彭德云，謝劍鋒，趙鳳才，梁 爽，陳 翔，張愛成

（北京航天飛行控制中心，北京 100094）

引 言

自1969年7月21日發(fā)射“阿波羅11號”（Apollo 11）到1972年12月11日發(fā)射“阿波羅17號”（Apollo 17）[1-3]期間，美國先后進行了6次載人登月探測任務；1970年9月—1976年8月，前蘇聯(lián)實施了3次無人月球采樣返回[4]；自1976年最后一次月球采樣返回至2020年中國實施“嫦娥五號”首次月球采樣返回任務，已過去了44年?！版隙鹑枴薄版隙鹚奶枴敝懫鲀纱纬晒崿F(xiàn)月面軟著陸[5-6]；2019年4月，以色列“創(chuàng)世紀號”（Beresheet）探測器在著陸月球距離月面約150 m高度與地面失去聯(lián)系[7]；2019年9月印度月球探測器“月船2號”（Chandrayaan-2）釋放的著陸器在距離月球表面2.1 km處與地球失去聯(lián)系[8]。月球軟著陸、月面起飛、月球軌道交會對接和高速再入返回系列，高精度控制技術是實現(xiàn)月面就位探測和采樣返回的技術基礎。月球采樣返回與星球表面深空探測和星際探測長期飛行任務相比，要滿足發(fā)射、月面著陸、月面起飛、交會對接和再入返回等系列窗口約束，其特點是飛行過程復雜、多類約束組合復雜、關鍵控制密集、天地測控交互頻繁[9-10]。

多目標協(xié)同規(guī)劃系統(tǒng)是將多個航天器、多類測控資源和多種約束的復雜事件進行各測控站跟蹤和各航天器指令序列的聯(lián)合規(guī)劃，分解為各測控鏈路對單個/多個控制目標的上下行跟蹤調(diào)度、各航天器的在軌執(zhí)行事件和指令序列安排。航天任務規(guī)劃系統(tǒng)在長周期、事件具有重復調(diào)度的相關領域取得了較大進展。美國噴氣推進實驗室（Jet Propulsion Laboratory，JPL）開發(fā)的自主規(guī)劃與調(diào)度系統(tǒng)ASPEN在地球觀測和巡視器任務中得到成功應用[11]。美國國家航空航天局（National Aeronautics and Space Administration，NASA）的艾姆斯 （Ames）研究中心根據(jù)啟發(fā)式搜索方法開發(fā)了航天器任務規(guī)劃調(diào)度系統(tǒng)（Extensible Unification Remote Operation Planning Framework，EUROPA），并應用于多個火星車等深空探測任務中。周建亮等[12]研究了可適用于月面長期工作的巡視器任務規(guī)劃方法，并應用于“嫦娥三號”巡視器探測等任務。徐瑞等[13-14]對深空探測器/天體表面巡視器的自主任務規(guī)劃或自主故障處置相關算法進行仿真研究。上述任務規(guī)劃方法在復雜航天任務中面臨對應知識表示困難、難以應對應急處置需求等問題。月球采樣返回任務和載人登月任務在飛行軌道、飛行階段、任務周期、航天器模態(tài)組合和任務約束方面有較大程度相似性，均面臨飛行過程復雜、航天器組成模態(tài)多、任務約束復雜、應急處置緊等問題[15-18]，給全任務飛控任務規(guī)劃帶來了巨大的挑戰(zhàn)。

本文在分析月球采樣返回任務難點的基礎上，針對飛行控制任務所需要重點解決的四器多組態(tài)器間代傳上行控制和多目標多約束協(xié)同規(guī)劃等問題，設計了多目標復雜器間代傳上行控制關系描述方法、多目標測控資源規(guī)劃方法和多目標事件規(guī)劃方法，解決了復雜多目標高密度軌道及姿態(tài)組合控制下的協(xié)同規(guī)劃難題。

1 月球采樣返回任務測控分析

1.1 采樣返回探測器

月球采樣返回任務探測器在不同飛行階段具有四器組合體、著上組合體、軌返組合體（帶支撐艙）、上升器單器、軌返組合體（不帶支撐艙）、對接組合體、上升器連同對接艙組合體、軌返組合體（不帶對接機構）、軌道器單器、返回器單器等不同構型，如圖1所示[1-2]。不同構型的測控目標其軌道控制模式、姿態(tài)控制模式、上下行信息流代傳方式、測控點頻組合、波束特征均有差異，需要針對不同構型特點進行系統(tǒng)分析，使飛控任務規(guī)劃系統(tǒng)能夠在不同飛行階段生成匹配的航天器飛行控制規(guī)劃和地面協(xié)同操作規(guī)劃。

圖1 探測器不同飛行階段的構型Fig. 1 Different conformations of each flight stage

1.2 飛行階段測控狀態(tài)分析

軌道器和著陸器配備測控數(shù)傳設備，上升器和返回器配備測控設備，四器在組合體狀態(tài)具備通過軌道器和上升器測控上下行能力，在軌返組合體狀態(tài)下具備通過軌道器上下行能力，在著上組合體狀態(tài)下具備通過上升器上下行能力。在月球軌道交會對接期間具備無線代傳能力。

根據(jù)測控數(shù)據(jù)上下行和通道特點，月球采樣返回飛控任務的控制目標包括軌道器、返回器和上升器。在四器組合體分離、交會對接、對接組合體分離、軌返分離等組合體構型發(fā)生改變前后，涉及多目標聯(lián)合測控和多個單目標獨立測控狀態(tài)的切換。在月球采樣返回任務期間，環(huán)月軌道和月面正面同時還運行著需要測控的目標，包括“嫦娥三號”著陸器、再入返回飛行任務服務艙和“天問一號”探測器。在深空測控資源限定的情況下，多個測控目標飛行控制和測控資源分配需采用多目標協(xié)同控制模式統(tǒng)一安排。

1.3 探測器測控技術難點分析

探測器在地面跟蹤控制下經(jīng)過發(fā)射入軌段、地月轉(zhuǎn)移段、近月制動段、環(huán)月飛行段、著陸下降段、月面工作段、月面上升段、交會對接與樣品轉(zhuǎn)移段、環(huán)月等待段、月地轉(zhuǎn)移段、再入回收段等階段，完成月面自動采樣返回任務，如圖2所示[1-3]。與之前的探月任務相比，月面采樣返回任務飛行階段增加上升器遠程導引、軌返組合體調(diào)相、月面上升、交會對接與樣品轉(zhuǎn)移、環(huán)月等待、月地入射飛行等階段，增加了包含組合體分離與對接組合控制、標稱執(zhí)行等約30次軌道控制。在較短的任務周期需要實施密集的狀態(tài)切換和軌道姿態(tài)控制。各飛行階段、各航天器的軌道控制高度耦合，推進劑余量少，測控約束多，控制精度要求高，各次重大控制之間測軌時間和上行注入數(shù)據(jù)準備時間大大縮短，應急軌道重構故障分支多，設計難度大，對任務飛行控制及其規(guī)劃提出了空前的挑戰(zhàn)。

圖2 月面采樣返回任務飛行過程示意圖Fig. 2 Flight processes of lunar sampling and return mission

2 月面采樣返回任務飛控模式設計

首次月球采樣返回任務繼承了中國月球巡視探測任務和近地軌道交會對接任務的部分成果，其飛行控制與“嫦娥三號”任務、近地軌道交會對接任務有一定的相似性，又有一定的差異。對比3個任務之間飛行控制的相同點和差異點，可為地面飛行控制系統(tǒng)設計提供全局性信息。采樣返回任務月面軟著陸飛行控制與“嫦娥三號”月面軟著陸飛行控制對比如表1所示，采樣封裝遙操作與月球巡視器遙操作控制對比如表2所示。近地軌道載人交會對接與月球軌道無人交會對接對比如表3所示。

表1 采樣返回任務月面軟著陸飛行控制與“嫦娥三號”月面軟著陸飛行控制對比Table 1 Soft lunar surface landing flight control contrast between lunar sampling and return mission and Chang’E-3 mission

表2 采樣封裝遙操作控制與月球巡視器遙操控制作對比Table 2 Tele-operation contrast between lunar sampling and return mission and lunar rover mission

表3 月球軌道無人交會對接與近地軌道載人交會對接對比Table 3 Flight control contrast between unmanned lunar trajectory rendezvous and manned near-Earth trajectory rendezvous

“嫦娥五號”月面采樣返回任務采用“月球軟著陸+月球起飛+月球軌道無人交會對接”的創(chuàng)新模式，在地面有限測控支持下，需進行高精度測定軌和地面引導及控制，實現(xiàn)地面控制和探測器自主控制的無縫銜接。

2.1 飛控測控任務協(xié)同規(guī)劃問題

在月球采樣返回任務中要完成對探測器（含軌道器、著陸器、上升器、返回器）遙測數(shù)傳數(shù)據(jù)處理、遙控指令發(fā)送、工作狀況監(jiān)視、軌道確定、軌控策略制定；完成月面工作段樣品采集及轉(zhuǎn)移、樣品封裝、動力下降段和月面上升段運行軌跡的監(jiān)視，并對軌道器和上升器在月球軌道交會對接提供遠程導引；完成對返回器再入彈道的監(jiān)視，返回落點的預報；完成搜索回收任務的指揮調(diào)度和過程顯示；完成與各相關參試單位及任務單元的信息交換。月球采樣返回飛控任務系統(tǒng)在以往探月工程和再入返回任務等軟件功能基礎上，需要重點解決實現(xiàn)四器多組態(tài)器間代傳上行控制和多目標多約束協(xié)同規(guī)劃等問題。

2.2 標稱計劃飛控模式設計

月球采樣返回任務中，飛行控制中心采用計劃工作模式開展測控工作。在這種工作模式下，飛行控制中心依據(jù)飛行程序、理論軌道，匯集飛控相關需求，編排并輸入各類標稱計劃。任務中依據(jù)實測軌道及對應的預報數(shù)據(jù)、控制參數(shù)生成各類實戰(zhàn)計劃，探測器系統(tǒng)、地面應用系統(tǒng)和測控系統(tǒng)按飛行控制中心生成的各類測控計劃協(xié)同完成本次任務的飛控工作。計劃工作模式的示意如圖3。

圖3 月球采樣返回標稱計劃工作模式示意圖Fig. 3 Execution processes flowchart of scheduling work pattern of lunar sampling and return mission

3 多目標器間代傳控制關系

月球采樣返回任務中，不同航天器在不同構型和飛行階段之間具備特定的有線或無線的星間鏈路，按不同協(xié)議代為接收和轉(zhuǎn)發(fā)控制指令、遙測數(shù)據(jù)。任務規(guī)劃環(huán)節(jié)需要選擇并描述所有代傳指令的代傳鏈路狀態(tài)，實質(zhì)是要解決多目標協(xié)同控制事件描述以及對應多目標控制指令生成之間的映射問題。其核心是需要依據(jù)各個飛行控制事件需求，實現(xiàn)目標航天器的控制及其代傳上下行數(shù)據(jù)航天器之間關聯(lián)控制。為支持多個目標之間的協(xié)同配合關系描述，采用多目標器間代傳控制關系描述方法，該方法在航天器指令規(guī)劃、下行數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)發(fā)處理和測控資源的規(guī)劃調(diào)度等各個環(huán)節(jié)均引入并區(qū)分控制目標和上行路由。

3.1 控制目標和上行路由

控制目標是指遙控指令和注入數(shù)據(jù)最終到達的目標航天器。根據(jù)月球采樣返回任務的數(shù)據(jù)上下行和通道特點，控制目標包括軌道器、上升器和返回器。在不同的組合體模式、單器工作模式和中繼通信模式下，指令需要經(jīng)由特定航天器（軌道器、上升器等）的上行信道發(fā)送，所經(jīng)由的航天器路徑稱為上行路由。以圖4為例，地面對目標航天器上行控制時，經(jīng)由的航天器路由列表表示為“航天器1→航天器2→···→航天器n”。上行指令數(shù)據(jù)即按該路由鏈表進行反向的格式封裝處理，即按“航天器n→航天器n–1→···→航天器1”的代傳格式封裝。上行路由的節(jié)點數(shù)n表征上行路由的長度。對月球采樣返回任務而言，其節(jié)點數(shù)均為1，表示均通過選中的某個目標作為上行路由目標代傳其它控制目標指令。月球采樣返回任務的對3個控制目標上行時，共有可用3個單節(jié)點上行路由，分別為軌道器路由、上升器/著上組合體路由、返回器路由。

圖4 上行路由示意圖Fig. 4 Flowchart of uplink router

控制事件描述時，采用“控制目標”屬性值明確事件發(fā)生的主體。該事件對應的指令代碼、注入數(shù)據(jù)、遙測的數(shù)據(jù)生成和發(fā)送均通過“控制目標”屬性實現(xiàn)與該目標基礎數(shù)據(jù)集的自動關聯(lián)。飛行控制事件的“上行路由”屬性明確航天器之間的上下行代傳關系。該事件對應代傳數(shù)據(jù)的協(xié)議轉(zhuǎn)換、數(shù)據(jù)封包/解包處理通過“上行路由”屬性實現(xiàn)與代傳目標基礎數(shù)據(jù)集的自動關聯(lián)。飛行控制事件通過上行路由的測控網(wǎng)配置實現(xiàn)飛控事件與地面測控網(wǎng)的協(xié)同操作。由于控制目標的上行數(shù)據(jù)和下行數(shù)據(jù)均通過上行路由目標作為與地面測控的路由節(jié)點，地面僅對上行路由目標分配測控資源。上行路由的測控資源配置內(nèi)容為不同時段的可選測站集合及測站操作需求。任務規(guī)劃軟件依據(jù)測控資源分配規(guī)則集和上述測控資源配置，實現(xiàn)對測控站資源的統(tǒng)一分配。

3.2 上行路由一般選取原則

月面采樣返回任務的航天器組合模態(tài)在飛行階段由于任務不同，對應的組合模態(tài)也各不相同。在有限的地面測控資源前提下，為了滿足不同階段的多個目標的地面測控、監(jiān)視需求，按以下幾個原則確定上行路由目標。

1）各個組合體模態(tài)下，均以對地測控有利的目標作為上行路由。地面測控有利資源優(yōu)先確保該目標測控需求，其它目標通過上行路由目標進行上行和下行的數(shù)據(jù)代傳。

2）著上組合體和軌返組合體各自獨立工作時，為保持上行狀態(tài)穩(wěn)定性和對地有利原則，每個組合體選擇其中一個對地測控有利目標作為上行路由，為各上行路由配置適當測控資源。

3）軌道器和上升器均配置了雙點頻、全空間覆蓋的上下行測控設備，軌道器和著陸器配置了數(shù)傳發(fā)射和定向天線等數(shù)傳設備，返回器配置了測控天線和回收相關信標設備，在返回前擇機加電。因此，各組合體階段優(yōu)先選用軌道器和上升器作為上行路由目標。

在四器組合體階段，軌道器和上升器均可作為上行路由目標，為保持地面上行狀態(tài)穩(wěn)定性和對地有利原則，正常情況下四器僅選用一個上行路由，具體選擇依據(jù)探測器姿態(tài)決定的對地指向自動選取。

4）單目標階段，各控制目標的指令自己直接接收、自己直接執(zhí)行，上行路由與控制目標相同。任務的上行路由根據(jù)飛行器組合狀態(tài)和飛行姿態(tài)確定。按飛行階段和組合模態(tài)、對地姿態(tài)確定其上行路由，再依據(jù)上行路由分配測站資源，如表4所示。

表4 各組合模態(tài)各階段的上行路由確定策略Table 4 Uplink router object of each control object in different stages stages

3.3 四器組合體階段上行路由選擇

四器組合體階段，上行路由可能為上升器、軌道器，任務規(guī)劃時上行路由具體選取原則：①四器組合體狀態(tài)下可以同時對軌道器和上升器進行上行捕獲；②上行路由目標初始為軌道器，入軌后著陸器太陽翼解鎖后上行路由目標切換為上升器；③分離當圈上升器和軌道器同時作為上行路由；④在四器組合體分離姿態(tài)建立前，正常情況下僅選定上行路由的一個點頻上行捕獲和發(fā)令。

如圖5所示，定義探測器串聯(lián)方向的+X軸與星站連線的夾角為α角。

圖5 α角與β角示意圖Fig. 5 Flowchart ofαangle andβangle

依據(jù)α角選取采用對地有利的半空間所對應的目標（+X軸半空間對應為上升器，–X軸半空間對應為軌道器）為上行路由目標，即：

1）若α≤90°，著陸上升組合體、軌道器和返回器共3個控制目標均選用上升器作為上行路由；

2）若α＞90°，著陸上升組合體、軌道器和返回器共3個控制目標均選用軌道器路由目標的測控通道進行測控（著陸上升組合體和返回器的指令類型限制為間接指令和注入數(shù)據(jù)。如必須發(fā)送上升器直接指令，可通過上升器上行路由發(fā)送該指令）；

3）在調(diào)姿引起的姿態(tài)變化期間，在α角過90°時刻切換上行路由。

若實時計算姿態(tài)與事先規(guī)劃所用預報姿態(tài)不符造成實際上行路由切換時機變化，則按實時計算姿態(tài)匹配的上行路由同時進行地面測控設備切換和指令發(fā)送的上行路由切換。

4 多目標測控資源規(guī)劃

測控資源分配采用先確定上行路由目標的跟蹤測站集、再選測站的兩步原則實施。

1）根據(jù)不同階段的上行路由目標數(shù)量、測站跟蹤數(shù)據(jù)、測定軌精度需求，確定不同階段各個上行路由目標的跟蹤測站集合。

2）根據(jù)測站等級選用一個測站作為上行控制主用站，其它測站為上行控制備用站和下行數(shù)據(jù)接收站。

4.1 上行路由目標跟蹤測站集確定

根據(jù)各時段航天器/組合體的不同構型，采用分階段、分目標、多優(yōu)先級分時使用方式實施多個目標之間的測控資源的協(xié)同規(guī)劃，相應的測站組合使用策略完成多目標跟蹤任務。

1）四器組合體階段，根據(jù)各時段選定一個上行路由目標，由該上行路由目標獨占上行測控資源，必要時視資源裕度安排其它目標的下行數(shù)據(jù)接收。

2）四器組合體分離為軌返組合體和著上組合體兩個組合體后，兩個組合體根據(jù)各自姿態(tài)和對地指向選定的一個上行路由目標。根據(jù)兩個上行路由目標測控需求及國內(nèi)和國外布局[19]，將全球布局測站按照中、東、西方位搭配使用的原則分為兩組，每組測站分別各支持一個航天器，盡力確保測控覆蓋率。

3）交會對接和樣品轉(zhuǎn)移過程，按雙目標組合測控的方式實施，為盡力提高測控覆蓋率和可靠度，對接過程在國內(nèi)多個測站共視弧段內(nèi)實施。每個航天器均按東西方位各一個測站搭配跟蹤的方式，并在同波束滿足時段實施雙目標同波束干涉測量。

按上述原則，為各階段各目標分配跟蹤測站集合如表5所示。月面采樣返回任務實施過程中，以往探月任務的航天器和本次任務多個目標同在月球表面或繞月軌道附近，測控弧段基本一致，首次火星探測任務“天問一號”與本次任務測控弧段呈周期性漂移的測控弧段沖突。為保證多個任務各目標控制過程協(xié)調(diào)一致性，進行了深空探測任務控制事件及資源的統(tǒng)一規(guī)劃。在任務準備和實施過程中，按各任務目標的控制需求優(yōu)先級進行重大控制事件及資源的預規(guī)劃；在“嫦娥五號”任務內(nèi)部，在各階段不同航天器構型的上行路由進行測控資源預規(guī)劃。

表5 各階段各目標測站集Table 5 Station aggregate of each uplink object in different stages

4.2 上行主用測站選用及切換

4.2.1 上行主用測站選用原則

為確保提供重要任務可靠性，存在同一時段有多個測站同時具備跟蹤能力的情形。為高效利用測控資源，需要進行測控資源的選優(yōu)處理和接力跟蹤處理。

1）根據(jù)測站等級不同，優(yōu)先選用高優(yōu)先級測站作為上行控制主用站，其它測站為上行控制備用站和下行數(shù)據(jù)接收站。

2）相同等級測站跟蹤存在共視弧段時，按照仰角優(yōu)劣、切換最少的原則進行測站選取。

（1）仰角優(yōu)劣：優(yōu)先跟蹤仰角在指定角度范圍的測控站，超出指定角度范圍的時段正常不安排上行發(fā)令，優(yōu)先級低于仰角較低測站。

（2）切換最少：為減少測站切換，多站同時進站時選用跟蹤時段長的測站進行跟蹤。

測站同時進站判斷準則為若多站進站時間偏差ΔT小于時間閾值δ，視為多站同時進站。如圖6所示，不妨假定測站A弧段的進單站遙控時刻為TICa，出單站遙控時刻為TOCb，捕獲時長為ΔTCAPa，去捕時長為ΔTCLOSEa；測站B弧段的進單站遙控時刻為TICb，出單站遙控時刻為TOCb，捕獲時長為ΔTCAPb，去捕時長為ΔTCLOSEb。

圖6 多站同時進站判斷準則Fig. 6 Judgement criterion for multiple-station simultaneous

多站進站時，對多站進行同時進站判斷。以兩站（命名為A、B兩站）關系為例，判斷準則如下：

判斷A站和B站遙控進站時刻TICa和TOCb進站時差絕對值是否小于閾值δ。其中，ΔT=TICa–TOCb。

若ΔT≤閾值δ，則認為兩站同時進站。

比較兩站有效控制弧段長度ΔLaΔLb。若|ΔLa–ΔLb|≤閾值δ，則認為兩站有效控制弧段長度相當，按默認優(yōu)先順序安排跟蹤；否則，選用兩站中有效控制弧段長度大的測站上行控制。

有效控制長度的最大值Mmax=max(ΔLa， ΔLb)。取有效控制長度長的弧段進行上行控制。

若ΔT＞閾值δ，則認為兩站為前后進站，先進站的先行上行。

4.2.2 測站上行切換時機確定

正常情況下，每個航天器在同一時刻只能采用一個測站實施上行控制。多站接力跟蹤時，需要進行測站的交接班切換。飛控中心依據(jù)任務需求和測控條件，確定前一上行控制站與后一上行控制站的交接班時刻Talt。 交接班時刻Talt表示前一上行控制站完成關上行載波時刻，同時也為后一上行控制站開始開上行載波時刻。上行控制測站按照確定的交接班時刻，確定各自的有效遙控區(qū)間（即上行控制開始時刻至上行控制結(jié)束時刻）。

根據(jù)測站預報構造各個測站的單站有效控制弧段。不妨假定：測站A弧段的進單站遙控時刻為TIC1，出單站遙控時刻為TOC1，捕獲時長為ΔTCAP1，去捕時長為 ΔTCLOSE1；測站B弧段的進單站遙控時刻為TIC2，出單站遙控時刻為TOC2，捕獲時長為 ΔTCAP2，去捕時長為ΔTCLOSE2。

計算前站A去捕完成時刻T1=TOC1+ΔTCLOSE1，后站B捕獲開始時刻T2=TIC2?ΔTCAP2。

若滿足下列關系T1＞T2，則認為測站A和測站B有效遙控區(qū)間搭接，如圖7所示；否則，認為測站A和測站B不搭接。

圖7 有效控制弧段搭接判斷準則Fig. 7 Overlapping judgment criterion of valid uplink tracking arcs

對判定搭接的測站之間需進行上行控制權的交接處理。如圖8所示，假定測站A、測站B的交接班時間Talt為Talt=T1，對兩站的上行控制開始時刻、上行控制時刻處理如下：

圖8 搭接測站的控制權交接處理Fig. 8 Uplink control transfer between overlapped stations

1）測站A的進單站遙控時刻為TIC1、出單站遙控時刻為TOC1不變，其有效遙控區(qū)間仍為[TIC1,TOC1]；

2）測站B的出單站遙控時刻TOC2不變，修改對應測站B弧段的進單站遙控時刻為TIC2′=T1+ΔTCAP2。測站B對應弧段的有效遙控區(qū)間為[TIC2′,TOC2]。

4.2.3 測站上行點頻確定

測控目標的上行路由和上行測站確定后，依據(jù)探測器天線對地指向判斷選取的原則選取測站上行點頻。假定月球探測器對稱指向的兩路測控天線分別對應測控f1和f2兩個點頻。如圖5所示，定義f1點頻的對應天線軸與星站連線夾角為β角，則：

1）上行路由為軌道器時，依據(jù)βg角確定點頻；上行路由為上升器時，依據(jù)βs角確定點頻；上行路由為返回器時，點頻固定為fs；

2）航天器的β角 ≤ 90°時，采用f1點頻；航天器的β角＞90°時，采用f2點頻。

5 多目標事件規(guī)劃

飛控任務規(guī)劃設計內(nèi)容包括計劃控制模式下的天地協(xié)同相關事件安排，包括航天器飛行控制事件設計、任務中心軟件調(diào)度計劃設計、測站調(diào)度與操作計劃設計。在多目標有相互關聯(lián)的飛行階段，多個目標規(guī)劃視為一個整體，統(tǒng)一設計，這樣有利于不同目標之間飛控任務的相互協(xié)同，比如四器組合體聯(lián)合控制階段為四器統(tǒng)一設計，軌返組合體飛行及分離過程為軌道器、返回器兩個目標聯(lián)合任務規(guī)劃等。其它沒有相互關聯(lián)的階段，彼此獨立設計，互不干擾。在多目標聯(lián)合規(guī)劃過程中，采用以重要事件特征點時刻為錨點進行多目標事件聯(lián)合規(guī)劃的方式進行統(tǒng)一規(guī)劃。

5.1 飛控任務規(guī)劃事件類型劃分

采樣返回飛控任務規(guī)劃涉及的主要天地協(xié)同過程事件類型包括幾個方面。

1）航天器飛行控制事件，包括軌道控制事件、姿態(tài)機動控制事件、遙控及注入事件、程控/延時指令事件、指令修正事件；

2）測站調(diào)度與操作事件，包括各測站跟蹤、捕獲、開關上行載波、加調(diào)/去調(diào)各類副載波/測距音、上下行碼速率及編碼方式設置、各類引導數(shù)據(jù)和跟蹤數(shù)據(jù)的接收和發(fā)送等事件；

3）任務中心軟件調(diào)度事件，包括與航天器飛行控制或地面測控網(wǎng)跟蹤關聯(lián)的軟硬件狀態(tài)設置或進程調(diào)度事件。

飛控任務規(guī)劃設計在充分考慮地面測控跟蹤條件下以航天器飛行控制事件為核心開展設計，其它類型事件以航天器飛行控制事件為主線進行匹配性安排。采樣返回任務中，航天器軌道和姿態(tài)控制密集實施，從最優(yōu)化控制角度考慮，軌道和姿態(tài)控制時機隨軌道位置動態(tài)變化，在任務實施過程中實時進行各類數(shù)據(jù)修正。

5.2 軌道/姿態(tài)機動控制與關聯(lián)飛控事件聯(lián)合規(guī)劃

采樣返回飛行任務中一段時間內(nèi)執(zhí)行多次軌道機動或姿態(tài)機動成為常態(tài)，原來的軌道/姿態(tài)機動和關聯(lián)飛控事件各自獨立串行規(guī)劃、計算帶來的規(guī)劃不一致風險愈加突出，流程時間較長，無法滿足任務過程快速狀態(tài)變化下對任務規(guī)劃的時效性要求。面對任務復雜度的提升，設計了一種可并行開展一致性聯(lián)合規(guī)劃的方法。軌道/姿態(tài)機動控制和關聯(lián)飛控事件聯(lián)合規(guī)劃的策略主要包括3個主要步驟：

1）依據(jù)任務使命進行任務飛行軌道/姿態(tài)機動設計，確定軌道/姿態(tài)控制時機和階段劃分，生成相關控制參數(shù)和預報數(shù)據(jù)；

2）依據(jù)航天器控制能力和地面測控能力進行，進行飛行控制事件細化標稱設計，對飛行軌道/姿態(tài)控制設計進行迭代復核和必要修正；

3）依據(jù)任務實際和測定軌結(jié)果進行參數(shù)修正，關聯(lián)事件規(guī)劃進行相應更新和修正。

上述過程中，第1～2步在任務準備過程存在多輪迭代，直至在確保任務參數(shù)具有滿足預定調(diào)整適應裕度指標的情況下取得最優(yōu)解或可行解作為標稱任務參數(shù)。在任務實際執(zhí)行期間，執(zhí)行第3步的參數(shù)修正和關鍵事件更新，正常應在任務裕度指標范圍內(nèi)，即關聯(lián)事件安排為非沖突狀態(tài)。對于應急或較低概率出現(xiàn)的沖突事件安排，則需要在繼承之前標稱任務參數(shù)確定的基礎上快速重新從第1步開始進行測控條件分析，修正軌道/姿態(tài)機動參數(shù)直至得到無沖突事件安排結(jié)果，實施流程如圖9所示。

圖9 軌道/姿態(tài)機動控制與飛控事件聯(lián)合規(guī)劃流程示意圖Fig. 9 Flowchart of trajectory and attitude maneuver control and flight control event combination planning processes

上述流程中，作為標稱任務參數(shù)之一的軌道/姿態(tài)機動描述文件，即是任務準備階段的結(jié)果文件，同時也是任務實施階段的初始文件。該文件描述各航天器軌道/姿態(tài)機動的基本參數(shù)信息，主要包括機動編次相關信息、機動類型、機動開始時刻、目標姿態(tài)、機動時長等，如表6所示。

表6 軌道/姿態(tài)機動描述文件主要信息字段Table 6 Primary fields of trajectory and attitude maneuver control description file

6 采樣返回在軌任務應用

本文所述月球采樣返回探測任務規(guī)劃與控制相關設計已成功應用于“嫦娥五號”任務飛行控制軟件系統(tǒng)。任務準備階段，任務中心對任務全程探測器飛行控制各類事件進行了統(tǒng)一規(guī)劃，形成了任務各發(fā)射窗口標稱規(guī)劃基線版本。

2020年11月24日“嫦娥五號”任務探測器發(fā)射入軌至2020年12月17日返回器再入返回并成功著陸于內(nèi)蒙古四子王旗，北京航天飛行控制中心（北京中心）成功實施了軌道器、返回器、上升器和著陸器四器的協(xié)同飛行控制數(shù)10次在軌任務規(guī)劃，圓滿完成了各航天器的上行控制指令發(fā)送和測控網(wǎng)資源分配調(diào)度，首次實現(xiàn)了中國月面采樣封裝、月面起飛、月球軌道交會對接、月地入射控制。

在任務各飛行階段，北京中心依據(jù)實際測定軌參數(shù)進行了數(shù)十次規(guī)劃數(shù)據(jù)更新。依據(jù)在軌飛行過程出現(xiàn)的風雨天氣影響測站跟蹤、空間環(huán)境引起的探測器狀態(tài)調(diào)整、其它任務關聯(lián)變化引起的測控資源調(diào)整等各類任務狀態(tài)變化，進行了10余次任務過程測控資源和飛控事件重規(guī)劃，所有規(guī)劃結(jié)果均驗證正確并成功實施。

在“嫦娥五號”任務期間，針對“嫦娥五號”探測器、“天問一號”環(huán)繞器、“嫦娥四號”任務中繼衛(wèi)星、“嫦娥三號”月面著陸器月面工作和探月工程三期再入返回試驗任務服務艙等多個任務的多個控制目標分時共享深空測控網(wǎng)資源需求進行了多任務資源規(guī)劃統(tǒng)一規(guī)劃與調(diào)度。

7 結(jié) 論

本文根據(jù)月球采樣返回探測任務需求進行飛控任務規(guī)劃設計，重點解決了多目標復雜器間代傳上行控制關系描述、多目標測控資源規(guī)劃和多目標事件規(guī)劃等技術難題，并在“嫦娥五號”任務中得到在軌實際應用。飛行控制的成功應用表明設計合理。本文所做相關設計可與具體任務過程解耦，可推廣應用于后續(xù)的月球探測基地和載人登月等多目標復雜協(xié)同控制任務。限于多種因素，本次任務規(guī)劃作業(yè)平臺的圖形可視化程度、功能集成度和智能化程度還有待提升。為進一步適應后續(xù)載人登月等任務需求，支持多目標多約束任務快速求解、支持圖形可視化交互、支持多用戶協(xié)同的任務分析與規(guī)劃集成環(huán)境是未來的發(fā)展方向。