惯性控制与星际遥控的特点与区别？
行星际航行的轨道 空间探测器的行星际航行可以认为是在地球、太阳和其他行星的引力作用下的限制性多体运动（见多体问题）。根据引力作用的范围，可以把它简化为几个受到摄动作用的二体问题。因此行星际航行分为三个主要阶段：发射和入轨阶段，中途（自由飞行）阶段和接近目标星或着陆阶段。 其中接近目标星阶段还分为通过目标星附近和成为目标星的卫星两种方式。着陆方式则分为硬着陆和软着陆。若探测器须从目标星返回地球，则以相反的次序重复这3个阶段。
行星际航行一般采用抛物线轨道或双曲线轨道，多数采用双曲线轨道。 为了便于修正轨道和节省燃料，经常采用所谓停泊轨道，即围绕着地球或目标星运行的轨道。飞到火星的“...全部
行星际航行的轨道 空间探测器的行星际航行可以认为是在地球、太阳和其他行星的引力作用下的限制性多体运动（见多体问题）。根据引力作用的范围，可以把它简化为几个受到摄动作用的二体问题。因此行星际航行分为三个主要阶段：发射和入轨阶段，中途（自由飞行）阶段和接近目标星或着陆阶段。
其中接近目标星阶段还分为通过目标星附近和成为目标星的卫星两种方式。着陆方式则分为硬着陆和软着陆。若探测器须从目标星返回地球，则以相反的次序重复这3个阶段。
行星际航行一般采用抛物线轨道或双曲线轨道，多数采用双曲线轨道。
为了便于修正轨道和节省燃料，经常采用所谓停泊轨道，即围绕着地球或目标星运行的轨道。飞到火星的“海盗”号探测器就采用这种轨道。探测器先被发射到绕地球的停泊轨道上,然后修正轨道,调整姿态，再点火进入过渡轨道。
在接近目标星时也是先在停泊轨道上运行，在选择好合适的时机后在行星表面着陆。
特点和方法 根据行星际航行的三个不同阶段，可把制导相应地分为初制导、中制导和末制导。与人造地球卫星相比，行星际航行的制导的特点是：
①精度高：飞行轨道的初始速度只要有微小的误差就会造成终点的极大偏差。
例如飞到火星的探测器，如果在初制导结束时速度值有0。3米/秒的误差，速度方向有1角分的误差，到火星时就会偏差2万公里，即相当于3个火星的直径。
②技术复杂：由于各阶段的飞行特点不同，在整个航行过程中需要采用多种制导系统。
③自主性大：航行路程远,无线电波传输时间长,难于在地球上进行遥控，因此需要由探测器进行自主导航和控制。
④要求导航和控制系统的功耗和重量更小，可靠性更高。
行星际航行有三种导航方法：
①天文导航 ：通过测量探测器相对于天体的角度来确定探测器的位置和速度。
现代行星际航行天文导航的精度为几百米。
②无线电导航 ：根据无线电波特性（直线性、匀速性和反射性）来测量探测器相对于无线电发射机的距离和速度。无线电导航的种类很多。其中利用多普勒测速系统测速，经过数据处理后测距精度可达 3米，测速精度可达0。
1毫米/秒。
③惯性导航 ：用安装在惯性平台上的加速度计测量探测器的加速度，然后经过积分得到速度，再积分一次得到距离。 星际航行导航和控制
星际航行导航和控制
在这几种导航方法中，天文导航的自主性强、精度较高，其工作不受时间和距离的限制，也不像惯性导航那样存在着由于陀螺漂移所造成的累积误差。
但由于星光很微弱，天文导航的测量技术比较复杂。无线电导航的精度高，技术成熟，但不能自主，而且容易受外界干扰。惯性导航只适用于主动段。这三种导航方法常常结合起来运用。
为了保证探测器轨道控制所要求的姿态和探测器在深空探测以及与地球通信联络时所需要的姿态，还须对探测器进行姿态控制。
姿态控制包括姿态稳定和姿态机动两个方面(见航天器姿态控制)。姿态稳定大多采用自旋稳定和喷气三轴控制，稳定精度为0。1°～0。3°。1978年以来，有些空间探测器已采用双自旋稳定。
对于行星际航行，利用行星引力场来改变航天器的速度是一个很有意义的方法。
这种方法又称为天体引力导航技术。1977年发射的“旅行者”号探测器就采用了这种方法，先利用木星引力来加速探测器并使它的航向偏转大约97°，使它飞向土星。然后利用土星的引力加速，继续飞向天王星。
最后将离开太阳系飞向宇宙。通过木星、土星和天王星的飞行轨道，大约每隔45年才有一次机会，因此“旅行者”号探测器必须在1977年发射。
“旅行者”号探测器从地面发射入轨后，在地球附近进行第一次制导。
目的是消除入轨时由运载火箭造成的误差。第二次制导大约在向木星航行的中途进行，目的是消除第一次制导所造成的误差。在这两次制导之前，都由地面测控站先进行多普勒测轨。第三次制导是在接近木星时进行的，由探测器上的天文导航装置完成。
通过木星后改变航向，朝向土星。从地球到木星大约需航行两年，从木星到土星又需要大约两年，在这整个中途飞行阶段共进行8次制导。收起
