董捷

(北京空間飛行器總體設(shè)計部，北京 100094)

國外探測器接近至著陸小天體的飛行策略研究

董捷

(北京空間飛行器總體設(shè)計部，北京 100094)

調(diào)研了3項國外典型的小天體著陸探測任務(wù)，包括近地小行星交會(探測)任務(wù)(NEAR)、羅塞塔號探測任務(wù)和隼鳥號探測任務(wù)，歸納總結(jié)了各任務(wù)中自接近至著陸小天體過程的設(shè)計特點，提出了小天體接近至著陸飛行策略：首先采用逐漸降低高度的接近軌道，開展引力場、外形參數(shù)初步測量；著陸前根據(jù)探測目標(biāo)小天體質(zhì)量大小設(shè)計特定的環(huán)繞或停泊軌道，在滿足軌道穩(wěn)定性、能源約束條件下，完成小天體的詳細(xì)觀測并選定著陸區(qū)，最終進入著陸初始軌道條件；著陸過程根據(jù)探測目標(biāo)質(zhì)量與體積、系統(tǒng)質(zhì)量資源約束采用自由落體或自主軌道控制完成著陸。文章的研究結(jié)果可為后續(xù)我國小天體著陸探測任務(wù)提供借鑒。

小天體；探測器；環(huán)繞；停泊；著陸；自主軌道控制

1 引言

當(dāng)前小天體(小行星、彗星)探測正逐漸成為國際深空探測的熱點，根據(jù)目前已實施或計劃實施的小天體任務(wù)設(shè)計情況來看，研究太陽系形成與演化、搜集地球安全防御信息、尋找稀有資源是各個任務(wù)的重要驅(qū)動力。到目前為止國外共發(fā)射了20顆與小天體相關(guān)的探測器，包括掠飛、繞飛、著陸、取樣返回等多種探測方式。由于大部分小天體具有體積小、質(zhì)量小、形狀不規(guī)則、運動狀態(tài)復(fù)雜等特點，只依靠地面觀測了解的小天體信息非常有限。為了獲得盡可能多的第一手探測數(shù)據(jù)，著陸探測是較為有效的方式。根據(jù)對有關(guān)國家小天體探測任務(wù)的調(diào)研來看，國外成功實施小天體著陸的任務(wù)僅有三次，其風(fēng)險最大的環(huán)節(jié)是探測器近距離接近至著陸小天體的過程，需要針對性地設(shè)計飛行策略。

本文首先對國外小天體著陸探測中較為典型的三次任務(wù)進行分析，包括NASA的近地小行星交會(探測)任務(wù)(NEAR)、ESA的羅塞塔號(Rosetta)和日本的隼鳥號(Hayabusa)任務(wù)，梳理了其飛行策略的主要特點。其中NEAR探測器完成了簡單的著陸任務(wù)，羅塞塔號實現(xiàn)了較為長期的表面駐留，而隼鳥號則采用了“touch and go”的短期接觸及采樣方式。其接近至著陸策略從NEAR簡單的開環(huán)控制逐漸發(fā)展到了隼鳥號的自主閉環(huán)導(dǎo)航制導(dǎo)與控制。由于這三次任務(wù)的探測天體物理特征不同，其環(huán)繞及著陸策略又存在一定差異。最后按接近、環(huán)繞(或停泊)及著陸3個階段提出了小天體著陸探測飛行策略中須重點關(guān)注的主要問題及設(shè)計方法。

2 國外典型任務(wù)

2.1 探測目標(biāo)

NASA的NEAR、ESA的羅塞塔和日本的隼鳥號探測目標(biāo)分別為愛神(Eros)小行星、邱留莫夫-格拉希緬科彗星和糸川(Itokawa)小行星。其中NEAR任務(wù)還對主帶小行星Mathilde進行了飛掠探測。3個著陸目標(biāo)天體的主要參數(shù)見表1。

表1 3個小天體主要參數(shù)Table 1 Key paremeters of the three small celestial bodies

3個小天體的質(zhì)量、外形尺寸依次減小。特別是由于糸川小行星引力小，逃逸速度過低，軌道預(yù)報誤差和變軌誤差本身就將超出逃逸速度，探測器較難保持在環(huán)繞軌道飛行。

2.2 接近至著陸策略

2.2.1 NEAR

美國NEAR探測器完成了對愛神(Eros)小行星的接近、環(huán)繞及著陸任務(wù)，首次嘗試了環(huán)繞小行星過程中開展成像等一系列探測活動，除初步獲取了小行星的重要物理參數(shù)外，還為后續(xù)的著陸試驗提供了參考。

(1)接近段：初始設(shè)計了5個階段完成對Eros的環(huán)繞(見圖1)，以逐漸降低相對高度，完成必要參數(shù)測量。由于第一次制動星上未正常執(zhí)行，地面修改了后續(xù)任務(wù)序列，捕獲前獲取了部分低分辨率圖像(400 m/像素)，開展了質(zhì)量、體積等主要參數(shù)估計[1]。

圖1 接近機動序列Fig.1 Timeline for NEAR’s approaching maneuver sequence

(2)環(huán)繞段：1999年3月1日，NEAR通過一次深空機動(速度增量932 m/s)，實現(xiàn)跟隨Eros小行星運動。2000年，NEAR探測器經(jīng)歷了一系列修正后成功實現(xiàn)對Eros環(huán)繞，進入324 km/367 km繞飛軌道，后續(xù)逐漸降低軌道高度開展科學(xué)探測(見圖2)。為了降低Eros攝動和太陽光壓對軌道的影響，探測器處于赤道附近圓軌道，以軌道半徑35 km進行近距離觀測。在該軌道上工作約90 d。NEAR在達(dá)到較低高度時采用與小行星自轉(zhuǎn)方向相反的逆行軌道，使軌道更為穩(wěn)定。

在環(huán)繞期間，由于對日定向、對地定向、對小行星表面探測三方面約束，需要定期進行軌道維持，控制軌道法線指向。在距離Eros中心35 km軌道上繞飛時，利用光學(xué)成像敏感器和激光高度角獲取了Eros的光學(xué)和三維影像數(shù)據(jù)，精確確定了Eros尺寸、形狀、自轉(zhuǎn)軸指向和轉(zhuǎn)速等信息，重力場信息利用軌道測量數(shù)據(jù)反演得到。

(3)著陸段：在完成預(yù)定科學(xué)目標(biāo)后，通過開環(huán)減速制動進行了表面著陸試驗。文獻[2-3]對該過程進行了介紹。從距小行星5 km高度開始，在4.5 h下降過程中按設(shè)定時間進行了4次制動(見圖3)；其中第2次機動延長了2 km以下飛行時間(增加20 min)，最終探測器以徑向1.3 m/s，側(cè)向0.3 m/s的速度著陸，在表面工作14 d。著陸點的選擇是使下降軌跡能獲得的低空表面圖像數(shù)最多，能在下降過程中保持連續(xù)指向地球，同時星上相機能始終對準(zhǔn)Eros表面。整個著陸過程在制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制(GNC)分系統(tǒng)的控制下使姿態(tài)始終保持慣性定向直至著陸。

圖2 NEAR繞飛Eros運行軌道(從太陽方向看Eros)Fig.2 Orbit around Eros of NEAR (from the Sun direction)

圖3 NEAR著陸至Eros示意圖Fig.3 Schematic diagram of NEAR landing on Eros

2.2.2 羅塞塔號探測器

羅塞塔號探測器的探測目標(biāo)是邱留莫夫-格拉希緬科彗星(67P/Churyumov-Gerasimenko)。它由軌道器和著陸器(“菲萊”)兩部分組成。羅塞塔號軌道器采用了傳統(tǒng)的雙組元推進系統(tǒng)，著陸器僅配置了簡單的控制機構(gòu)(動量輪和單方向控制冷氣推進系統(tǒng))不具有三軸姿態(tài)控制和導(dǎo)航能力。

(1)接近段：此階段羅塞塔號探測器緩慢接近彗星，執(zhí)行了一系列軌道機動使探測器進入著陸器分離前軌道。由于在環(huán)繞前沒有精確的彗星引力場參數(shù)，接近時采用了相對彗星的金字塔型雙曲線軌道，逐漸降低相對彗星的高度，從而在不同位置觀測彗星，并能減少接近過程中彗星表面物質(zhì)揮發(fā)對探測器的影響(見圖4[4])。

圖4 金字塔型軌道Fig.4 Pyramid orbits

(2)環(huán)繞段：環(huán)繞時主要飛行事件見表2和圖5[5]。

表2 羅塞塔號探測器環(huán)繞彗星過程中的主要事件Table 2 Key events of the Rosetta orbiting comet

主要任務(wù)是開展彗星全面探測，確定菲萊著陸器著陸點。需要盡可能使探測器處于光照區(qū)，并避免彗星表面揮發(fā)物質(zhì)對探測器的影響。為了著陸后處于光照區(qū)，分離前首先通過軌道器進入面向太陽一側(cè)的雙曲線軌道[5]，依靠釋放時相對軌道器的分離速度減速進入與小天體相交的軌道(見圖6)。

圖5 羅塞塔號探測器著陸前環(huán)繞軌道Fig.5 Orbiting trajectory before Rosetta landing

圖6 著陸階段軌道Fig.6 Landing trajectory

(3)著陸段：選定著陸點后，著陸器在彗星表面采用自由落體方式著陸，不進行導(dǎo)航，正常情況下也不進行軌道控制，地面不進行干預(yù)。著陸器可按設(shè)定速度范圍從軌道器推離，不同的分離速度將產(chǎn)生不同下降軌道，分離時利用分離機構(gòu)調(diào)節(jié)分離速度[6]。分離前首先隨軌道器進入雙曲線逃逸軌道，依靠釋放時相對軌道器的分離速度減速進入與小天體相交軌道。著陸前根據(jù)彗星引力大小以及著陸點位置范圍確定著陸初始速度、初始高度與飛行時間(見圖7)。

分離前軌道器建立本體縱軸指向(觸地時刻著陸點當(dāng)?shù)胤ň€方向)，著陸過程相對慣性空間定向，用動量輪實現(xiàn)著陸器繞本體縱軸的慢旋控制保持穩(wěn)定。著陸器還配置一組沿縱軸單向控制推力器，可根據(jù)需求在著陸過程中施加速度增量，并在接觸彗星表面時將著陸器壓緊在彗星表面，防止跳起。

著陸器設(shè)計著陸精度約幾百米，著陸速度1 m/s。由于用于反推的推進系統(tǒng)和錨錠裝置失效，偏離預(yù)定地點1 km以上，光照不足，影響了后續(xù)任務(wù)。

圖7 菲萊號著陸器著陸至彗星示意圖Fig.7 Schematic diagram of Philae landing on the comet

2.2.3 隼鳥號

隼鳥號任務(wù)是開展糸川小行星采樣返回。探測器采用了電推進和雙組元化學(xué)推進兩種體制，電推進用于向小行星轉(zhuǎn)移和從小行星返回地球的轉(zhuǎn)移過程，探測器接近小行星以后的飛行仍采用雙組元化學(xué)推進系統(tǒng)。文獻[7]對隼鳥號的GNC分系統(tǒng)配置、停泊及著陸策略進行了介紹(見圖8)。

圖8 隼鳥號接近至著陸糸川小行星示意圖Fig.8 Schematic diagram of Hayabusa approaching and landing on Itokawa

隼鳥號探測器最大的特點是配置的著陸敏感器，包括窄角相機(ONC-T)，用于科學(xué)成像探測及輔助制定著陸策略的小行星繪圖；用于星上導(dǎo)航的寬視場相機(ONC-W)；高度測量包括兩種量程的激光測距敏感器(LIDAR和LRF)。扇形波束敏感器(FBS)可探測出某些撞擊太陽電池板的潛在障礙。

(1)接近段：基于地面導(dǎo)航結(jié)果(圖像+無線電測量)設(shè)計了電推進系統(tǒng)工作策略，逐漸降低相對小天體的高度，轉(zhuǎn)移至相對距離50 km高度附近。

(2)進入停泊點：當(dāng)逼近小行星50 km時，使用LIDAR敏感器對小行星表面進行測距。通過自主導(dǎo)航，將隼鳥號制導(dǎo)到停泊點，此處距小行星表面約20 km，靠近小行星-地球連線上。這樣有利于同時實現(xiàn)對地通信和對小行星測距。

隼鳥號在停泊點停留約6個月，進行小行星大小、形狀、自轉(zhuǎn)軸指向、自轉(zhuǎn)周期、表面成分與結(jié)構(gòu)、地形條件(坡度、石塊與坑)的探測，建立小行星三維模型，確定著陸區(qū)。

(3)著陸段：在約500 m高度處，地面根據(jù)隼鳥號探測器傳送至地面的圖像，判斷是否滿足后續(xù)著陸的條件。從100 m高度開始，根據(jù)測量范圍和精度要求，LRF接替LIDAR開始繼續(xù)測距。通過LRF-S1的4束測距信號，可獲取相對小行星表面的高度和姿態(tài)。

為了降低設(shè)計復(fù)雜度，沒有采用圖像跟蹤技術(shù)，而是在約40 m的高度釋放了人造目標(biāo)標(biāo)志器(TM)，通過ONC-W1光學(xué)相機進行跟蹤。探測器在捕獲TM后，啟動相對導(dǎo)航獲取相對標(biāo)志器的位置。隨后逐漸將探測器引導(dǎo)至著陸點附近懸停，直至相對速度和姿態(tài)滿足要求。為避免下降時的意外碰撞，使用了4組扇形波束敏感器，若敏感器檢測到障礙，將終止接觸采樣序列并緊急上升。

最后，控制探測器使其-Z軸平行當(dāng)?shù)卮咕€，速度控制在水平方向±8 cm/s，垂直方向10 cm/s?？焖俨蓸油瓿珊笸ㄟ^推力器快速起飛。探測器具備多次著陸采樣的能力以應(yīng)對故障[8]。

2.2.4 三次任務(wù)飛行策略比較

上述三次任務(wù)從小天體接近至著陸的飛行策略對比見表3。

表3 三次任務(wù)飛行策略Table 3 Flight strategies of three missions

3 小天體接近至著陸飛行策略比較

通過對前面3個探測器的分析，小天體接近至著陸過程主要劃分為3個階段，包括接近段、環(huán)繞段(或停泊段)與著陸段。

3.1 接近段

通過漸進機動，設(shè)計相對高度逐漸降低的接近軌道，開展一定時間對引力場、外形等參數(shù)的測量，便于設(shè)計后續(xù)的環(huán)繞或停泊軌道。逐漸接近過程需要采用圖像導(dǎo)航與定軌相結(jié)合的方式。前面介紹的三次任務(wù)由于探測目標(biāo)不同，結(jié)束接近段的時機有所區(qū)別。

由于Eros質(zhì)量較大，易于形成環(huán)繞軌道，NEAR首先進入高度較高的近圓軌道(324 km/367 km軌道)，再逐漸降軌接近小天體。邱留莫夫-格拉希緬科彗星由于質(zhì)量相對較小，羅塞塔號是通過非閉合的三角形接近軌道過渡進入低高度環(huán)繞軌道(距小天體表面約30 km)。糸川小行星質(zhì)量過小，隼鳥號則直接轉(zhuǎn)移到達(dá)停泊點高度(距小天體表面約20 km)附近。

可見，需要根據(jù)探測目標(biāo)附近的引力條件，合理選擇結(jié)束接近段的時機。

3.2 環(huán)繞段(或停泊段)

即探測器距離小天體20 km～100 km與小天體保持相對靜止或形成環(huán)繞的相對閉合軌道，此階段的軌道設(shè)計要兼顧能源、測控及對小天體探測等設(shè)計約束。實現(xiàn)在正常巡航姿態(tài)飛行下，定向天線對地、太陽翼對日的有利指向。

當(dāng)小天體質(zhì)量較大時，通常采用環(huán)繞軌道，必須規(guī)劃一個非常緩慢接近小天體或距離小天體較近的軌道段，使探測器上的相機可以得到較為清晰的小天體圖像，成像活動一般需要幾周或幾個月，通過大量圖像數(shù)據(jù)確定小天體的尺寸、形狀和較為精確的慣性指向及自旋角速度等信息。此外，小天體引力位特征與大行星的非球形引力位有明顯差別，在這樣特殊的引力場中低軌探測器的運動存在新的問題，地面需要利用光學(xué)圖像和軌道數(shù)據(jù)建立一定精度的小天體動力學(xué)模型[9]。為了增加穩(wěn)定性，降低田諧項C22的影響，可以采用靠近小天體赤道平面的逆行軌道[10-11]。

當(dāng)小天體質(zhì)量相對較小時，則需要采用停泊的方式駐留在小天體上方相對固定的區(qū)域。其具體又包括兩種方式：一種是目標(biāo)小天體質(zhì)量足夠小，小天體和探測器都可以視為以太陽為中心天體的兩顆行星；另一種是目標(biāo)小天體質(zhì)量不能忽略，探測器的停泊位置就是限制性三體問題中的平動點L1或L2附近的周期或擬周期軌道上，由于小天體質(zhì)量相對于太陽確實很小，平動點L1和L2距離小天體很近[12]，便于對小天體進行詳細(xì)觀測。從對日、對地長期可見角度考慮，可以選擇L1點。

3.3 著陸段

3.3.1 自由落體方式

著陸段系統(tǒng)配置和飛行過程如下。

1)系統(tǒng)配置

僅包括起旋裝置(如動量輪或推力器)、著陸器與軌道器的分離機構(gòu)、著陸觸地時的固定與抓捕裝置。為了減小采用推力器點火帶來的軌道攝動，通常采用動量輪起旋并穩(wěn)定姿態(tài)。

2)飛行過程

著陸器在小天體表面著陸采用自由落體方式，不進行導(dǎo)航，正常情況下也不依靠推進系統(tǒng)進行軌道控制，僅依靠釋放時相對軌道器的分離速度進入與小天體相交的軌道，實現(xiàn)最終著陸。特殊情況，由地面控制施加固定方向的沖量。

著陸初始高度、初始速度等參數(shù)條件需要根據(jù)目標(biāo)天體質(zhì)量、地形條件、飛行時間長度、觸地速度大小、碰撞風(fēng)險等因素進行綜合設(shè)計。文獻[13]在假設(shè)著陸器只沿徑向做自由落體運動條件下，對著陸不同質(zhì)量特性(見表4)彗星時的著陸時間、天體表面接觸時速度與釋放高度進行了分析(見圖9)。

表4 彗星典型參數(shù)Table 4 Typical paremeters of the comets

圖9 下降時間、接觸表面速度與釋放高度的關(guān)系Fig.9 Relationship between the flight time，the touch velocity,and the release height

在相同釋放高度下，小天體質(zhì)量越小，下降時間越長，表面接觸速度越小；小天體質(zhì)量越大，下降時間越短，表面接觸速度越大。而釋放高度又受限于地面定軌精度和軌控精度。以10 km釋放高度為例，著陸中型彗星對應(yīng)的下降時間約7～8 h，著陸速度約1.5 m/s。因此采用自由落體方式更適合質(zhì)量規(guī)模適中的小天體，其下降時間和表面接觸速度都相對合理。

3.3.2 開環(huán)序列控制

開環(huán)序列控制的特點是由地面事先規(guī)劃探測器下降至小天體表面的多次變軌策略。著陸方式具備一定的姿態(tài)自主控制能力，但不進行著陸過程的自主導(dǎo)航，利用地面獲取的探測圖像信息和無線電定軌數(shù)據(jù)，由地面制定變軌機動序列，依據(jù)變軌策略自主在變軌點執(zhí)行變軌動作，實現(xiàn)開環(huán)軌道控制。其它時間階段僅保持天線對地指向慣性姿態(tài)飛行，盡可能兼顧對日定向。

3.3.3 閉環(huán)控制

此方式利用主動制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制系統(tǒng)在指定著陸區(qū)著陸，其著陸時的控制精度高，可以適應(yīng)極弱引力的小天體探測。

1)系統(tǒng)配置

系統(tǒng)配置通常包括：敏感器采用慣導(dǎo)設(shè)備(IMU)、光學(xué)相機或激光成像儀、測距雷達(dá)、測速雷達(dá)；執(zhí)行機構(gòu)通常采用三軸控制推力器。

2)飛行過程

從距離小行星20 km開始，星上GNC分系統(tǒng)要控制探測器安全、精確地降落到小行星表面上，在較近距離要實現(xiàn)精確的6自由度控制，以滿足降落瞬間的速度和姿態(tài)要求。導(dǎo)航方式可以采用慣性測量單元(IMU)+光學(xué)相機+測距測速雷達(dá)的組合導(dǎo)航方式，在合適時機引入寬視場導(dǎo)航相機，獲取小行星表面的法線方向信息，同時利用測距測速雷達(dá)獲得相對小行星的距離和速度信息，對慣導(dǎo)信息進行修正，完成高精度的自主相對導(dǎo)航任務(wù)。

最終著陸段從探測器距離小天體表面幾千米(如1～2 km)開始，到軟著陸至小天體表面結(jié)束，該過程的主要任務(wù)是控制探測器下降并在小天體表面安全著陸。在接近小天體表面幾百米(如100～300 m)時，需要實現(xiàn)與小天體自轉(zhuǎn)的同步，以保證最終的著陸姿態(tài)及速度等接觸條件。為便于獲取相對小天體表面的水平速度，可以釋放主動目標(biāo)標(biāo)志器，便于引導(dǎo)控制，降低圖像識別算法的復(fù)雜度。必要時還可采用類似我國嫦娥三號的避障策略，星上自主開展地形坡度和石塊分析來優(yōu)選著陸區(qū)[14]。探測器接近至著陸全過程如圖10所示。

圖10 探測器接近/下降/著陸過程Fig.10 Approaching/descending/landing process of the probe

3.3.4 著陸控制方式綜合比較

綜合分析，上述幾種著陸控制方式的主要特點見表5。

表5 著陸控制方式的比較Table 5 Comparision of the landing control modes

對于軟著陸等關(guān)鍵任務(wù)，在系統(tǒng)資源配置允許時應(yīng)盡可能采用自主軌道控制方式(特別是閉環(huán)控制方式)實現(xiàn)接觸小天體時的精確控制，確保著陸安全，而且更能適應(yīng)不同質(zhì)量大小的目標(biāo)天體及地形條件。從目前國外正在開展及規(guī)劃的小天體探測任務(wù)來看，著陸控制方式正逐漸向全過程自主閉環(huán)控制發(fā)展(如日本隼鳥二號、美國對BENNU小行星探測的OSIRIS任務(wù)[15])。

4 結(jié)束語

小天體存在弱引力、形狀不規(guī)則、表面形貌先驗信息少等特點，其探測方式有別于傳統(tǒng)的大天體，可以考慮飛越、環(huán)繞、停泊、著陸探測、采樣返回等多種的探測方式，其中接近至著陸過程技術(shù)難度最大，需要針對性地規(guī)劃飛行策略。本文通過對3項國外典型的小天體著陸探測任務(wù)，歸納了小天體接近至著陸策略的特點：通過漸進機動逐漸降低相對高度，開展質(zhì)量、外形、自轉(zhuǎn)方向等參數(shù)的初步測量；再根據(jù)小天體質(zhì)量大小，在著陸前進入小天體環(huán)繞或停泊軌道，采用保證對日、對地、對小天體指向需求的特定軌道姿態(tài)，通過光學(xué)或激光探測、無線電定軌等方式進一步精細(xì)測量小天體參數(shù)并確定著陸區(qū)，根據(jù)天體特點和著陸器質(zhì)量資源，最終采用自由落體或自主軌道控制完成著陸，這也決定了系統(tǒng)設(shè)計的復(fù)雜性和著陸控制能力。以上設(shè)計思想可以為我國后續(xù)小天體著陸任務(wù)設(shè)計提供參考和借鑒。

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(編輯：李多)

Investigation of Foreign Probes Flight Strategy from Approaching to Landing on Small Celestial Bodies

DONG Jie

(Beijing Institute of Spacecraft System Engineering，Beijing 100094，China)

This paper investigates three typical missions of landing on small celestial bodies，i.e. NEAR，Rosetta and Hayabusa. It summarizes the design methods of each mission respectively and proposes the flight strategy from approaching to landing on the small celestial bodies. At first an approaching orbit is adopted which descends gradually to measure the gravity and appearance of the small celestial body. Then an orbiting or parking trajectory is designed according to the mass of the small celestial body，restrictions on orbit stability and power consumption. During that time，the observation is performed in detail，the feasible landing site is selected and the conditions for landing trajectory injection are determined. Finally,free fall or autonomous orbit control is selected by evaluating the mass and volume of the target and limited weight of the probe during the landing process.The research achievements can be used in the small celestial bodies exploration of China.

small celestial body; probe; orbiting; parking; landing; autonomous orbit control

2016-01-04；

2016-04-12

董捷，男，高級工程師，從事深空探測器總體設(shè)計工作。Email：donghn13@163.com。

V529

A

10.3969/j.issn.1673-8748.2016.04.014