太空飛行器制導、導航與控制系統

載人太空飛行器的制導、導航和控制系統是載人太空飛行器重要分系統之一。它穩定並控制飛船於太空，並且按照飛行任務的要求控制飛船姿態和軌道機動，保證飛船完成全部飛行任務並安全返回。制導、導航和控制系統的英文名稱為“Guidance、Navigation and ControlSystem”，下面簡稱為GNC系統。在載人飛船上GNC系統的主要任務是：發射段應急救生、軌道運行段的姿態穩定控制、軌道控制、空間交會對接控制以及返回再入控制。GNC系統的性能及可靠性直接影響到整個載人飛行任務的完成和航天員的安全。因此世界各國在航天領域內都十分重視制導、導航和控制技術的研究和發展。載人航天事業的每一個重大突破和進展都是與制導、導航和控制技術的發展密切相關，都體現了制導、導航和控制技術的重大進步。

GNC技術是一項綜合性的航天高新技術。它的發展和航天動力學、現代控制理論、現代光學、微電子技術以及計算機技術的發展密切相關。載人航天的GNC技術促進了這些相關技術的發展。而現代控制理論、現代光學、微電子技術和計算機技術等的發展也為載人太空飛行器制導、導航和控制技術的發展奠定了堅實的物質和技術基礎．促進了載人航天事業發展。

基本介紹

• 中文名：太空飛行器制導、導航與控制系統
• 外文名：Spacecraft guidance, navigation and control system

概念

載人飛船的制導、導航和控制任務可以由船載GNC系統自主完成，有的任務也可由地面測控中心通過遙控完成。例如飛船的飛行軌道可以由飛船船載導航設備自主定軌，也可以由地面測控站精確地跟蹤、測軌，然後將飛船軌道參數通過數傳送到飛船。地面測控中心可以通過遙控指令控制飛船平移發動機的開關，控制飛船飛行軌道。

分類

到目前為止，一共研製發射成功了兩類不同的載人飛船GNC系統。

第一類載人飛船GNC系統也稱為第一代載人飛船GNC系統，其代表是美國“水星”號載人宇宙飛船的控制系統。第一代載人飛船的控制系統實際上是一個典型的姿態控制系統，只不過由於飛船上有航天員，因此備有航天員手動控制系統。這類系統由三種主要部件組成，包括姿態敏感器、邏輯處理裝置和執行機構。姿態敏感器有對地定向用的地球敏感器、測量太陽方位的太陽敏感器以及慣性姿態敏感器，例如測量姿態用的垂直陀螺儀、水平陀螺以及測量角速度的測速陀螺。邏輯處理裝置是對姿態敏感器測量信息直接進行處理的模擬控制線路或邏輯線路。執行機構是產生控制力和力矩的軌道機動發動機和姿態控制發動機。第一代載人飛船GNC系統由於採用直接控制方法，即由邏輯處理裝置直接處理姿態敏感器的一次測量信息．向主發動機(制動發動機)和姿控發動機發出控制指令，因而系統結構簡單。但是系統性能(包括功能和精度)差，不能滿足載人航天領域功能擴展的要求。例如採用直接控制的GNC系統由於沒有船載計算機，不能進行導航計算，沒有返回再入制導、控制功能。因此一般採用彈道式再人，導致落點散布大，再入過載高。這樣的系統更不能完成空間交會對接以及載人登月等所要求的制導、導航和控制任務。

隨著載人航天事業對GNC功能要求的擴展，航天控制技術和計算機技術等的進步，研製並飛行試驗成功了第二代載人飛船的GNC系統，其代表是美國的“阿波羅”號載人飛船的GNC系統以及俄羅斯“聯盟TM”載人飛船的GNC系統。第二代載人飛船的GNC系統的控制功能有重大擴展．其中重要的是有軌道機動、空間交會對接、慣性導航及返回再入落點預報和控制．同時系統還具有故障診斷及系統重構的功能。第二代載人飛船GNC系統具有下列重大特點：

第一,GNC系統具有導航功能．能自主確定飛船的飛行軌道。這類GNC系統中無一例外都有慣性測量裝置IMU。IMU可以是慣性導航平台，例如“阿波羅”號飛船，也可以是捷聯式慣性導航系統，例如“聯盟TM”飛船的導航系統。用船載IMU可以測量飛船的視速度和角速度，船載計算機利用這些測量信息可以實時地進行導航計算，計算出飛船質心飛行軌跡以及飛船相對參考坐標系的姿態，從而可以完成對飛船的制導、控制任務。

第二,GNC系統具有制導的功能，即能在導航計算的基礎上對載人飛船的飛行軌道進行控制。因此可以完成空問交會對接控制，也可以對飛船返回再入軌道進行控制。這樣就大大地擴展了載人飛船的套用領域，可以用為載人空間站所必須的空問往返運輸工具，也才具有完成諸如載人登月等任務的能力。

發展

近幾年的主要進展2008-2013年，我國航天制導、導航與控制技術得到突飛猛進的發展。

載人航天制導導航控制技術

1．載人太空飛行器艙外活動姿態控制技術

2008年9月中國發射神舟七號載人飛船，成功實施了航天員艙外活動。針對出艙前後，包括出艙前航天員在軌道艙組裝和穿艙外航天服、出艙前氣閘艙快速泄壓，開艙門，以及航天員出艙活動期間的干擾，建立了航天員出艙活動期間的複雜干擾模型和姿態控制模型，設計了出艙活動姿態控制模式，短周期條件下抗複雜干擾的姿態控制律以及多敏感器多採樣周期的姿態確定方法，解決了航天員出艙活動帶來的姿態干擾複雜問題。

2．空間實驗室姿態控制技術

(1)空間實驗室大型組合體姿態控制系統技術

2011年9月29日中國發射了天宮一號目標飛行器，它是載人航天工程第二步第二階段交會對接任務的合作目標，同時接管對接完成後組合體的控制。姿態控制系統的主要技術創新點如下：

1)採用多模型自適應控制算法，解決了變構型、變參數組合體控制的技術難題，首次實現了高精度、高可靠的組合體姿態控制：

2)提出一種帶零運動的魯棒偽逆操縱律，解決了採用控制力矩陀螺進行姿態機動的奇異迴避難題，設計了控制力矩陀螺的自主故障診斷與重構算法，首次在國內太空飛行器上實現了控制力矩陀螺的高精度姿態控制。

3)採用正弦偏航導引律，提出一種前饋補償控制律和偏航機動角動量動態管理方法，解決了偏航機動動態跟蹤超調大、角加速度峰值大、角動量容量需求大的難題，實現了高精度偏航機動控制。

(2)空間實驗室姿態控制執行機構技術

為天宮一號目標飛行器研製的200Nms單框架控制力矩陀螺，是我國首次在太空飛行器上套用控制力矩陀螺產品，在軌工作穩定、性能優異。解決和掌握的關鍵技術包括：控制力矩陀螺整機設計、高可靠高轉速空間轉子軸系設計、高精度諧波傳動及潤滑技術、高精度框架控制技術、高速轉子精密真空動平衡技術、大密封面可靠密封焊接技術。

新研的1600Am2磁力矩器，用於單框架控制力矩陀螺的卸載和輔助姿控。解決的主要技術難點包括：磁力矩器最佳化設計，高飽和磁感應強度、低矯頑力鐵鈷釩合金軟磁芯棒的研製，負載電流組合續流及大能量單獨泄放的控制方法。

3．空間交會對接制導導航與控制技術

(1)空間交會對接制導導航與控制系統技術

2011年11月3日、14日神舟八號飛船與天宮一號目標飛行器實現自動交會對接；2012年6月18日，神舟九號飛船與天宮一號目標飛行器實現載人交會對接，航天員進入天宮一號目標飛行器；6月24日，航天員控制神舟九號飛船，實現與天宮一號目標飛行器的手動空間交會對接。兩次任務中，作為主動追蹤飛行器的飛船，制導導航與控制( CNC)系統起了核心作用，主要技術創新點如下：

1)研製成功我國第一個交會對接制導導航與控制系統，神舟八號與天宮一號兩次交會對接指標均處於國際領先水平。

2)創新的交會對接制導導航與控制系統方案，：包括：合理的階段劃分、敏感器使用規則和模式轉換策略；完善的絕對運動參數與相對運動參數估計體系；兼顧船上自主和地面計算的尋的段第一脈衝設計；採用C-W和視線制導相結合，實現接近準確的停泊點控制；提出i，基於特徵模型的相平面自適應控制方法，確保交會對接高精度完成；我國太空飛行器巾首次採用了推力器指令分配算法；完善的安全模式設計；提出了人控交會對接的測量方案、控制方案和操作方法等。

3)可靠合理的技術設計和實現、，提出交會對接自主控制各階段交會測量敏感器的使用策略和信息融合策略。

4)按照數學仿真、部件試驗、船地聯試和人控模擬座艙聯試、九自由度半物理仿真、系統試驗、整船試驗和大型環境試驗的各自特點。規範化交會對接CNC分系統試驗驗證體系。

5)研製成功交會對接地面支持系統，該系統除具備飛行遙測數據處理，注入數據校核與仿真、姿態、軌道、相對姿態與軌道測量與計算數據的比對等常規功能外，其突出特點是能進行線上實時數學仿真，支持交會對接軌道預示、故障情況下重人自主交會對接等緊急突發事件，是一個實用的太空飛行器飛行地面支持系統：

神舟飛船交會對接制導、導航與控制系統，成功套用於我國首次空間交會對接任務中，接觸與捕獲精度達到世界先進水平，我國在制導導航與控制專業領域技術能力跨上新台階，取得的成果在載人航天工程貨運飛船、探月三期交會對接、空間站組裝、載人登月中部有廣闊的套用前景。

(2)空間交會對接制導導航與控制測量技術

主要難點是CCD光學成像敏感器等部件的研製？CCD光學成像敏感器用於交會對接近距離段的相對位置、相對速度、相對姿態和相對姿態角速度的測量，是關係到任務成敗的關鍵單機。在神舟八號，神舟九號兩次交會對接任務中，CCD光學成像敏感器測量穩定，表現優異，關鍵性能指標超過了國際先進水平。

該部件在國際上首次提出採用主動發光的目標標誌器方案，具有測量精度高、穩定性高的優點，原創性技術創新成果包括：抗陽光干擾技術，像機內參數標定技術，基於相關性評估的白適應閥值圖像處理算法，基於顯著性特徵的複雜背景下目標識別算法，CCD低噪聲雙路視頻並行處理技術，高像質光學系統設汁技術，大尺度位置姿態測量精度驗證技術。

CCD光學成像敏感器的成功套用，填補了在相關領域技術空白，其測量精度、雜光抑制能力和測量穩定性等關鍵技術指標得到驗證，也為我國空間站丁程實施和決策提供了關鍵技術支持。

地外天體探測器制導導航與控制技術進展

嫦娥二號衛星是探月二期工程的先導星，於2010年10月1日發射，主要任務是獲取10m解析度全月圖，並詳查嫦娥三號著陸區，獲取虹灣地區1m解析度圖像。衛星設計初期，本著“充分繼承、適度創新”的原則，瞄準多任務、多目標探測任務，對衛星的控制系統、推進系統、測控系統進行了改進，並增加了技術試驗分系統，以期在主任務結束後能夠適度擴展，進入行星際空間，實現國內首次深空探測。

嫦娥二號衛星在完成主任務期間，進行了新技術試驗和驗證，包括：進入月球引力球後，控制系統利用紫外月球導航敏感器進行了首次以月球為目標的輔助導航試驗，試驗結果符合預期；環月期間衛星通過星上自主控制成功實施了升降軌控制。

2011年6月8-9日，衛星開始了日一地拉格朗口點擴展任務，這也是國際上首次從月球軌道出發的拉格朗日點探測。在轉移軌道上先後進行了流形捕獲、環繞軌道捕獲，最終於9月1日進入L2點Lissajous環繞軌道，控制系統使用光壓卸載技術降低了軌道擾動，提高了軌道維持周期，維持間隔達到4.5個月，達到國際同類太空飛行器的水平。

2012年4月，衛星開始了第三期小行星探測擴展任務。探測目標確定為4179小行星（圖塔蒂斯），經過4月15日的視窗調整，6月1日的軌道控制，嫦娥二號僅使用100m/s速度增量就進入了4179小行星轉移軌道；經過半年的轉移軌道飛行和5次中途修正，衛星於2012年12月13日近距離飛越4179小行星，並獲取清晰影像。本次飛越成像使用漸遠點凝視成像技術獲取了由近及遠的連續目標影像；使用事後圖像導航技術在目標特性不確定的情況下，成功確定了飛越時刻、飛越距離和成像距離等關鍵參數。經過分析，衛星最近飛越距離小於2km，所獲取的圖像最高解析度達到3m。

嫦娥二號衛星多任務多目標的成功實施得益於衛星各分系統的高可靠長壽命設計：，截至2013年1月31日，衛星已經距離地球1500萬千米，控制、推進系統仍然工作正常。儘管衛星壽命要求僅有半年，推進系統仍然進行高壓氣路和軌道發動機的可靠性增長，使得設計壽命只有3個月的推進系統在軌30個月後，仍然能夠進行大衝量點火。擴展任務成功實施得益於制導導航與控制技術創新設計：太陽光壓卸載技術確保了在長途飛行過程中的軌道精度；漸遠點凝視成像技術獲取了由近及遠的連續目標影像；事後圖像導航技術在目標特性不確定的情況下，成功確定了飛越時刻、飛越距離和成像距離等關鍵參數。

新型衛星控制技術

1．高精度和敏捷機動控制技術

多個高精度衛星成功發射和在軌套用，更高要求的控制技術通過地面驗證，部分已進入型號研製。主要技術特點有：

1)多體複合控制技術得到套用，針對衛星姿態運動與天線運動耦合嚴重、動力學特性複雜的問題，既實現了衛星姿態保持與穩定，同時保證了天線捕獲目標和定向跟蹤目標。解決了天線兩維驅動控制技術和完成了天線驅動機構的研製。

2)高精度控制技術持續發展、、在軌實現了預期的高精度控制指標，更高精度的姿態測量技術、實時運動補償技術、更高穩定度要求的姿態控制技術已套用於型號研製。

3)姿態快速機動快速穩定能力增強。發展了高精度快速回響控制方法，突破了高精度小型控制力矩陀螺技術，框架控制回響速度和力矩解析度均得到提高，小型控制力矩陀螺得到在軌套用；衛星具備了靈活機動，快速側擺成像的能力，與五年前相比較。快速性、穩定性都得到顯著提高。

4)突破了複雜衛星甚高精度控制技術。包括具有強適應能力的姿態控制方法、甚高精度的姿態測量技術、解決振動/抖動的分散式控制技術等，通過了仿真和地面試驗驗證，系統指標達到國際先進水平。

2．自主導航與自主控制技術

國內積極開展了單星全自主導航與自主控制技術、星座/編隊飛行自主導航與自主控制技術的多方面研究，部分成果得到了套用。

1)高軌道衛星自主控制技術得到在軌驗證。利用地球敏感器和星敏感器組合進行自主導航，結合故障自主管理、自主姿態與軌道控制技術，實現了自主運行6個月軌道位置保持的指標。

2)星間鏈路已經在軌實現和套用，導航星座的自主導航已進入實質性研製階段，重點是解決星座自主導航中的自主定向問題。

3)高精度的編隊飛行相對控制技術取得突破，實踐九號雙星編隊飛行得到在軌演示，繞飛構型保持精度等指標達到預期。

4)相對導航技術取得進展：開發了雷射測距和光學相機測距組合的目標測量技術，進入試驗驗證階段。

3．新型小衛星控制技術

除了傳統的CAST968，CAST2000小衛星平台技術日趨成熟、套用範圍擴大外，新的小衛星控制技術得到發展：

1)純磁阻尼控制技術、重力梯度被動姿態穩定技術在軌套用。

2) CASTIOO平台衛星成功發射，控制系統具備精度好、集成度高和部件小型化、輕型化的技術特點。

4．新型部件技術

1)一批新型控制部件在軌成功套用，包括：離子電推進和霍爾電推進，片上系統晶片，高精度三浮陀螺，高精度光纖陀螺，線陣APS太陽敏感器，小型單框架控制力矩陀螺等。

2)甚高精度星敏感器完成工程樣機研製；大容量板式表面張力貯箱的關鍵技術得到突破，其核心部件PMD研製成功；多種單框架控制力矩陀螺完成工程樣機研製等。

運載火箭制導導航與控制技術

1．載人航天運載火箭

根據載人航天工程二期交會對接任務的需要，改進型C2-2F運載火箭首次採用疊代制導技術，完成了疊代制導的丁程化設計和地面試驗驗證，於2011年11月至2013年6月，先後將神舟八號，神舟九號、神舟十號飛船成功送人預定軌道，制導精度超過了以往所有發射任務，實現了運載火箭制導技術的突破，同時也為疊代制導在新型運載火箭上推廣套用開闢了道路。

在改進型C2-2F運載火箭中，控制系統實現了除伺服機構仍存在部分單點外的全系統冗餘，設汁了系統冗餘重構控制算法實現系統級別的故障隔離和系統重構，將關鍵部位故障容限度提高到兩度，大大提高了故障應對能力。

姿態控制方面，在運載火箭中首次採用基於多對象的參數整定方法設計控制參數，用同一套控制參數解決了發射目標飛行器和載人飛船兩種運載火箭的特性差異和模型不準確所帶來的設計難題，提高了系統可靠性。

2．月球探測運載火箭

發射嫦娥二號月球探測器任務中，運載火箭採用LEO地月轉移軌道制導控制技術，高精度地將嫦娥二號直接送人地月轉移軌道；與嫦娥一號通過調相軌道變軌進入地月轉移軌道相比，大幅縮減進入月球軌道的時間、

3．多星發射上面級

多星發射上面級任務要求長時間在軌丁作，軌道高度涵蓋了從近地軌道到地球同步軌道等多種不同類型軌道，工作時間長達十幾、甚至上百小時：制導系統下採用多種濾波方法進行信息重構，提高組合導航系統的可靠性與精度：制導律設計採用推力矢量控制技術及多終端約束的直接制導控制，精確控制最終人軌精度。

為了提高多星發射上面級的導航精度，提升其自主導航能力：近年突破了大視場星光導航技術，其最主要的性能特點是能夠解決“太空迷失“問題，完成了大視場星光仿真技術研究，搭建了大視場星光仿真實驗系統、空間姿態自校準技術等主要關鍵技術取得重大突破，並完成了飛行演示驗證：該技術的突破，為運載器長時間在軌姿態保持奠定了基礎。

通過對空間環境的影響和任務剖面的環境因素開展研究，完成了系統空間粒子防護設計、熱真空謝十等工作。

4．新一代液體運載火箭

新一代運載火箭採用了光學捷聯慣組、光學速率陀螺、三冗餘箭載計算機、伺服系統和卸載用加表等組成了全冗餘的控制系統。在我國運載火箭中首次採用助推發動機和芯級發動機的聯合搖擺控制技術，不僅提高廠火箭控制能力，而且提高火箭的可靠性：採用大風區主動卸載控制技術，有效的降低火箭飛經大風區時候氣動載荷的影響，提高火箭的運載能力和對發射場的適應能力；採用高精度姿態控制技術，提高火箭人軌姿態控制精度。
新一代運載火箭採用匯流排系統分離控制方法，實現了匯流排網路可靠重構；提出了系統冗餘控制結構，實現了控制系統精確同步數字控制．進行箭地供電控制技術攻關，採用箭地一體控制、基於時分復用的匯流技術，簡化了箭地連線關係，有效減重，提高運載能力，在綜合試驗及電氣系統匹配試驗中得到了驗證。
首次攻克了新一代液氧煤油發動機變工況可靠啟動控制、新一代發動機變推力控制技術，並在新一代運載火箭與新一代液氧煤油發動機的匹配試驗中得到了驗證。

5．固體運載火箭

固體運載火箭是根據災害預報等國民經濟發展的需要，通過採用四級全固體發動機，研發“高可靠、低風險”的同體運載火箭，具備一箭多星快速進入空間的能力，適應多種發射方式，滿足小衛星頻繁發射的需求。

固體運載火箭採用了捷聯慣組+衛星導航複合制導體制，其中捷聯慣組為輕小型雷射捷聯慣組；在四級閉路制導中採用能量管理方案，提高制導系統的抗干擾性能，減小末修燃料消耗量；末修控制採用需要速度制導方法，提高入軌精度。

6．重型運載火箭

針對未來載人、大規模深空探測、大規模地球空間任務等的需要，經過大量的調研和分析，完成了重型運載火箭捆綁同體助推和捆綁液體助推的兩種控制系統方案論證，提出了全系統級冗餘的先進控制系統方案，通過系統冗餘重構技術實現系統級別的故障隔離和重構。

7．運載火箭測發控技術

自2008年度以來，以系統硬體為依託，以系統軟體為紐帶，以測發需求為約束，充分利用信息技術，電子技術、通信技術的現有成果，開展高可靠、智慧型化、信息化測發控系統的研究。

以新一代運載火箭為代表，建立了測發控系統型譜，提出了系統冗餘結構，實現了冗餘測試和發控功能。進一步提高系統的可靠性、安全性，滿足高可靠“零視窗”發射的需求：實現了PLC發控系統的冗餘熱備份方案，能夠進行無縫切換，確保發控流程的可靠：以基於測試流程的結果為基礎，結合結構信息故障診斷作補充的混合式故障診斷，完成了基於測試流程和部件互聯方式的混合式專家診斷系統研製並套用。

前景展望

航天制導、導航控制技術發展的重點表現在以下幾個方面。

載人航天

1．大型空間組合體控制與在軌維護技術
未來兒年，重點突破大型多艙段複雜組合體控制技術、在軌服務CNC技術、空間機器人控制及遙操縱技術、航天員出艙活動載人機動裝置控制技術，使我國具備利用空間站大型變結構組合體開展長期駐人空間活動的能力，能利用航天員開展空間在軌組裝、維護、維修等活動，基本具備利用空間機器自主或在軌/地面遙操作方式進行組裝、維護、維修等在軌服務的能力。

2．全天時全方位多形式交會對接技術
我國目前交會對接制導方式仍較為單一，需要進一步掌握全天時全方位多形式交會對接技術，重點技術內容，快速自主交會對接、交會對接繞飛技術、碰撞式對接和機械臂抓取技術。

地外天體探測

1.探月二期GNC技術

著陸器CNC系統預期突破的創新技術包括：動力下降軌跡的最佳化設計；具有適應性的動力顯示制導、推進劑接近最優方法；IMU+測距測速修正的複合導航算法；分區四元數PID姿態控制，適應控制受限、角速度受限等約束。

巡視器GNC系統預期突破的創新技術包括：基於立體視覺技術的遙操作結合自主的GNC系統方案設計，實現器上自主的環境感知、運動規劃、位姿確定和運動協調控制，實現軌跡最佳化控制；採用基於太陽敏感器、導航相機、避障相機、IMU等小型化部件，進行電子線路集成設計等滿足小型化和低功耗的資源約束條件，用功能冗餘取代簡單的硬體冗餘配置，保障分系統可靠性的前提下實現中高程度的系統自主性和高效性。

2.探月三期GNC技術

探月三期月球探測器主要目標是完成探月取樣返回工程任務。制導、導航與控制系統中關鍵技術包括月面上升、月球軌道自主交會對接、跳躍式返回再入等。

3．深空探測GNC技術

重點在如下方面獲得突破和實用技術：

1)行星大氣減速及軟著陸GNC技術。

2)基於自主測量一體化敏感器的自主導航與控制技術。

複雜衛星高精度、自主控制與衛星組網技術

1．複雜衛星甚高精度控制技術

為滿足高解析度對地觀測的需求，以大型靜止軌道平台、大型低軌遙感平台、新型小衛星平台的開發為契機，全面推進複雜衛星甚高精度控制的套用研究，主要關鍵內容包括：

1)結合有效載荷測量進行自主標定的姿態測量與確定技術。

2)保障甚高精度姿態系統長期穩定運行的控制技術的系統集成與工程實現。

3)撓性附屬檔案的主動抑制技術套用研究，重點解決空間環境適應性等工程化問題。

4)高頻抖動的分散式控制技術，重點解決抖動測量、抖動控制的系統集成和相關部件的工程研製。

5)甚高精度部件的工程研製和套用，包括甚高精度星敏感器、甚高精度的三浮陀螺、高穩定度帆板驅動機構等。

2．敏捷衛星控制技術

目標是實現國際先進水平，機動最大角速度不小於4°/s，快速穩定後指標優於0.0001°/s，主要關鍵內容包括：姿態運動與撓性振動耦合的近最優反饋控制技術，提高姿態測量部件的回響速度或測量範圍，進一步提高控制力矩陀螺的控制精度。

3．衛星自主導航與自主控制技術

主要研究方向：

1)研究基於X射線脈衝星的太空飛行器導航技術，進行地面驗證試驗。

2)解決星座自主導航中的自主定向問題，研究套用星間鏈路的衛星星座自主導航方法和技術。

3)通過衛星編隊自主導航、控制領域的理論方法和技術途徑的研究，實現編隊飛行自主控制關鍵技術的突破，並帶動適合分散式衛星的分系統及有效載荷的開發和研究，為實現編隊衛星的工程化奠定基礎。

4)研究新的動態日標快速捕獲、跟蹤CNC技術，空間目標識別技術，目標相對測量敏感器，及跟蹤執行機構，為在軌服務和深空探測提供必要的GNC技術支撐。

運載火箭制導導航與控制技術

1．運載火箭制導、導航與控制理論方法

隨著運載火箭所承擔任務的多樣化，這將是未來發展的目標和趨勢。

可重複使用運載器對飛行器再入過程要求嚴格，時調整技術導航與控制理論方法不斷產生新的需需進一步研究再入軌跡線上生成與實現。

基於快速發射固體運載火箭的需求，需要研究線上航跡調整的能量管理技術，適應多視窗任務、快速閉合目標軌道的制導控制技術，以及零視窗發射諸元快速生成與裝訂技術等。

根據月球探測、深空探測任務的需要，運載器長期在軌及軌道控制技術、大過載直接人軌制導控制技術、月面安全準確著陸，以及月面起飛制導控制技術等都是需要重點研究的項目。

重型運載火箭由於其任務、結構和環境的相當複雜，因此，帶來了多任務適應性、高可靠性和模型複雜性等技術難點。針對這些特點，重型運載火箭控制系統必須著力發展適應多任務約束的制導控制、基於剛體/晃動/彈性強耦合的先進自適應控制、控制系統故障檢測及集成健康管理等技術。

2．運載火箭電氣系統綜合設計與集成技術

未來幾年內，控制系統可以通過以下技術項目的開展或技術途徑的獲得提高系統的集成度和可靠性。重點發展智慧型供配電管理、新一代匯流排研究與套用，以及電氣設備長時間在軌可靠性沒汁等技術。

3．運載火箭測發控技術

未來幾年內，測發控技術發展的重點在於提高系統智慧型化、信息化水平，增強對運載2012-201 3 侶火箭控制系統全壽命周期的管理，為發射提供全面、可信的測試結果，摒棄以一次測試結果決定發射與否的傳統模式，提高發射可靠性和成功率。