船、嫦娥五號月球探測器的基礎上，為了確保正常和故障(包括天地測控回路故障)情形下航天員的安全，載人月球探測航天器需要增加智能自主控制能力。對新一代載人飛船，需要研制涵蓋正常返回、應急返回、逃逸救生等從亞軌道至月地軌道大范圍的返回軌道和制導律的在線自主規劃與生成一體化技術；對載人著陸器，需要研制高精度定點月面超軟著陸GNC技術；載人飛船和著陸器相互配合完成的交會對接，需要研制月地軌道近月制動-環月軌道、月面上升-環月軌道的軌道控制與交會對接一體化技術，著陸器載航天員在應急故障下的軌道抬升與交會對接；人控作為關鍵任務自動控制的備份，需要在著陸避障[18]、交會對接、返回再入等方面發揮人的作用。

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