火星着陆自主导航方案研究进展

火星着陆导航技术是火星着陆过程的核心技术之一。围绕火星着陆环境特点与导航技术遇到的挑战，分析了目前火星着陆过程的导航能力和自主导航的发展趋势，并针对火星着陆过程的特殊性和导航需求，概述了火星着陆过程各阶段自主导航方案的研究现状与进展。进而从导航方案设计与配置、导航模型建立与仿真、导 航方案性能分析等方面，对自主导航方案的最新研究进展进行了分析，并在火星着陆全过程自主导航方案综合仿真的基础上，获得了满足火星定点着陆要求的各阶段交接点应满足的导航精度。最后，基于目前技术现状和发展趋势，提出了构建“递进式三阶段”火星着陆自主导航方案的设想，可为未来火星着陆自主导航方案的设计与论证提供参考。  

行星着陆自主导航与制导控制研究现状与趋势

行星着陆自主导航与制导控制技术是行星着陆过程的核心技术之一，关系到行星着陆任务的成败。本文基于未来火星和小天体着陆对自主导航与制导控制技术的发展需求，阐述了进一步开展自主导航与制导控制研究的必要性，围绕行星着陆过程环境特点，分析了自主导航与制导控制技术所遇到的挑战，随后概括了行星着陆自主导航与制导控制所涉及的关键技术，并综述了关键技术的研究现状。最后对我国未来行星着陆探测自主导航与制导控制技术的发展方向进行了展望。  

小天体安全着陆与表面探测控制方法研究

针对探测器在小天体表面的弹跳式运动特点，提出一种表面运动控制方法。首先基于简化的运动模型，计算出探测器进行弹跳式转移所需的初始速度；然后通过对轨道方程的线性化，基于线性时变系统的求解方程，采用脉冲控制对每次弹跳的运动轨迹进行修正，增加控制精度；并分析转移距离与弹跳次数的关系；最后，以小行星1620 Geographos作为目标小天体进行仿真分析，验证了控制算法的有效性。结果表明，该控制方法可以应用于探测器在附着到小天体表面后的弹跳转移，也适用于弱引力环境下探测器的弹跳式探测。  

基于扩张状态观测器的导弹滑模制导律

针对导弹拦截机动目标的问题,基于扩张状态观测器(ESO,Extended State Observer)设计了一种全新的导弹滑模制导律.考虑拦截时的弹目相对运动关系,通过ESO对目标加速度进行实时的观测和动态补偿,有效地解决了导弹拦截末端所需过载过大的问题,使导弹能够以更小的脱靶量拦截目标.同时在仿真中考虑自动驾驶仪的二阶动态特性,分别以不同的初始航迹角对周期性机动目标和非周期性机动目标进行拦截打击仿真,并与基于有限时间收敛理论提出的滑模制导律对迎击拦截、追击拦截和前向拦截3种方式进行仿真对比,仿真结果表明了基于ESO的滑模制导律在拦截末制导过程中的鲁棒性和优越性.  

基于改进Terminal滑模的导弹大角度机动控制

针对空空导弹攻击载机尾后目标的大角度机动控制问题,提出一种基于复合滑模面与扰动抑制机制的非奇异Terminal滑模(NTSM)控制器设计方法。首先建立了包含有气动不确定性的直接力控制系统(RCS)空空导弹数学模型,并采用传统NTSM控制方法设计了导弹姿态控制律。然后,在此基础上,针对大角度机动时初始状态远离平衡点的问题,设计了一种复合滑模面以加快系统收敛速度。为解决大攻角下的气动不确定性导致的严重抖振问题,引入了扩张状态观测器(ESO)技术,实现了系统不确定量的在线估计与补偿。对所提方法的稳定性分析证明了系统的有限时间收敛特性。最后,将设计的控制器应用于空空导弹的敏捷转弯大角度机动控制,仿真结果表明新方法可以加快系统收敛速度,并能有效削弱未建模动力学造成的抖振现象。  

低成本多小天体并行交会技术

小天体资源开发方兴未艾，为降低开发风险和成本，需要发射无人探测器交会观测多个待选目标小天体。传统多目标探测方案存在无法多次交会、成本高，周期长等不足。提出的低成本多小天体并行交会技术，能够对多小天体探测任务进行解耦，实现基于微纳飞行器的低成本多目标并行交会勘查，从而降低探测成本，缩短探测周期。该技术结合行星借力与不变流形机制构建了低能量星际转移方案。然后引入扰动流形思想，使微纳飞行器能够实现与目标小天体的快速交会。进一步，提出了一种多目标小天体探测全局搜索方法，该方法基于在日地halo轨道上停泊的微纳飞行器集群，逐次确定小天体探测目标，并利用上述方法完成了多微纳飞行器与多小天体的交会。数值仿真结果表明，该方案能够大幅度降低转移过程的燃料消耗，并缩短转移时间。  

小天体表面移动技术研究进展

基于已实施的小天体探测任务和未来小天体表面移动探测技术的发展趋势，阐述了小天体表面移动技术研究现状。根据小天体的特殊动力学环境和任务需求，总结了小天体表面移动技术的主要问题；归纳分析了包括小天体引力场建模与表面运动特性分析、小天体表面弹跳技术以及弱引力环境下的导航与制导技术在内的小天体表面移动关键技术，并介绍了这些关键技术的研究进展；对上述关键技术的未来研究热点和发展趋势进行了展望。  

航天器分布式有限时间编队方法

以二阶积分环节作为单体航天器动力学模型，在固定通信拓扑的基础上，假设每个航天器仅获取相邻航天器的速度位置信息，设计了分布式有限时间跟踪控制算法，并证明了算法的有效性。在该算法的基础上，采用了虚拟结构和阶级控制方法，使第一阶级航天器接受虚拟领队形成的虚拟结构信息，次级航天器接受上一级航天器信息，给出了有限时间编队方法，并通过数值仿真验证了该编队算法。  

火星大气进入段侧向预测校正制导律设计

火星大气进入段预测校正制导方法通常采用误差走廊来约束侧向运动,该方法只能满足侧向运动的末端约束,而无法实现对侧向运动过程约束的满足。将预测制导的方法引入侧向制导律设计中,该方法无需离线规划误差走廊,而是根据侧向运动中的相关约束,在线计算倾侧角反转时刻,从而同时满足侧向运动的末端约束与过程约束,并能够克服采用误差走廊可能导致的飞行器因频繁反转机动而使燃料过快消耗的问题。仿真结果表明:该侧向预测制导律不仅能满足开伞位置精度,同时也能实现对进入轨迹侧向运动的灵活规划。  

太阳帆航天器的关键技术

将太阳帆航天器所涉及的关键技术划分为4个方面：总体设计、轨道和姿态动力学与控制、太阳帆材料及其性能、太阳帆折叠与展开。针对每项关键技术，基于对国外长期研究结果进行分析并阐述主要技术特征，梳理国内相关研究进展，包括笔者与合作者的研究成果，分析存在的主要问题。根据上述分析，指出我国发展太阳帆航天器应该重视的若干问题。