小行星附近制导与控制研究综述

杨洪伟，宝音贺西

（1.南京航空航天大学航天学院，南京 210016；2.清华大学航天航空学院，北京 100084）

引 言

小行星探测具有重要的科学意义和工程价值，是深空探测的重要方向，小行星探测具有重要的科学意义[1]，主要包括：探索早期太阳系形成的过程，解释太阳系的起源和演化[2-4]；研究潜在的危险小行星的起源和转移机理，评估与地球相撞的风险[3,5-6]；寻找地球生命起源的证据][3-4]等。其次，小行星探测能推动航天工程技术的发展。已开展的小行星探测任务周期长、风险高、技术难度大，带动了测控、自主导航、制导与控制、轨道设计理论、采样返回等技术的进步和突破。此外，小行星中还蕴藏着丰富的矿产（金属）资源[3-4]，未来开采小行星有望带来巨大的经济价值。小行星探测已成为当前深空探测的主要和重要方向之一[1,7]。

近年来，全球掀起了小行星探测的热潮，各航天国家制定和开展了各类探测任务，通过多种的探测手段对不同类型小行星进行探测。小行星探测任务最早可以追溯到上世纪90年代，1991年10月，木星探测器“Galileo号”在飞往木星的途中以飞越的形式顺访了小行星951 Gaspra，实现了人类首次近距离探测小行星。进入21世纪以来，人类加快了探测小行星的步伐，多个国家的航天机构相继开展了小行星探测相关任务，如表1所示。

至今已有5项任务是以小行星探测为主要目标而开展的，包括美国的NEAR Shoemaker、Dawn 和OSIRIS - REx 及日 本 的 Hayabusa 和 Hayabusa 2。NEAR Shoemaker 探测器在2000年成功交会小行星433 Eros 进入环绕轨道，之后于2001年2月成功着陆，成为人类首个登陆小行星的探测器[1]。Hayabusa探测器在2005年11月完成了对小行星25143 Itokawa的取样，并于2010年6月将样品送回地球，首次实现了小行星采样返回[9-10]。“黎明号”探测器为首个主小行星带多目标交会探测器[11]，其在2011年成功交会并绕飞了小行星Vesta 后离开并飞往小行星Ceres，2015年3月成功地飞抵了小行星Ceres。近年来发射且仍在发往目标小行星途中的Hayabusa 2[10]和OSIRISREx[5]分别是日本和美国的小行星采样返回任务。

除美国和日本的小行星探测任务外，欧洲的“Rosetta号”彗星探测器在飞往彗星67P/Churyumov-Gerasimenko 的途中以飞越形式探测了小行星2867 Steins 和 21 Lutetia[12]。该探测器在 2014年10月释放登陆器Philae并成功实现了彗星表面着陆。欧洲也曾提出MarcoPolo-R[2]等小行星探测任务。中国的“嫦娥2号”探测器在完成月球探测和第一次拓展任务（探访拉格朗日点）之后以飞越的形式探访了小行星4179 Toutatis，首次获得了该小行星的近距离图片[13]。

小行星附近的飞行任务极具挑战性。日本的Hayabusa 探测器在执行小行星着陆采样任务前曾释放着陆器MINERVA，但是该着陆器在接触小行星表面后发生逃逸而未能成功实现着陆目标；而Hayabu‐sa 探测器第一次尝试表面附着也未能成功[10]。Mon‐delo 等也指出“黎明号”探测器从Vesta 的高轨至低轨的转移过程中需要穿越1∶1 共振区，可能引起探测器混沌运动而导致危险[14]。

表1 国内外小行星探测相关的任务Table 1 Asteroid exploration related tasks both domestic and foreign

小行星附近制导和控制主要存在以下难点：①小行星附近动力学环境复杂[4,15]、轨道设计难度大、小行星形状各异且不规则导致小行星附近复杂而不规则的引力场，传统的开普勒轨道设计理论以及摄动理论难以适用于小行星附近的轨道精确设计，此外，小行星附近除受到小行星引力外还受到太阳光压和太阳引力等摄动力的影响[16]；②小行星与地球距离遥远存在通信延时，地面无法实时操控探测器；③小行星物理参数缺乏先验信息、具有不确定性[15]、小行星体积小，地面观测难以获得精确的信息；④小行星数目繁多，不同小行星物理参数差异大，而不同探测任务目标各异，导致在小行星探测任务之前没有物理参数的精确信息，探测器在飞行过程中根据最新的测量信息进行快速轨迹规划或者实时控制将有助于任务的完成；⑤小行星采样返回等任务中着陆控制精度要求高[15,17]。小行星引力相对大行星和月球引力十分微弱，导致其表面的逃逸速度很小，因此，为实现精确且安全着陆目标位置需要精确、抗干扰的鲁棒控制策略。

根据上述难点，小行星附近制导和控制问题主要包括以下几个方面：

1）如何在小行星不规则的引力场中设计轨道和有效的控制律。

2）如何快速规划不规则引力场中的最优轨迹或实时求解制导律。

3）如何保证不确定性力学环境中制导与控制的鲁棒性。小行星附近制导和控制问题是小行星探测任务迫切需要解决的关键问题[7]。解决该类问题，可以有效地保障小行星探测任务的成功开展。

随着小行星探测任务的开展，小行星附近制导与轨道控制已经成为当前航天工程的研究热点，国内外学者在这一领域已经开展了丰富的研究。本文首先介绍小行星附近制导与轨道控制的基础即动力学模型的研究现状，然后依次介绍小行星附近悬停和绕飞控制、转移轨道设计、着陆制导与控制的研究现状。

1 小行星附近动力学研究现状

小行星附近的动力学研究是小行星附近制导与轨道控制的基础。本节将介绍小行星动力学模型以及小行星动力学的相关研究与制导、控制的联系。

首先，研究小行星附近制导与轨道控制需要合理的小行星动力学模型。由于小行星形状的不规则性，其引力场也具有不规则性。用于描述一般不规则引力场的方法包括[7,18]：球谐函数法、椭球谐函数法、质点群法、多面体方法等。

球谐函数法是经典的非球形引力场建模方法[4,7,18]，其优点在于引力场解析、计算效率高，但球谐函数方法缺点是在小行星外接球范围之内难以收敛[19]，无法精确描述小行星表面附近区域的动力学。

椭球谐函数法是球谐函数法的一种的改进，可以显著增加收敛域[4,7,18]。但椭球谐函数法仍存在球谐系数法类似的缺陷，即收敛速度随着相对参考椭球边界距离减小而迅速下降[18]。因此，在距小行星表面较远的区域，制导与控制可采用（椭）球谐函数法。

质点群法是建立小行星不规则引力场的一种简单而直观的方法，但是该方法的计算量会随着质点数目增多而急剧增加。此外，质点群法以及球谐函数法和椭球谐函数法均无法直接提供小行星表面碰撞检测[18]。

多面体方法最早由Werner和Scheeres提出并用于对小行星4769 Castalia 的建模[20-21]。该方法通过将小行星划分成有限个多面体进行建模，可以得到小行星引力势及其导数的解析表达式[21]。由于多面体方法可以精确描述小行星附近的引力场，因此在小行星附近的制导与控制的研究中也得到了广泛应用。NEARShoemaker任务中探测器在小行星附近的轨迹规划也用于了该方法[22]。此外，多面体方法可以方便地用于判断探测器是否与小行星表面发生碰撞。因此，要获得精确的轨道或者涉及表面碰撞检测问题，可采用多面体方法。

小行星附近的动力学研究可以为小行星附近制导与控制提供基础。小行星附近的动力学研究包括小行星平衡点及流形[23]、周期轨道[24]、表面运动[25]、共振[26]等。这些动力学研究与小行星附近制导与控制的联系分布体现在以下几个方面：

1）小行星平衡点研究可以为小行星本体系悬停控制提供基础，而利用不变流形可以构造平衡点（间）的同宿或异宿轨道用于低能量转移；不变流形也可以用于设计小行星表面着陆轨道和逃逸轨道。

2）小行星附近周期轨道或拟周期轨道，可以用于小行星附近绕飞轨道的标称轨道。

3）小行星表面运动研究提供小行星表面运动的机理，可以为小行星表面着陆任务制导与控制提供动力学模型。

4）小行星附近轨道共振现象提供了一种逃逸的机理。

2 小行星附近制导与控制研究进展

2.1 小行星附近悬停控制

小行星附近的悬停包括惯性系悬停和本体系悬停[1,27]。惯性系悬停有利于小行星表面全球测绘等；而本体系悬停可以用于对特定区域的高分辨率测量，而且有利于简化小行星采样返回任务中的下降和上升机动[27]。小行星近距离探测悬停控制方面的研究以本体系悬停为主，下面将侧重介绍这方面的研究。

本体系悬停需要利用主动控制抵消引力和离心力等模型力。为了实现悬停，探测器的推进系统必须具备平衡其他模型力的能力。近年来发表的文献对太阳帆和小推力探测器在小行星附近的悬停区域进行了研究。Williams 和Abate[28]研究了球形小行星附近理想太阳帆的悬停可行区域并做了参数分析。Zeng 等[29]进一步考虑了非理想太阳帆情形下的悬停可行区域。而Yang 等[30]和Zeng 等[31]对细长型小行星附近悬停展开了研究，分别分析了小推力和太阳帆推进下探测器的悬停可行区域。上述研究关注的重点是悬停所需标称力的大小以及在推力大小约束条件下探测器可以悬停的区域。由于采用的控制方式为开环控制，无法保证悬停区域内所有点的稳定性。

而本体系悬停闭环控制可以帮助探测器在目标悬停点处实现长期保持，也是小行星悬停研究的一个重要方向。Sawai 和Scheeres[32]提出了仅使用测高仪的悬停控制，优点在于测量简单。该研究推导了探测器在测量方向始终保持静止条件下的稳定条件并搜索了小行星附近的稳定区域。但在实际工程中难以满足该方法的假设条件。Broschart和Scheeres[27]结合死区控制进一步发展了该悬停控制方法，使其更加符合工程实际。前述两种方法中受控系统的稳定性是基于悬停点附近的线性化方程推导的，因此只能保证线性稳定性。而滑模控制属于非线性控制方法，具有全局稳定性的优点。Furfaro[33]利用高阶滑模理论推导得到了Bang-Bang类型的悬停控制策略。前述研究都是基于绕主轴自转的小行星开展的，然而小行星中还存在“翻滚型”的小行星。Nazari 等[34]则针对非主轴自转小行星附近的悬停控制开展了研究。除了悬停轨道控制研究之外，悬停时姿态控制也得到了研究人员的关注。Liu 等[35]在研究控制能力有限情形下的悬停控制时，同时考虑了轨道控制和姿态控制。Wang和Xu[36]还利用非正则哈密顿结构给出了悬停的轨道和姿态控制。Lee 等[37]以及 Lee 和 Vukovich[38]利用李群 SE（3）对小行星附近探测器进行姿轨耦合动力学建模，并给出了鲁棒的姿轨耦合悬停策略。

小行星附近的自然平衡点由于其受力特点，探测器有望在该处实现低消耗的长期悬停保持。小行星平衡点及附近轨道以动力学研究为主，而保持控制研究相对较少。Woo 和 Misra[39-40]以及 Yang 等[41]分别给出了双小行星和细长型小行星平衡点附近的轨道保持控制方法。

2.2 小行星附近绕飞轨道设计与控制

小行星附近自然绕飞轨道的解析分析和设计通常采用描述受摄轨道根数变化的Lagrange 行星方程[19,42-43]。Scheeres 等[43]利用平均轨道根数推导得到了小行星4179 Toutatis附近拟周期的冻结轨道，并发现其中部分轨道是稳定的。Scheeres等[42]进一步推导了太阳光压摄动和小行星引力共同作用下的冻结轨道。小行星附近自然周期轨道数值求解则通常借助庞加莱截面降维并利用状态转移矩阵进行微分修正[19]。对于多条周期轨道的求解，Scheeres等[19]提出采用已知周期轨道为雅克比常数微小差异的相邻周期轨道提供初值。Hu和Scheeres[44]发展了该方法使之更加自动化并应用于小行星二阶引力场周期轨道的搜索和求解。Yu 和Baoyin[24]提出了一种包含全局搜索和数值延拓的小行星附近三维周期轨道的搜索求解算法，找到了小行星216 Kleopatra 附近大量的周期轨道族。Shang等[45]则针对同步双小行星系统给出了一种周期轨道的全局搜索算法。

对于不稳定的小行星绕飞轨道，轨道保持控制十分必要。崔祜涛等[46]推导了受控绕飞轨道的稳定性条件并以此条件作为滑动模设计最优保持控制律。在该研究中，绕飞轨道距离小行星较远，因此小天体的引力微弱可以考虑为摄动力。而陈杨[47]则考虑了离小天体表面较近的绕飞轨道，通过多面体方法描述小天体的引力，并利用线性二次型最优调节器方法对绕飞轨道进行主动控制。陈杨[47]研究的轨道控制属于轨道跟踪控制，必须先设置标称轨道，通过跟踪误差反馈获得控制力。而Guelman[48]定义了一种沿2 个方向的简单控制策略，可以使得探测器收敛至目标轨道并保持，该控制方法不需要利用跟踪误差反馈。上述3种方法均假设探测器可以提供连续的推力。Kikuchi等[49]考虑了利用脉冲控制保持绕飞轨道，提出了脉冲辅助周期轨道的概念，利用脉冲控制绕飞轨道的稳定性。此外，Yárnoz 等[50]提出了借助太阳光压力调整探测器在小行星附近的飞行轨道并给出了可能可变面值比的构型和应用。

2.3 小行星附近转移轨道设计与控制

小行星附近转移轨道设计的研究主要包括利用不变流形的轨道设计和脉冲机动的轨道设计。Mondelo等[14]利用1∶1共振轨道流形设计了小行星Vesta高轨环绕轨道至低轨环绕轨道的转移轨道。Liu 等[51]研究了小行星立方体模型自然平衡点的同宿和异宿转移轨道，可以实现平衡点（间）的无消耗转移。但是无消耗的异宿转移轨道要求初末平衡点处的能量相同，具有一定局限性。而利用双脉冲转移轨道则可以突破这一限制。双脉冲轨道的设计则相当于不规则引力场中Lambert 问题。为解决打靶法求解不规则引力场中轨道设计时的初值问题，Yang等[52]提出了一种3步求解方法，设计了小行星Eros 平衡点间的转移轨道。双脉冲转移轨道也可以应用于小行星表面不同点之间的转移。Shen 等[53]结合路径优化技术，给出了小行星Eros 和Kleopatra 表面不同点之间的最优转移路径。转移轨道的一个重要用途是转移过程中探测器可以对小行星进行观测。针对脉冲机动轨道观测小行星表面不同区域并同时考虑目标区域观测时长的问题，Surovik和Scheeres[54]根据探测器在表面区域上面球锥空间中的飞行时间提出了观测约束条件，并发展了目标可达性图及计算方法。

除脉冲机动外，连续推力作用下的小行星附近转移轨道控制研究也吸引了国内外学者。这类轨道控制通常是指在连续控制的作用下转移至目标点或目标轨道。Furfaro[33]、 Lee 等[37]和 Yang 等[55]研究的悬停控制算法除了悬停保持功能以外还可以实现在有限时间内转移到目标悬停点。这3种控制方法均基于滑模控制，具有鲁棒性。Guelman[48]研究的绕飞轨道控制也可以实现转移至目标轨道，其优点在于控制策略简单。此外，Hawkins 等[56]研究的小行星附近的ZEM/ZEV（Zero-Effort-Miss/Zero-Effort-Velocity）最优反馈制导方法也可以用于转移至目标轨道，其优点在于具有最优特性。

2.4 小行星表面着陆制导

小行星着陆制导律的一种常见方法是通过初末位置和速度状态拟合三次多项式获得着陆过程中所需的加速度。该方法优点在于制导律解析、应用简单，但该方法在设计制导律的过程中无法考虑状态量和控制的过程约束，而通过轨迹优化方法获得着陆最优制导律则可以考虑过程约束。

小行星着陆最优制导研究方法包括直接法和间接法。直接法求解小行星连续推力着陆轨迹优化问题时，一种常见的方式是将优化问题转化为非线性规划问题然后通过伪谱法求解[57-59]。凸优化方法由于可以保证收敛性及全局最优性，在小行星表面着陆轨迹优化中也得到了应用。Pinson 和Lu[60]在Acikmese 和Ploen[61]提出的火星着陆轨迹凸优化方法的基础上应用逐次SSM（Successive Solution Method）求解方法[62]解决了小行星不规则引力场问题进而将着陆问题转化为二次锥规划问题（Second-Order Cone Program‐ming，SOCP）进行凸优化求解。该方法解决了燃料最优问题的凸优化求解，但并不能直接求解时间最优问题。Yang 等[63]利用可凸化最小着陆误差问题[64]与着陆时间最优问题建立的等价联系，并根据最小着陆误差问题的特性给出了时间最优轨迹的快速求解方法。间接法也是小行星表面着陆轨迹优化的一个重要研究方向。Guelman 和Harel[65]对质点引力场的小行星推导了能量最优控制律并得到了垂直着陆轨迹。Lantoine 和Braun[16]进一步考虑了不规则引力场中燃料最优着陆轨迹的问题。该研究利用直接法粗略求解提供初值，然后利用间接法进行精确求解。间接法求解初值问题的另外一种有效的求解途径是同伦法。Yang等[66]为了解决最优Bang-Bang控制导致的收敛困难，将日心转移段燃料最优轨迹求解方法中的同伦方法[67]推广至不规则引力场。张鹏为了进一步提高求解效率，提出利用广义径向基神经网络降低同伦法打靶求解计算量[59]。

直接法和间接法的研究大多是基于动力学模型确定的条件展开的。而Ren和Shan[68]则研究了小行星引力场不确定情形下的最优控制。Hu 等[57]考虑了小行星着陆时的各类误差，提出了一种“误差失敏型”的最优着陆轨迹，在使用开环最优轨迹时可以有效降低由于各类误差导致的着陆误差。但是，通过轨迹优化方法获得最优制导律难以保证求解的实时性。

Hawkins 等[56]提出的 ZEM/ZEV 是一类反馈最优制导方法。但该方法与多项式制导类似，无法考虑过程约束。Furfaro 等[69]和Yang 等[55]分别提出了多滑模面制导和终端滑模制导方法。这类方法获得了制导律解析且在有界扰动下具有全局稳定性，但该方法也无法考虑过程约束。为了实现快速求解且保障推力大小约束，Yang 等[70]提出一种通过解耦动力学模型和控制约束的求解次优制导律方法，该方法计算过程中控制力切换点的表达式解析适合实时求解。

2.5 小行星表面着陆轨迹闭环控制

小行星表面着陆最优轨迹求解得到的控制律为开环控制。为了保证探测器在存在受扰情形下完成着陆任务，国内外学者对小行星表面着陆的闭环控制开展了大量的研究。对于脉冲机动方式，崔平远等采用势函数制导法设计脉冲，提出了一种有效的自主闭环控制方法[71]。刘延杰等[72]考虑了小行星表面弹跳运动问题，研究了脉冲控制方法。着陆闭环控制研究更多是基于连续推力机动方式展开的，可以分为轨迹跟踪控制和无标称轨迹的制导控制。

轨迹跟踪控制往往采用多项式方法或者轨迹优化方法设计标称着陆轨迹，然后采用闭环控制方法跟踪标称着陆轨迹。崔祜涛等将小行星着陆控制分解为速度方向控制和减速控制[73]，其优点在于控制律同时考虑了垂直着陆及软着陆两个目标。Carson 和Acik‐mese[74]设计了模型预测控制跟踪凸优化求解的轨迹，该方法中推力采用开关形式，与实际推力情形相符，并且可以证明轨迹偏离量在一定范围之内。Li等[75]基于相平面误差法和PID（Proportion Integration Differ‐entia）加PWPF（Pulse-Width Pulse-Frequency）法提出了两种三次多项式着陆轨迹跟踪控制方法，但该研究重点在于导航方面。此外，李晓宇利用一种非线性广义预测控制算法设计轨迹跟踪制导律，降低可调参数[76]。马天豪提出PID神经网络解耦控制器对三个方向的控制进行解耦[77]。胡海静等利用线性二次型调节器设计反馈制导律跟踪燃料最优轨迹[78]。滑模控制（变结构控制）方法由于易于实现扰动情形下受控系统全局稳定性等特点在小行星着陆控制中得到了广泛应用。崔祜涛等[79]以及李爽和崔平远[80]研究了小行星表面着陆的视线制导律并利用滑模控制跟踪标称视线方向和速度。Huang等[81]在研究基于光学自主导航着陆的制导控制方法时也采用了滑模控制。端滑模控制相比于传统线性滑模控制具有更快的收敛性的优点[82]。在小行星着陆方面，Lan等[83]和刘克平等[84]采用非奇异终端滑模控制跟踪标称轨迹。此外，神经网络方法[85]、模糊参数优化[86]、自适应超螺旋算法[87]、双幂次趋近律[88]等方法也被用于解决滑模控制的抖振问题和提升收敛速度。

轨迹跟踪控制需要提前规划好一条着陆轨迹，相反地，小行星着陆无标称轨迹的制导控制方法无需标称轨迹，但研究相对较少。Hawkins 等[56]利用ZEM/ZEV 设计方法[89]给出了基于小行星引力补偿的能量最优着陆反馈制导律。该方法的特点在于具有最优特性，但不能保证有扰动和模型不确定性情形下的全局稳定性。而滑模制导方法则可以在有界扰动和不确定性条件下保证全局稳定性。Furfaro 等[69]利用高阶滑模理论设计了多滑模面制导算法，具有无需标称轨迹且可以设计下降飞行时间的优点。袁旭等[90]将多滑模面制导应用于小行星433 Eros 表面着陆。Bellerose等[91]将多滑模面制导方法推广至了双小行星系统表面着陆问题。但是，这种多滑模面制导方法当探测器到达目标点后即失效，无法用于保持控制。Yang 等[55]考虑最终着陆前需要悬停的情形，提出了一种同时适用于着陆和悬停的终端滑模制导方法。

前述的研究都是着陆轨道方面的控制。梁春辉[92]和胡海静[93]在他们的博士论文中还分别利用自适应模糊控制和Lyapunov 控制对姿轨耦合的小行星表面着陆问题进行了研究。

除了受控下降着陆小行星表面的方式外，还有一种着陆方式是初始释放后无控制下降即零控制着陆。在Hayabusa 任务中，信标的着陆就可以认为是零控制着陆[94]。Tardivel 和Scheeres[95]提出一种从双小行星平衡点处释放着陆器的轨道设计方法。Tardivel等[96]将双小行星弹道着陆的方法应用于MarcoPolo-R计划的潜在目标双小行星1996 FG3。对于不规则单小行星，Tardivel 等[97]提出利用流形设计从平衡点开始下降的着陆轨迹，然后建立了表面碰撞接触模型并分析了着陆器到达表面后的运动。Herrera-Sucarrat等[98]利用流形设计出从绕飞轨道下降经过平衡点后着陆小行星表面的低消耗轨迹。

3 结束语

随着小行星探测任务的开展，小行星附近制导与控制的研究成果也逐渐丰富，但仍然有许多问题未涉及或者值得进一步深入探讨。

1）小行星附近自然周期轨道的保持控制。近年来，自然周期轨道是小行星附近动力学研究的一个重要方向，已有许多公开文献发表。但是不稳定的自然周期轨道在摄动力作用下可能逃逸或撞击小行星表面，可以研究对自然周期轨道的保持控制。

2）无动力着陆器安全释放策略。本文探讨的着陆方式均为受控着陆，而无动力学着陆也是小行星着陆的一种重要方式，但无动力着陆小天体表面是极具挑战性的。Hayabusa 向小行星Itokawa 释放着陆器没有成功，Rosetta的着陆器Philae也没有精确落到目标位置。为了保证无动力着陆器安全着陆，可以对着陆器的分离机制以及释放点开展研究，分析安全性最佳的释放策略。

3）考虑表面碰撞后跳跃的小行星着陆控制。由于小行星引力的微弱性，探测器与小行星表面发生接触碰撞有可能发生跳跃，有必要研究考虑表面碰撞后跳跃的小行星着陆控制，保证任务的安全性。

4）着陆轨迹规划的凸优化实时求解方法。凸优化是近年来轨迹快速优化的热门研究方向。本文也利用快速凸优化技术研究了时间最优着陆轨迹，但是小行星着陆轨迹规划的凸优化方法仍然难以保证实时求解。可以进一步结合凸优化发展相关快速求解技术，实现在轨实时计算。

5）结合模型预测控制和凸优化方法的着陆安全控制。模型预测控制即滚动时域控制是一类闭环的最优控制。近年来随着快速计算方法的发展，模型预测控制不再局限于低维、慢变的系统。结合模型预测控制和在线凸优化方法，并应用于小行星表面安全着陆问题是一个值得研究的方向。

6）不规则引力场中控制抗干扰性研究。小行星附近动力学环境复杂且不确定性大，因此具有充分抗干扰性的控制非常必要。

7）小行星表面轨迹规划与运动控制。小行星采样任务可能涉及表面运动，深入研究表面运动轨迹规划和控制方法对未来小行星采样任务非常有益。