航天器控制若干技術(shù)問題的新進(jìn)展

2008-12-12 11:24:54劉良棟張洪華

空間控制技術(shù)與應(yīng)用 2008年1期

李果，劉良棟，張洪華

（北京控制工程研究所，北京l00080）

李果，劉良棟，張洪華

（北京控制工程研究所，北京l00080）

航天器姿態(tài)和軌道控制技術(shù)是航天器研制中的關(guān)鍵技術(shù)，對實(shí)現(xiàn)復(fù)雜航天器的控制以及未來復(fù)雜的飛行任務(wù)都具有非常重要的作用。文中通過一些飛行實(shí)例概述國內(nèi)外航天器控制技術(shù)的發(fā)展，論述了航天器控制技術(shù)在編隊(duì)飛行、自主交會與對接和復(fù)雜對象控制中的進(jìn)展。文章通過揭示航天器控制技術(shù)領(lǐng)域的研究和發(fā)展趨勢，為我國航天器制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制技術(shù)的發(fā)展提出建議。

制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制；交會與對接；編隊(duì)飛行

1 概述

進(jìn)入2l世紀(jì)以來，國內(nèi)外航天器的發(fā)展呈現(xiàn)出兩大重要趨勢：其一，多個航天器交會與編隊(duì)飛行不斷涌現(xiàn)，并已經(jīng)或?qū)⒁獙?shí)現(xiàn)在軌飛行，典型的項(xiàng)目是美國自主交會技術(shù)驗(yàn)證（DART）衛(wèi)星、歐洲的達(dá)爾文（Darwin）計劃等[l～4]；其二，功能綜合、性能優(yōu)越的單個大型航天器繼續(xù)向復(fù)雜化深入發(fā)展，典型的項(xiàng)目是日本地球靜止軌道衛(wèi)星ETSVIII等[5～7]。

與之相對應(yīng)，航天器姿態(tài)與軌道控制技術(shù)也凸顯了兩個重要發(fā)展趨向并取得重要進(jìn)展：其一，多航天器的軌道控制、自主編隊(duì)飛行控制正在成為現(xiàn)實(shí)，這些在航天器控制的歷史上是前所未有的；其二，大型航天器的高性能指標(biāo)要求，客觀上使得大型航天器控制的新概念、新機(jī)理和新方法成為必需，如非線性控制、在軌辨識與自適應(yīng)控制等等。而航天器控制技術(shù)的新進(jìn)展，反映在航天器制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制系統(tǒng)的主要任務(wù)，即姿態(tài)控制、軌道控制以及多航天器隊(duì)形控制技術(shù)的最新進(jìn)展上。

本文根據(jù)目前航天控制技術(shù)的發(fā)展動態(tài)，從多個航天器在軌飛行控制，以及單個復(fù)雜航天器的控制兩個方面分析了制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制的進(jìn)展情況，通過對國外幾個典型型號航天器在控制領(lǐng)域若干技術(shù)取得的新進(jìn)展的描述，揭示一些關(guān)鍵技術(shù)和發(fā)展趨勢，并為我國航天器制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制技術(shù)的發(fā)展提出建議。

2 多個航天器聯(lián)合飛行

多個航天器聯(lián)合飛行的一個典型實(shí)例是美國的自主交會技術(shù)驗(yàn)證衛(wèi)星。DART衛(wèi)星是美國NASA研制的一種自主交會試驗(yàn)衛(wèi)星，其研制目的是試驗(yàn)未來美國航天器接近其他航天器執(zhí)行復(fù)雜機(jī)動操作時所需的敏感器、推進(jìn)系統(tǒng)以及控制軟件。DART任務(wù)的試驗(yàn)是在沒有人干涉的情況下，自主發(fā)現(xiàn)和捕獲目標(biāo)，并通過自主引導(dǎo)接近美國“多路超視距通信”（MUBLCOM）衛(wèi)星，接近距離達(dá)幾米。DART試驗(yàn)結(jié)果不僅對未來載人或貨運(yùn)飛船與國際空間站的交會以及對故障衛(wèi)星在軌維修和對宇航員遇險搶救等任務(wù)具有重要應(yīng)用價值，對未來美國深空探測任務(wù)和空間控制，特別是空間攻防也具有重要的意義。

2.1 DART飛行試驗(yàn)計劃

DART衛(wèi)星是一個長約l.8m，直徑lm的圓柱形衛(wèi)星，質(zhì)量約360kg（包括肼和氮推進(jìn)劑），采用三軸姿態(tài)穩(wěn)定控制方式。

目標(biāo)器MUBLCOM衛(wèi)星為圓盤型，質(zhì)量48kg，直徑l.06m，厚度（高）0.2m。目標(biāo)器MUBLCOM軌道高度約750km，傾角97.755°。在目標(biāo)器圓周上有三組角反射器，配合追蹤器上先進(jìn)的視頻制導(dǎo)敏感器（AVGS）在交會對接最后接近階段測量相對距離和相對姿態(tài)。第一組用于長距離測量，從幾十米至百米范圍；第二組用于短距離測量，從十幾米到幾米；第三組是遠(yuǎn)程角反射器，主要是支持地面站激光測量的需要。

DART飛行演示的具體內(nèi)容為：

（l）驗(yàn)證自主交會技術(shù)，僅在追蹤器采用星上敏感器獲得目標(biāo)器測量信息后，實(shí)現(xiàn)交會對接任務(wù)。

（2）驗(yàn)證自主接近階段所采用的先進(jìn)視頻制導(dǎo)敏感器（AVGS）的技術(shù)性能，包括：①演示沿飛行水平負(fù)方向（-V）接近目標(biāo)器和在距目標(biāo)器l5m時的位置保持技術(shù)；②演示在對接軸方向接近目標(biāo)器和在距目標(biāo)器5m時的位置保持技術(shù)；③演示避撞軌道機(jī)動程序；④演示垂直正向（+R）到水平負(fù)向（-V）繞飛的軌道機(jī)動技術(shù)；⑤驗(yàn)證追蹤器在水平飛行方向來回軌道機(jī)動和敏感器的測量范圍；⑥驗(yàn)證試驗(yàn)任務(wù)結(jié)束后的離軌機(jī)動技術(shù)。

（3）驗(yàn)證自主交會的安全運(yùn)行程序。

（4）比較和分析AVGS的地面測量數(shù)據(jù)與空間飛行演示結(jié)果（包括數(shù)據(jù)處理軟件），為將來正式交付AVGS硬件作為空間交會對接敏感器提供飛行演示的依據(jù)。

DART衛(wèi)星在2005年4月l5日發(fā)射入軌，隨后開始進(jìn)行自主交會和接近飛行演示。在發(fā)射和在軌運(yùn)行初期，一切工作比較順利，它被部署在距目標(biāo)器MUBLCOM衛(wèi)星40km的后方和7.5km的下方。在執(zhí)行任務(wù)不到11 h的時候，DART衛(wèi)星就與MUBLCOM衛(wèi)星發(fā)生碰撞，但MUBLCOM衛(wèi)星沒有太大的損傷，僅軌道抬高了3～5km。碰撞后，DART衛(wèi)星檢測出它的燃料基本耗盡，便開始按預(yù)定的返回程序進(jìn)行撤離機(jī)動，向地面站發(fā)出衛(wèi)星“休眠”的遙測信號。除此之外，還最后執(zhí)行一次發(fā)動機(jī)點(diǎn)火，把DART衛(wèi)星送入一條駐留軌道，在駐留軌道，DART還將有l(wèi)0年飛行壽命，而后再入大氣層燒毀。

原定24h空間飛行演示試驗(yàn)，僅完成一半左右。NASA宣布：此次演示為部分成功。這部分成功的意義表現(xiàn)為：完成全自主交會和接近演示，在遠(yuǎn)程由相對GPS測量提供相對軌道信息，實(shí)現(xiàn)自主交會；在近程由AVGS提供相對軌道位置信息，實(shí)現(xiàn)自主接近。

2.2 DART的啟示

DART計劃是NASA空間探測系統(tǒng)任務(wù)局為實(shí)現(xiàn)邁向月球和火星等太空探測目標(biāo)的技術(shù)開發(fā)項(xiàng)目所選定的第一項(xiàng)演示驗(yàn)證計劃，也是美國太空計劃框架下實(shí)現(xiàn)自主交會能力的重要一步。這對于人類深空任務(wù)和在地球軌道上運(yùn)行的軍事衛(wèi)星有著重要的意義。DART計劃所開發(fā)的技術(shù)將有助于美國實(shí)現(xiàn)未來航天系統(tǒng)在空間進(jìn)行組裝、服務(wù)或其他自主交會操作的發(fā)展目標(biāo)，為今后載人與不載人空間維修項(xiàng)目打下結(jié)實(shí)的基礎(chǔ)。同時，該技術(shù)還可使美國防部對敵方衛(wèi)星進(jìn)行近距離偵察。在DART上所驗(yàn)證的AVGS技術(shù)，作為空間接近操作的主要導(dǎo)航和定位系統(tǒng)，為后續(xù)研制在軌加注燃料和維修的自動飛行器，為未來修理“哈勃”太空望遠(yuǎn)鏡（HST）以及宇宙探索創(chuàng)造了更好的條件。

2006年5月l5日，美國宇航局公布了DART試驗(yàn)事故調(diào)查報告摘要。摘要指出：軟件失靈，繼而導(dǎo)航失誤以及燃料額外消耗導(dǎo)致了DART試驗(yàn)失敗。事故報告指出，飛行過程中，DART衛(wèi)星的主計算機(jī)反復(fù)檢測到速度異常，但計算機(jī)的邏輯設(shè)置值（規(guī)定航天器如何調(diào)整軌道速度及位置的估計值和測量值）設(shè)定過高，致使初始失靈延續(xù)下去，最終導(dǎo)致試驗(yàn)失敗。報告還認(rèn)為，從項(xiàng)目管理的角度看，如果DART任務(wù)組成員對以前的試驗(yàn)數(shù)據(jù)能進(jìn)行徹底評估和充分試驗(yàn)，這次的許多失誤是可以避免的。

DART飛行試驗(yàn)以失敗而告終，盡管發(fā)生撞擊而沒有爆炸，沒有完成預(yù)先設(shè)計的逼近操作技術(shù)，但卻意外地驗(yàn)證了另外一項(xiàng)未來衛(wèi)星武器的關(guān)鍵技術(shù)，即撞擊衛(wèi)星技術(shù)。作為一次驗(yàn)證新技術(shù)的試驗(yàn)雖然失敗了，但是該試驗(yàn)卻無意中演示了一個原理簡單但可能極具破壞力的太空新戰(zhàn)術(shù)——將敵方衛(wèi)星撞到無法發(fā)揮作用的軌道上，從這個意義上，試驗(yàn)取得了意料之外的巨大成功。

DART自主交會試驗(yàn)衛(wèi)星，其特殊性主要反映在既可作為空間支援裝備，又可直接作為空間武器的發(fā)射平臺，因此具有較強(qiáng)的軍民兩用性。雖然DART在試驗(yàn)過程中出現(xiàn)了問題，但基本完成了預(yù)期的試驗(yàn)?zāi)康?，所獲得的試驗(yàn)結(jié)果對未來美國深空探測和太空武器的發(fā)展具有極其重要的價值。

3 復(fù)雜航天器高級控制

3.1 欠驅(qū)動剛性航天器控制

3.l.l 問題描述

剛體航天器控制是各國衛(wèi)星控制系統(tǒng)研制的起點(diǎn)，其姿態(tài)動力學(xué)屬于一般非線性控制系統(tǒng)。對于執(zhí)行機(jī)構(gòu)和敏感器配置完整的情形，它可以在工程上簡化為線性系統(tǒng)，由此利用經(jīng)典控制方法來實(shí)現(xiàn)姿態(tài)穩(wěn)定。然而，對于執(zhí)行機(jī)構(gòu)和敏感器配置不完整的情形，特別是欠驅(qū)動情形（控制輸入自由度少于運(yùn)動自由度），剛體動力學(xué)將變得甚為復(fù)雜，它屬于實(shí)質(zhì)非線性系統(tǒng)，其姿態(tài)角速度和姿態(tài)穩(wěn)定將不能沿用線性系統(tǒng)控制方法，成為控制理論與應(yīng)用研究的一個難點(diǎn)和熱點(diǎn)。

所謂完整配置航天器系指控制自由度不少于剛體旋轉(zhuǎn)自由度的航天器。事實(shí)上，大多數(shù)整星零動量衛(wèi)星三軸都有獨(dú)立的控制力矩，它們通過動量輪或/和噴氣執(zhí)行機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)對三軸姿態(tài)的控制。在完整配置情形，剛體姿態(tài)運(yùn)動方程線性化后可以表示為3個雙積分環(huán)節(jié)描述的運(yùn)動方程。據(jù)此就可以利用經(jīng)典控制方法，設(shè)計基于噴氣推力器的相平面控制規(guī)律和基于飛輪的PID控制規(guī)律，由此實(shí)現(xiàn)航天器姿態(tài)穩(wěn)定和機(jī)動控制。中外許多整星零動量衛(wèi)星一般都采用類似線性化控制方法。

欠驅(qū)動航天器系指姿態(tài)控制自由度少于剛體旋轉(zhuǎn)自由度情形，典型情況是航天器有一個軸沒有控制力矩。欠驅(qū)動航天器的線性化將導(dǎo)出線性系統(tǒng)不可控，因而完整配置的航天器的控制方法不適用于欠驅(qū)動航天器控制。因此，欠驅(qū)動航天器姿態(tài)鎮(zhèn)定是一個涉及實(shí)質(zhì)非線性系統(tǒng)的難題。

美國控制理論專家Brockett[8]指出：對于非線性系統(tǒng)=f（x，u），存在連續(xù)、時不變狀態(tài)反饋使閉環(huán)控制系統(tǒng)漸近穩(wěn)定的必要條件為：線性化系統(tǒng)不可控模態(tài)沒有不穩(wěn)定特征值；系統(tǒng)可鎮(zhèn)定；函數(shù)f（x，u）從狀態(tài)和控制零點(diǎn)小鄰域到系統(tǒng)狀態(tài)零點(diǎn)小鄰域的映射是滿射的[8]。Fauske[9]進(jìn)而證明，對于剛體航天器不存在連續(xù)、時不變狀態(tài)反饋使系統(tǒng)鎮(zhèn)定。這是因?yàn)榍份斎氲木壒?，使得不滿足Brockett[8]必要條件；本質(zhì)上的原因是欠輸入時，方程個數(shù)比狀態(tài)個數(shù)少，使得不可能只有平衡點(diǎn)作為零解。

3.l.2 主要進(jìn)展

既然不存在連續(xù)、時不變狀態(tài)反饋控制律使系統(tǒng)鎮(zhèn)定，控制理論學(xué)者將研究方向集中在設(shè)計非連續(xù)定常控制器和時變控制器這兩個方向上。

最早研究欠驅(qū)動航天器姿態(tài)可控性問題的是Crouch[l0]。他證明了當(dāng)執(zhí)行機(jī)構(gòu)是噴氣推力器時，航天器在少于3個噴氣推力器的（l或2個）激勵下是可控的。同時也證明了當(dāng)執(zhí)行機(jī)構(gòu)是動量飛輪時，航天器系統(tǒng)在少于3個動量輪的情況下是不完全可控的[l0]。在他的思想指導(dǎo)下，欠驅(qū)動航天器的控制問題得到日益重視。Brockett[8]、Fauske[9]等不同時代的學(xué)者們對欠驅(qū)動剛性航天器進(jìn)行了大量的控制律設(shè)計工作[8～l0]，掀起了對欠驅(qū)動剛性航天器的研究熱潮。

在國內(nèi)，北京控制工程研究所開展了工程上實(shí)用的旨在突破全局穩(wěn)定性的控制器和控制方案，一些高校也開展了這方面的理論研究。

3.l.3 啟示和研究方向

（l）研究欠驅(qū)動航天器姿態(tài)控制對于提高整個控制系統(tǒng)的可靠性甚為重要。目前，航天器控制系統(tǒng)中出現(xiàn)的故障大部分采用“避錯”、“冗余”等措施。在這些措施的基礎(chǔ)上，研究欠驅(qū)動航天器姿態(tài)控制將大幅度提高控制系統(tǒng)可靠性，實(shí)現(xiàn)可靠性增長。

（2）受擾剛體航天器鎮(zhèn)定的全局穩(wěn)定性：即使對于完整配置的航天器，這也是一個至今沒有很好解決的問題；對于欠驅(qū)動剛體航天器，未受擾航天器的全局穩(wěn)定性則是一個尚未解決的問題。

（3）欠驅(qū)動撓性航天器的控制：關(guān)于剛體航天器的控制器設(shè)計至今往往還涉及快周期時變控制律，這對于帶有撓性附件的衛(wèi)星，容易引發(fā)撓性振動。為此，怎樣設(shè)計控制律，不激發(fā)撓性振動或使得激發(fā)振動相消（比如引入輸入成形控制），是一個重要的研究方向。

（4）欠測量（即測量信息不完全）航天器的姿態(tài)確定與控制：欠測量與欠驅(qū)動是一個對偶。如何將欠驅(qū)動控制結(jié)果推廣到欠測量姿態(tài)確定是值得深入探索的問題。例如，若剛體衛(wèi)星只有兩軸或單軸角速度分量的測量，怎樣確定角速度矢量？再如，若衛(wèi)星只有姿態(tài)測量信息而沒有姿態(tài)角速度測量信息，怎樣設(shè)計控制器使姿態(tài)鎮(zhèn)定？這在控制理論和工程應(yīng)用兩方面都具有重要研究價值。

3.2 撓性航天器控制

3.2.l 問題描述

撓性航天器是指本體為撓性的航天器（如HST）、或帶有撓性附件的航天器（如ETS-VIII）、或各體之間有撓性連接的航天器（如Galileo）。撓性航天器的運(yùn)動不僅包括姿態(tài)運(yùn)動，還包含附著在姿態(tài)運(yùn)動之上的撓性振動。顯然，撓性航天器的控制本質(zhì)上是要求利用控制部件（硬件和軟件）操縱衛(wèi)星的剛體運(yùn)動，抑制衛(wèi)星撓性振動并消除多體之間運(yùn)動耦合。這一問題富有挑戰(zhàn)性，這是因?yàn)椋?/p>

這種控制對象甚為復(fù)雜。一方面，衛(wèi)星由剛體和撓性體組成，其運(yùn)動包括剛體的姿態(tài)運(yùn)動和撓性振動。這些運(yùn)動互相耦合：任何外部和內(nèi)部激勵引起的撓性振動都將影響姿態(tài)運(yùn)動；任何姿態(tài)運(yùn)動又將激活撓性振動。這樣控制部件就不能夠獨(dú)立操縱期望的剛體運(yùn)動，也不能獨(dú)立對不期望的振動進(jìn)行抑制。另一方面，由于撓性體存在，系統(tǒng)運(yùn)動的描述理論上需要無窮多個自由度，工程上也需要幾十個自由度，控制對象的維數(shù)甚高。最后，由于撓性體的存在和任務(wù)使命的變化，衛(wèi)星的力學(xué)參數(shù)具有不確定性（如大變軌機(jī)動前后的衛(wèi)星慣量、結(jié)構(gòu)阻尼系數(shù)、外部和內(nèi)部擾動特性變化等）。

控制指標(biāo)要求甚高。詳查偵察衛(wèi)星、導(dǎo)彈預(yù)警衛(wèi)星等要求衛(wèi)星的姿態(tài)穩(wěn)定度在l0-4（°）/s量級，中繼衛(wèi)星則要求其天線具有跟蹤運(yùn)動目標(biāo)的能力。對于純粹剛體衛(wèi)星這些要求是難以實(shí)現(xiàn)的。

控制律和控制部件卻要求盡可能簡單。一方面，工程上可實(shí)現(xiàn)的控制律只能是階數(shù)盡可能低的控制律（最好用PID控制就能解決問題），這與對象維數(shù)甚高相矛盾，由此必然產(chǎn)生所謂控制和觀測“溢出”問題；另一方面，控制部件也僅局限于運(yùn)用于剛體控制的敏感器和執(zhí)行機(jī)構(gòu)（推進(jìn)系統(tǒng)、動量交換裝置等），最近開發(fā)的撓性振動敏感器和致動器尚處于試驗(yàn)階段。

3.2.2 主要進(jìn)展

日本的ETS-VIII衛(wèi)星是一顆用于移動通信的衛(wèi)星，也是當(dāng)今世界上最重（3 t）的對地靜止軌道衛(wèi)星。星上載有兩種大型撓性結(jié)構(gòu)，一種是可提供高達(dá)7.5kW電能的雙翼太陽電池帆板（南北兩翼、跨度40m），一種是兩個S波段大型展開式天線（東西兩個、跨度37m）。

ETS-VIII的姿態(tài)控制精度要求為：滾轉(zhuǎn)軸/俯仰軸±0.05°，偏航軸±0.l5°，大型展開天線的指向精度必須優(yōu)于l°。姿態(tài)控制系統(tǒng)采用的是4個斜裝反作用飛輪實(shí)現(xiàn)零動量三軸穩(wěn)定姿態(tài)控制方式。為了防止兩個大型展開天線和兩塊大型太陽電池帆板等撓性結(jié)構(gòu)對衛(wèi)星本體的干擾，采用了相位控制和增益控制相結(jié)合的方式來穩(wěn)定姿態(tài)。敏感器有3種，包括速率積分陀螺（3個）、地球敏感器（2個）和太陽敏感器組件（2個）。執(zhí)行機(jī)構(gòu)有4種，包括反作用飛輪（4個）、22N推力器（l2臺，其中姿態(tài)控制用4臺×2，東西軌道控制2臺×2）、490N雙元液體遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動機(jī)（l臺），25mN離子發(fā)動機(jī)（4臺，2×2）。

值得一提的是，像ETS-VIII這樣具有大型撓性結(jié)構(gòu)的衛(wèi)星，為了得到撓性模態(tài)參數(shù)，采用了大型結(jié)構(gòu)分析軟件以及地面振動試驗(yàn)，但由于撓性和重力的影響，在地面上無法得到其精確的數(shù)學(xué)模型，為此，ETS-VIII采用在軌辨識技術(shù)。

與其它衛(wèi)星在軌辨識不同的是，ETS-VIII盡量在衛(wèi)星穩(wěn)態(tài)運(yùn)行過程進(jìn)行閉環(huán)辨識，以避免對衛(wèi)星姿態(tài)產(chǎn)生過多影響。例如利用穩(wěn)態(tài)控制過程中完成姿態(tài)階躍響應(yīng)、飛輪卸載和軌道控制等。這些機(jī)動中，由于發(fā)動機(jī)處于脈沖工作或連續(xù)工作狀態(tài)，可能激勵包含撓性模態(tài)信息的動態(tài)響應(yīng)數(shù)據(jù)（其間控制器處于工作狀態(tài)），因而有望對撓性結(jié)構(gòu)參數(shù)（撓性模態(tài)頻率、耦合系數(shù)、阻尼比等）進(jìn)行精確辨識。

辨識過程中的輸出信號則利用了姿態(tài)敏感器提供的姿態(tài)角和姿態(tài)角速度，以及衛(wèi)星本體上安裝的三軸加速度計、大型展開天線支撐軸上安裝的三軸加速度計和太陽電池帆板上安裝的面內(nèi)/面外加速度計等遙測數(shù)據(jù)。

從迄今的仿真研究結(jié)果看，ETS-VIII的撓性結(jié)構(gòu)固有頻率非常低，其前五階撓性模態(tài)頻率和模態(tài)阻尼分別為0.079Hz（0.5l l%）、0.l l7Hz（0.703%）、0.l30Hz（0.522%）、0.l36Hz（0.579%）、0.l54Hz（0.545%）。

3.2.3 啟示和研究方向

像ETS-VIII這樣帶有大型撓性結(jié)構(gòu)的衛(wèi)星，要想在地面上得到撓性結(jié)構(gòu)參數(shù)是很困難的。ETSVIII的解決途徑是通過在軌辨識技術(shù)，在軌自適應(yīng)調(diào)整控制系統(tǒng)參數(shù)。值得注意的是ETS-VIII沒有采用通常在軌辨識的激勵信號，而是利用衛(wèi)星的穩(wěn)態(tài)運(yùn)行數(shù)據(jù)，進(jìn)行閉環(huán)在軌辨識。

為此，在控制方法上我們提出下列研究方向：

（l）發(fā)展在軌辨識技術(shù)

衛(wèi)星的不確定性因素是客觀存在的，這項(xiàng)技術(shù)是解決克服不確定性影響的高精度高穩(wěn)定度控制問題和提高衛(wèi)星穩(wěn)定運(yùn)行能力的關(guān)鍵技術(shù)。利用辨識領(lǐng)域的豐富成果，根據(jù)復(fù)雜航天器在軌辨識相對于地面辨識試驗(yàn)的不同特點(diǎn)，開發(fā)適合復(fù)雜航天器姿態(tài)控制器設(shè)計的閉環(huán)在軌辨識算法。

（2）發(fā)展自適應(yīng)低階控制器設(shè)計技術(shù)

研究大型撓性、多運(yùn)動體航天器存在模型誤差情況下的航天器姿態(tài)控制技術(shù)，在存在有效載荷運(yùn)動的條件下保持較高姿態(tài)指向精度和較高姿態(tài)穩(wěn)定度。重點(diǎn)研究復(fù)雜航天器姿態(tài)自適應(yīng)控制算法：包括基于動力學(xué)模型參數(shù)辨識的自適應(yīng)控制算法、基于外部干擾辨識的自適應(yīng)控制算法、撓性附件主動振動抑制算法等。

3.3 復(fù)雜衛(wèi)星甚高精度姿態(tài)控制

3.3.l 問題描述

甚高分辨率對地觀測衛(wèi)星和測繪衛(wèi)星對甚高性能的姿態(tài)控制提出了迫切需求，衛(wèi)星對姿態(tài)控制性能的典型要求為：姿態(tài)確定精度：優(yōu)于0.5″；姿態(tài)穩(wěn)定度：達(dá)到l×l0-5（°）/s左右；姿態(tài)抖動：成像時間內(nèi)姿態(tài)抖動幅度不超過l.2×l0-5（°）。

甚高精度的姿態(tài)控制要求對控制理論和技術(shù)提出了新的問題和挑戰(zhàn)。

在甚高精度姿態(tài)測量方面，一方面，需要對測量的機(jī)理和方法進(jìn)行探索。另一方面，為滿足姿態(tài)確定的甚高精度要求，遙感衛(wèi)星姿態(tài)必須以有效載荷為基準(zhǔn)，而衛(wèi)星本體的結(jié)構(gòu)形變、振動等因素將在姿態(tài)控制基準(zhǔn)與有效載荷基準(zhǔn)之間造成不可忽略的偏差，如何測量和識別這種基準(zhǔn)之間偏差的變化，這是必須解決的新問題。

在控制方面，甚高精度對地觀測衛(wèi)星一般帶有大型有效載荷、大面積帆板、多運(yùn)動部件及大型推進(jìn)劑貯箱，是典型的復(fù)雜衛(wèi)星。隨著甚高精度性能指標(biāo)的提出，一般精度控制可忽略和回避的因素現(xiàn)在就凸現(xiàn)出來，主要表現(xiàn)為：

l）過去可以忽略的物理運(yùn)動特性，包括由高速旋轉(zhuǎn)部件（如飛輪、控制力矩陀螺、機(jī)械陀螺等）引起的抖動、帆板與天線等撓性振動、姿態(tài)控制系統(tǒng)基準(zhǔn)和有效載荷基準(zhǔn)的相對形變、液體晃動等，這些特性現(xiàn)在將成為影響衛(wèi)星穩(wěn)定度和抖動指標(biāo)的關(guān)鍵因素，因此必須在設(shè)計中加以考慮，而目前對其產(chǎn)生與傳播的機(jī)理以及控制機(jī)理尚缺乏深刻認(rèn)識。

2）復(fù)雜衛(wèi)星存在的變參數(shù)、不確定性、非線性等控制對象特性，過去可以簡化處理，而現(xiàn)在必須全面考慮。這些因素嚴(yán)重影響衛(wèi)星控制的甚高精度性能和穩(wěn)定運(yùn)行，而現(xiàn)有的衛(wèi)星控制方法卻缺少對這些因素的適應(yīng)能力，強(qiáng)適應(yīng)控制問題亟待解決。

解決這些問題需要新思路、新方法，需要從現(xiàn)有的集中式、確定性的姿態(tài)控制方法拓展到新型的分布式、適應(yīng)性姿態(tài)控制方法。

3.3.2 主要進(jìn)展

美國已基本掌握甚高精度對地觀測航天器控制技術(shù)，俄羅斯、法國和日本也在逐步驗(yàn)證這方面的技術(shù)。目前，美國第六代對地成像偵察衛(wèi)星的地面分辨率優(yōu)于0.lm，雷達(dá)成像偵察衛(wèi)星幾何分辨率能夠達(dá)到0.3m。

美國軍事偵察衛(wèi)星的控制技術(shù)高度保密，但可以看出，哈勃太空望遠(yuǎn)鏡（HST）的設(shè)計和飛行經(jīng)驗(yàn)是其設(shè)計的重要經(jīng)驗(yàn)和依據(jù)，其所能達(dá)到的控制水平為：控制系統(tǒng)指向精度0.0l″要求姿態(tài)穩(wěn)定度在長達(dá)數(shù)小時的時間范圍內(nèi)鏡像穩(wěn)定在焦面的誤差不超過0.007″。目前，美國正在研制HST的后繼星（JWST），它采用展開式光學(xué)系統(tǒng)，應(yīng)用分布式振動傳感器，借助主動振動控制，預(yù)期可使成像分辨率提高一個數(shù)量級。

航天發(fā)達(dá)國家也并未徹底解決甚高精度姿態(tài)控制問題，仍在積極探索和發(fā)展甚高精度姿態(tài)控制技術(shù)。具有代表性的是美國NASA于上個世紀(jì)90年代開始的“控制與結(jié)構(gòu)系統(tǒng)相互作用技術(shù)計劃”，該計劃的長期努力目標(biāo)是：（a）對任意輸入和機(jī)動，要使航天器動態(tài)響應(yīng)幅值減少50%，并使系統(tǒng)質(zhì)量增加最少；（b）采用寬帶控制系統(tǒng)使控制和指向精度提高幾個數(shù)量級；（c）使航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)在軌性能（幅值、頻率、時間和穩(wěn)定性等指標(biāo)上）預(yù)測的相對誤差小于l0%；（d）發(fā)展控制系統(tǒng)的建模、分析和設(shè)計優(yōu)化方法；（e）通過分析和試驗(yàn)提高對飛行系統(tǒng)性能的驗(yàn)證能力。

我國衛(wèi)星高精度/甚高精度控制水平與國外先進(jìn)水平相比還存在較大差距。需要開展衛(wèi)星高精度姿態(tài)控制機(jī)理和方法的研究。

3.3.3 關(guān)鍵技術(shù)

l）甚高精度姿態(tài)測量敏感器

主要攻關(guān)方向是精度優(yōu)于l″的星敏感器和精度優(yōu)于l×l0-5（°）/s的慣性姿態(tài)敏感器。

2）分布式測量

以實(shí)現(xiàn)有效載荷基準(zhǔn)的姿態(tài)測量作為測量的最終目標(biāo)，需要探索姿態(tài)敏感器基準(zhǔn)與有效載荷基準(zhǔn)之間相對變化的規(guī)律，針對影響兩基準(zhǔn)關(guān)系的形變、振動、抖動等因素，開展測量機(jī)理和方法、敏感器配置優(yōu)化、數(shù)據(jù)處理方法等研究。

3）分布式控制

現(xiàn)有衛(wèi)星姿態(tài)控制方法對抖動無能為力，針對振動問題主要采用頻帶隔離的被動方式來解決，控制性能遠(yuǎn)不能達(dá)到甚高精度要求?，F(xiàn)有控制方法本質(zhì)上屬于集中參數(shù)控制，而解決上述問題需要發(fā)展分布式控制方法。

分布式控制的目的是充分考慮衛(wèi)星本體結(jié)構(gòu)振動和抖動等內(nèi)部相對運(yùn)動的控制，消除有效載荷平臺的結(jié)構(gòu)抖振，克服平臺姿態(tài)基準(zhǔn)與有效載荷基準(zhǔn)的相對變化，保證安裝儀器和有效載荷平臺的相對寧靜。需要探索復(fù)雜衛(wèi)星的振動和抖動的傳播和控制機(jī)理，分別開展飛輪和控制力矩陀螺等抖動源干擾模型、高頻抖動減振結(jié)構(gòu)及自適應(yīng)控制、撓性振動抑制方法及致動器配置等研究，并針對復(fù)雜衛(wèi)星多目標(biāo)控制之間的關(guān)聯(lián)影響，研究協(xié)調(diào)控制方法。

4）變結(jié)構(gòu)變參數(shù)不確定性的適應(yīng)控制

現(xiàn)有衛(wèi)星主要根據(jù)簡化的標(biāo)稱模型離線設(shè)計控制器，本質(zhì)上是一種確定性的設(shè)計思路，在軌控制對象變化時不具備調(diào)整控制器結(jié)構(gòu)和參數(shù)的能力，當(dāng)對象變化或不確定起作用時控制性能會嚴(yán)重惡化，不能滿足衛(wèi)星控制的甚高精度要求。為解決這些問題，需要發(fā)展控制器參數(shù)和結(jié)構(gòu)具有強(qiáng)適應(yīng)調(diào)整能力的智能自適應(yīng)控制。

4 結(jié) 論

本文根據(jù)目前航天控制技術(shù)的發(fā)展動態(tài)，從多個航天器在軌飛行控制，以及單個復(fù)雜航天器的控制兩個方面分析了制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制的進(jìn)展情況，通過對國外幾個典型型號航天器在控制若干技術(shù)取得的新進(jìn)展的描述，揭示一些關(guān)鍵技術(shù)和發(fā)展趨勢，并為我國航天器制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制技術(shù)的發(fā)展提出建議。

[l]Rum ford T E.Demonstration of autonomous rendezvous technology（DART）project summary[C].Proc.of SPIE，2003

[2]Karlsson A.Darwin a mission overview[C].Proc.of SPIE，2006

[3]Shoemaker J.Orbital express space operations architecture program[C].Proc.of SPIE，2003

[4]Bonino L.An interferometer for high-resolution optical surveillance from geostationary orbit-space system study[C].Proc.of 6thInternational Conference on Space Optics，2006，ESTEC，Noordwijk，The Netherlands

[5]Irwin R D.Controller redesign for the hubble space telescope[R].NASA Report NAG-8-242，l993

[6]大谷崇.利用ETS-8研究下一代衛(wèi)星姿態(tài)控制實(shí)驗(yàn)[A].第49屆宇宙科學(xué)技術(shù)聯(lián)合講演會講演集，2005，日本

[7]王存恩.日本技術(shù)試驗(yàn)衛(wèi)星ETS-8及其在軌初始運(yùn)行狀況[J].空間控制技術(shù)與應(yīng)用，2007，（5）：48～54

[8]Brockett R W.Asymptotic stability and feedback stabilization[M].Differential Geometric Control Theory，Boston：Birkhauser，l983

[9]Fauske K M.Attitude stabilization of an underactuated flexible spacecraft[D].Dept.Eng.Cybern.，Norwegian Univ.Technology and Science，Siving Thesis，2003，27～30

[l0]Crouch P E.Spacecraft attitude control and stabilization：applications of geometric control theory to flexible body models[J].IEEE Trans.Automat.Contr.，l984，29：32l～33l

Recent Progress of Severa1 Technica1 Prob1ems with Spacecraft Contro1

LIGuo，LIU Liangdong，ZHANG Honghua
（Beijing Institute of Control Engineering，Beijing l00080，China）

Spacecraft attitude and orbit control techniques are critical in the spacecraft development and play a very important role in implementing the complicated spacecraft control for advanced flight missions.This paper reviews recent headway of spacecraft control at home and abroad，and discusses the development of spacecraft control in formation flight，autonomous rendezvous and docking，complicated spacecraft control and so on through several examples.Finally，on the basis of revealing the recent trend in research and development of the spacecraft control，some proposals for developing spacecraft guidance，navigation and control in China are presented.

guidance，navigation and control；spacecraft rendezvous and docking；formation flight