徐廣德 武江凱 茍仲秋 張柏楠

(中國(guó)空間技術(shù)研究院載人航天總體部，北京 100094)

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國(guó)外航天器高精度高穩(wěn)定度高敏捷指向技術(shù)綜述

徐廣德 武江凱 茍仲秋 張柏楠

(中國(guó)空間技術(shù)研究院載人航天總體部，北京 100094)

調(diào)研了國(guó)外航天器高精度高穩(wěn)定度高敏捷指向技術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀，分析了其實(shí)現(xiàn)的主要技術(shù)途徑，研究表明高精度高穩(wěn)定度高敏捷指向作為一項(xiàng)系統(tǒng)性技術(shù)，需要從構(gòu)型布局、結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)、控制等多方面開展綜合分析與設(shè)計(jì)。文章對(duì)其中一體化構(gòu)型布局設(shè)計(jì)、微振動(dòng)抑制、多級(jí)復(fù)合控制和大力矩執(zhí)行機(jī)構(gòu)等關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行了總結(jié)和分析，可為我國(guó)高性能航天器的發(fā)展提供借鑒。

高精度高穩(wěn)定度高敏捷指向；復(fù)合控制；微振動(dòng)抑制；一體化構(gòu)型設(shè)計(jì)

1 引言

隨著空間天文觀測(cè)、激光通信、遙感等航天任務(wù)需求的不斷提升，航天器所攜帶的載荷設(shè)備越來(lái)越精密，相應(yīng)地對(duì)航天器指向精度、指向穩(wěn)定度、敏捷機(jī)動(dòng)能力的要求也越來(lái)越高。高精度、高穩(wěn)定度、高敏捷指向能力指的是航天器具備高指向精度、高姿態(tài)穩(wěn)定度和快速機(jī)動(dòng)能力。高指向精度指的是衛(wèi)星或有效載荷姿態(tài)相對(duì)于期望方位或指向的偏差小。高姿態(tài)穩(wěn)定度指的是衛(wèi)星姿態(tài)在規(guī)定時(shí)間內(nèi)的變化量小以及有效載荷在操作時(shí)間內(nèi)的姿態(tài)高頻抖動(dòng)量小。后文對(duì)于天文衛(wèi)星，采用角度(″)表示有效載荷的姿態(tài)高頻抖動(dòng)量(指向穩(wěn)定度)，對(duì)于遙感衛(wèi)星，采用角速度(°)/s表示衛(wèi)星姿態(tài)穩(wěn)定度?？焖贆C(jī)動(dòng)能力指的是衛(wèi)星或有效載荷機(jī)動(dòng)時(shí)間短。美國(guó)新一代的詹姆斯-韋伯空間望遠(yuǎn)鏡(JWST)要求指向穩(wěn)定度達(dá)到0.007″(24h)；NASA的太陽(yáng)系外行星探測(cè)計(jì)劃之一的主動(dòng)校正日冕儀(ACCESS)衛(wèi)星要求短時(shí)間內(nèi)指向穩(wěn)定度高達(dá)0.000 7″；為滿足遙感衛(wèi)星的觀測(cè)范圍和實(shí)時(shí)性，要求在短時(shí)間內(nèi)快速側(cè)擺并大角度俯仰機(jī)動(dòng)，如昴宿星要求25 s機(jī)動(dòng)60°，姿態(tài)到位后穩(wěn)定度優(yōu)于10-4(°)/s。

本文對(duì)國(guó)外具備高精度、高穩(wěn)定度、高敏捷指向能力的天文衛(wèi)星、遙感衛(wèi)星、激光通信衛(wèi)星等進(jìn)行了調(diào)研，對(duì)微振動(dòng)抑制、多級(jí)指向復(fù)合控制、構(gòu)型布局一體化設(shè)計(jì)等關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行了分析，可為我國(guó)高性能航天器的發(fā)展提供借鑒。

2 國(guó)外高精度高穩(wěn)定度高敏捷指向技術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀

2.1 天文觀測(cè)衛(wèi)星

2.1.1 哈勃空間望遠(yuǎn)鏡

哈勃(Hubble)空間望遠(yuǎn)鏡(HST)的主要任務(wù)是對(duì)空間中譜段在紫外到紅外之間光譜進(jìn)行高精度觀測(cè)，1990年4月24日，由發(fā)現(xiàn)號(hào)航天飛機(jī)送入太空，迄今仍在軌運(yùn)行，主要采用了姿態(tài)控制和被動(dòng)減隔振相結(jié)合的方法，達(dá)到0.007″(24 h)的指向穩(wěn)定度[1-2]。

平臺(tái)姿態(tài)控制系統(tǒng)采用速率陀螺與星敏感器組合實(shí)現(xiàn)粗級(jí)慣性姿態(tài)測(cè)量，采用速率陀螺與精細(xì)導(dǎo)星儀組合實(shí)現(xiàn)精確慣性姿態(tài)測(cè)量，由反作用輪提供姿控力矩，控制器采用比例-積分-微分(PID)控制律，最終實(shí)現(xiàn)平臺(tái)指向精度為90″，指向穩(wěn)定度為0.007″(24h)。總共安裝了3個(gè)導(dǎo)星儀，分別均勻布置在主鏡焦平面外圍圓周上，任意2個(gè)導(dǎo)星儀工作即可進(jìn)行高精度的姿態(tài)測(cè)量，量程為0.02″，精度為0.001″。

HST的減隔振設(shè)計(jì)主要集中在太陽(yáng)能電池陣和動(dòng)量輪振動(dòng)抑制方面。根據(jù)對(duì)太陽(yáng)翼柔性模型的分析，選擇控制系統(tǒng)工作頻率為1 Hz，將太陽(yáng)翼柔性振蕩頻率1.3 Hz排除在控制頻帶之外，而將其剛性模態(tài)固有頻率0.1 Hz置于控制系統(tǒng)帶寬之內(nèi)集中控制；對(duì)動(dòng)量輪振動(dòng)的抑制主要是利用被動(dòng)隔振部件將其振動(dòng)頻率高于2 Hz的分量進(jìn)行抑制隔離；安裝了Honeywell公司生產(chǎn)的D-Strut飛輪隔振器，消除了星上的高頻抖動(dòng)干擾(見圖1)。

HST入軌后，原裝的太陽(yáng)翼因?yàn)槊刻?8次頻繁進(jìn)出地影，造成熱致微振動(dòng)現(xiàn)象?？臻g望遠(yuǎn)鏡軌道周期為90 min，但其等待熱致微振動(dòng)衰減所需的時(shí)間就高達(dá)45 min，大大影響了正常的科學(xué)觀測(cè)。為解決該問(wèn)題，通過(guò)在軌維修，用新的太陽(yáng)翼SA3替換了原來(lái)的太陽(yáng)翼，在SA3的設(shè)計(jì)中新增了一種太陽(yáng)翼阻尼器(見圖2)。根據(jù)對(duì)太陽(yáng)翼模態(tài)頻率和阻尼的要求，CSA Engineering公司與NASA一起，完成了一種黏彈性/鈦合金阻尼器的設(shè)計(jì)和建造，并成功運(yùn)用于SA3。

2.1.2 詹姆斯-韋伯空間望遠(yuǎn)鏡

詹姆斯-韋伯空間望遠(yuǎn)鏡(JWST)用來(lái)觀測(cè)早期宇宙紅移[3]，以推測(cè)第一顆星和星系的形成時(shí)間，采用了日地L2點(diǎn)軌道來(lái)降低軌道環(huán)境干擾，預(yù)期于2018年發(fā)射，擬通過(guò)多級(jí)控制實(shí)現(xiàn)0.007 3″的指向穩(wěn)定度[3]。JWST由航天器平臺(tái)及遮陽(yáng)板，光學(xué)望遠(yuǎn)鏡和集成科學(xué)儀器模塊三大部分組成，控制系統(tǒng)由平臺(tái)姿態(tài)控制系統(tǒng)、精密穩(wěn)像控制系統(tǒng)和兩級(jí)被動(dòng)隔振系統(tǒng)組成[4]。

JWST采用多級(jí)控制方案，如圖3所示。第一級(jí)為平臺(tái)姿態(tài)控制，平臺(tái)慣性定向姿態(tài)控制敏感器為星敏感器，執(zhí)行機(jī)構(gòu)為反作用輪，6個(gè)反作用輪呈金字塔型安裝，控制帶寬為0.02 Hz，實(shí)現(xiàn)指向精度優(yōu)于6.5″，粗指向穩(wěn)定度1″/0.1 s。第二級(jí)為精級(jí)穩(wěn)像控制，為雙軸快反鏡(FSM)視線穩(wěn)定控制，敏感器為導(dǎo)星儀，執(zhí)行機(jī)構(gòu)為FSM，控制帶寬2 Hz，經(jīng)過(guò)FSM補(bǔ)償后，精級(jí)指向穩(wěn)定度達(dá)到0.007 3″。

JWST采用粗太陽(yáng)敏感器、星敏感器和導(dǎo)星儀作為指向控制敏感器，其配置與主要技術(shù)指標(biāo)見表1。

表1 JWST敏感器配置與主要技術(shù)指標(biāo)Table 1 Senors and main specificaitons of JWST

注：1σ為1倍的標(biāo)準(zhǔn)差噪聲。

為了抑制反作用輪動(dòng)靜不平衡、軸承擺振引起的2 Hz以上的擾動(dòng)，JWST采用二級(jí)被動(dòng)隔振系統(tǒng)：針對(duì)動(dòng)量輪的局部隔振裝置，位于動(dòng)量輪與平臺(tái)之間，隔振頻率7 Hz；平臺(tái)和載荷之間設(shè)置塔形隔振裝置，實(shí)現(xiàn)隔振頻率1 Hz。通過(guò)在4根低模碳纖維復(fù)合材料管上面包覆黏彈阻尼材料，提高整個(gè)系統(tǒng)阻尼比，黏彈性阻尼桿如圖4所示。

2.1.3 “高級(jí)大口徑空間望遠(yuǎn)鏡”

“高級(jí)大口徑空間望遠(yuǎn)鏡”(ATLAST)是NASA規(guī)劃的繼JWST之后的大口徑展開式天文望遠(yuǎn)鏡。ATLAST-8采用8 m口徑的相機(jī)/光學(xué)設(shè)施方案，預(yù)計(jì)在2020年發(fā)射至L2點(diǎn)。ATLAST-8擬采用兩級(jí)控制系統(tǒng)+隔振實(shí)現(xiàn)高精度高穩(wěn)定度控制，指向穩(wěn)定度要求為0.001 6″[5]。

粗級(jí)控制為平臺(tái)姿態(tài)控制系統(tǒng)，由安裝在相機(jī)上的敏感器(陀螺、星敏感器)測(cè)量姿態(tài)，采用控制力矩陀螺群作為執(zhí)行機(jī)構(gòu)，應(yīng)用基于動(dòng)力學(xué)模型的反饋線性化算法、濾波和標(biāo)定算法，實(shí)現(xiàn)2″的控制精度。精級(jí)控制為超精密穩(wěn)像控制系統(tǒng)，包括精密導(dǎo)星儀、快擺鏡和活動(dòng)次鏡組成，通過(guò)PID算法實(shí)現(xiàn)0.001 6″的高精度穩(wěn)像控制指標(biāo)。

為隔離控制力矩陀螺(CMG)的振動(dòng)，將轉(zhuǎn)子進(jìn)行了5自由度氣浮，同時(shí)將CMG經(jīng)由振動(dòng)吸收框架安裝在衛(wèi)星本體上，使得CMG產(chǎn)生擾振傳遞至相機(jī)造成的影響精度降低至0.000 2″。

同時(shí)在衛(wèi)星本體和光學(xué)設(shè)備之間安裝主動(dòng)隔振系統(tǒng)(Active Vibration Isolation ,AVI),進(jìn)一步降低光軸抖動(dòng)，主動(dòng)隔振系統(tǒng)有兩種可能的選擇：一種是洛馬公司的無(wú)擾動(dòng)載荷(Disturbance Free Payload，DFP)；另一種是Northrop Grumman公司的主動(dòng)隔振支腿技術(shù)。

2.1.4 ACCESS衛(wèi)星

太陽(yáng)系外行星探測(cè)計(jì)劃之一的ACCESS衛(wèi)星[6]，擬通過(guò)三級(jí)控制實(shí)現(xiàn)0.000 1″(1000 s)的高穩(wěn)定度指向控制[7]，各級(jí)控制的指向需求見表2。第一級(jí)為平臺(tái)姿態(tài)控制，采用反作用輪將本體穩(wěn)定度(1000 s)控制到0.1″(偏航、俯仰)，5″(滾轉(zhuǎn))。第二級(jí)是六自由度望遠(yuǎn)鏡指向系統(tǒng)Hexapod，將視線穩(wěn)定在0.001″(1000 s)，同時(shí)Hexapod具備振動(dòng)抑制能力。第三級(jí)是快擺鏡控制系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)指向穩(wěn)定度0.000 1″(1000 s)。多級(jí)控制如圖5所示。

平臺(tái)姿態(tài)控制采用星敏感器和陀螺定姿，4個(gè)金字塔構(gòu)型的反作用輪作為執(zhí)行機(jī)構(gòu)，控制器應(yīng)用PID控制律。

ACCESS具有苛刻的指向抖動(dòng)要求，10 Hz以上的抖動(dòng)必須控制在0.000 1″以內(nèi)。因此通過(guò)兩級(jí)隔振實(shí)現(xiàn)振動(dòng)隔離與抑制，安裝反作用輪隔振器、太陽(yáng)翼阻尼器實(shí)現(xiàn)振源隔離，反作用輪隔振器、太陽(yáng)翼阻尼器如圖6所示。另外，在載荷與平臺(tái)之間安裝Hexapod隔振平臺(tái)實(shí)現(xiàn)對(duì)有效載荷的振動(dòng)隔離。

表2 ACCESS指向需求Table 2 Pointing requirements

Hexapod主動(dòng)指向控制考慮了兩種方案[8](見圖7)：一種是主動(dòng)隔振平臺(tái)(AIMS)，地面試驗(yàn)表明采用AIMS后10 Hz以上的微振動(dòng)引起的視線抖動(dòng)為0.5 nrad；另一種是Northrop Grumman公司的主/被動(dòng)隔振器(APSI)，APSI是由按Hexapod布局的6根隔振桿形成的主被動(dòng)一體隔振臺(tái)，隔振桿由彈簧與音圈電機(jī)組成。美國(guó)噴氣推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室(JPL)針對(duì)兩種Hexapod方案進(jìn)行了評(píng)估，就隔振效果來(lái)講，APSI要優(yōu)于AIMS，但是因?yàn)橐呀?jīng)有了反作用輪隔振器，抖動(dòng)已大幅衰減，指向性能更為重要。最終考慮指向性能將AIMS作為首選，APSI作為備選。

精級(jí)穩(wěn)像控制系統(tǒng)包括精密導(dǎo)星儀、快擺鏡和控制算法[9]，控制帶寬達(dá)到100 Hz。導(dǎo)星儀測(cè)量得到視線方向相對(duì)恒星的偏差，用來(lái)控制Hexapod平臺(tái)和快擺鏡。

2.2 遙感衛(wèi)星

2.2.1 “世界觀測(cè)”系列衛(wèi)星

“世界觀測(cè)”(WorldView)衛(wèi)星[9]具有偏離星下點(diǎn)±40°的快速姿態(tài)機(jī)動(dòng)能力，姿態(tài)機(jī)動(dòng)角速度3.5 (°)/s，角加速度為1.5 (°)/s2。為實(shí)現(xiàn)高精度高穩(wěn)定度高敏捷性，WorldView系列衛(wèi)星所采取的技術(shù)實(shí)現(xiàn)途徑如下[10]：

(1)采用控制力矩陀螺(CMG)。CMG模塊主要包含4個(gè)轉(zhuǎn)速約6000 r/min的力矩陀螺，大幅提高衛(wèi)星姿態(tài)機(jī)動(dòng)能力。

(2)衛(wèi)星主結(jié)構(gòu)截面形狀為八邊形，結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)采用4根框梁+板式結(jié)構(gòu)形成整星合理傳力路徑，保證整星傳力路徑連續(xù)簡(jiǎn)潔，實(shí)現(xiàn)了整星的高剛度設(shè)計(jì)。

(3)WorldView-2的星敏感器支撐結(jié)構(gòu)安裝在相機(jī)主鏡承力框上，如圖8所示，使相機(jī)和星敏感器具有統(tǒng)一的安裝基準(zhǔn)，減少星敏感器和相機(jī)的連接環(huán)節(jié)，顯著縮短了安裝距離，同時(shí)選用膨脹系數(shù)小的材料和采用高剛度的安裝基礎(chǔ)，最大程度減小了在軌狀態(tài)相機(jī)光軸和星敏感器光軸的相對(duì)變化。

(4)為減少CMG高速轉(zhuǎn)動(dòng)對(duì)衛(wèi)星成像質(zhì)量的影響，對(duì)CMG群采用八桿式并聯(lián)隔振系統(tǒng)，減少CMG擾振對(duì)衛(wèi)星姿態(tài)穩(wěn)定度的影響。

2.2.2 昴宿星(Pleiades)

Pleiades衛(wèi)星為一種敏捷高分辨率光學(xué)遙感衛(wèi)星，為實(shí)現(xiàn)高精度高穩(wěn)定度高敏捷指向所采取的技術(shù)途徑如下[11-12]：

(1)Pleiades采用了以載荷為中心，圍繞載荷進(jìn)行布局的高度一體化設(shè)計(jì)。其載荷主承力背板既是主鏡的支撐結(jié)構(gòu)，又是星上其他部件的安裝底板，有效減小了整星質(zhì)量。

(2)Pleiades所采用的高精度星敏感器及陀螺頭部均是與載荷的主承力背板及CCD焦平面組件進(jìn)行統(tǒng)一設(shè)計(jì)安裝，以保證姿態(tài)測(cè)量系統(tǒng)坐標(biāo)基準(zhǔn)的穩(wěn)定性，提高高分辨成像過(guò)程中的姿態(tài)控制精度。

(3)為實(shí)現(xiàn)高指向精度、高姿態(tài)穩(wěn)定度和快速機(jī)動(dòng)能力，Pleiades采用了星敏感器、光纖陀螺和控制力矩陀螺等姿態(tài)敏感器及執(zhí)行機(jī)構(gòu)。

2.3 其他

2.3.1 激光通信衛(wèi)星

圖9所示為美國(guó)噴氣推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室(JPL)研制的空間激光通信演示樣機(jī)OCD[13]，可實(shí)現(xiàn)信標(biāo)光的捕獲、高帶寬的跟蹤、高精度的瞄準(zhǔn)以及超前補(bǔ)償。OCD采用復(fù)合軸實(shí)現(xiàn)捕獲和高帶寬跟蹤，跟蹤距離為1000 km，方位角范圍為±180°，俯仰角范圍為-10°～+90°，最大跟蹤角速度為1 rad/s，跟蹤精度2 μrad。

復(fù)合軸控制方案采用將萬(wàn)向架、柔性阻尼和快速反射鏡在結(jié)構(gòu)上串連的方法。

(1)萬(wàn)向架由轉(zhuǎn)動(dòng)電機(jī)驅(qū)動(dòng)實(shí)現(xiàn)指向調(diào)整和粗瞄準(zhǔn)?？焖俜瓷溏R在壓電陶瓷或音圈驅(qū)動(dòng)下做小范圍快速轉(zhuǎn)動(dòng)調(diào)整光路，實(shí)現(xiàn)精跟蹤。

(2)在萬(wàn)向架與衛(wèi)星平臺(tái)之間安裝有柔性阻尼，能夠?qū)o(wú)法由快速反射鏡補(bǔ)償?shù)母哳l的本體振動(dòng)進(jìn)行補(bǔ)償，另外對(duì)于與光軸方向耦合的振動(dòng)也能起到隔離和衰減作用。

2.3.2 “無(wú)擾動(dòng)載荷衛(wèi)星”

美國(guó)學(xué)者Nelson Pedreiro在文獻(xiàn)[14]中提出了“無(wú)擾動(dòng)載荷衛(wèi)星”(DFP)的概念。載荷艙(凈荷模塊)與服務(wù)艙之間不再采用機(jī)械連接，而是利用非接觸的敏感器進(jìn)行測(cè)量載荷艙與服務(wù)艙的相對(duì)位置和相對(duì)姿態(tài)，然后通過(guò)不接觸執(zhí)行機(jī)構(gòu)在載荷艙與服務(wù)艙之間產(chǎn)生控制力(矩)調(diào)節(jié)姿態(tài)和相對(duì)位置，從而實(shí)現(xiàn)對(duì)服務(wù)艙擾動(dòng)的超靜隔離。在指向控制時(shí)采用載荷艙主動(dòng)、服務(wù)艙從動(dòng)的方法，控制回路包括載荷艙的姿態(tài)控制回路、服務(wù)艙的姿態(tài)控制回路和兩艙相對(duì)位置保持控制回路。其工作原理如圖10所示。其中載荷艙對(duì)姿態(tài)控制精度要求較高，其姿態(tài)反饋信息由姿態(tài)敏感器給出，利用不接觸執(zhí)行機(jī)構(gòu)進(jìn)行姿態(tài)調(diào)整；服務(wù)艙姿態(tài)和兩艙相對(duì)位置控制對(duì)控制精度要求較低，其反饋信息均由非接觸的敏感器測(cè)量信息解算得到，服務(wù)艙的姿態(tài)通過(guò)反作用輪進(jìn)行調(diào)節(jié)。兩艙相對(duì)位置控制目的是保證兩艙不碰撞，通過(guò)設(shè)定相對(duì)位置滑模區(qū)域閾值，可降低相對(duì)位置控制頻次，從而減輕不接觸執(zhí)行機(jī)構(gòu)壓力，使其專注于載荷艙姿態(tài)控制。

采用了無(wú)擾動(dòng)載荷技術(shù)后，可以使載荷艙的振動(dòng)水平比任務(wù)需求低2～4個(gè)數(shù)量級(jí)。將該方法應(yīng)用于“下一代空間望遠(yuǎn)鏡”(NGST)相機(jī)的穩(wěn)像控制(無(wú)快擺鏡參與精級(jí)穩(wěn)像的前提下)，仿真分析結(jié)果表明X(滾動(dòng))和Y(俯仰)方向穩(wěn)像精度分別為0.003 2″和0.003 4″。

但是在應(yīng)用于噸級(jí)以上的大載荷且有快速姿態(tài)機(jī)動(dòng)需求的任務(wù)時(shí)，這種方案暴露了天然的缺點(diǎn)，服務(wù)艙與載荷艙不固連，故兩艙都需要快速機(jī)動(dòng)，對(duì)非接觸式作動(dòng)器的能力要求很高，且兩艙極易發(fā)生碰撞。

3 關(guān)鍵技術(shù)分析

衛(wèi)星在軌運(yùn)行受到環(huán)境擾動(dòng)、控制系統(tǒng)面對(duì)模型的不確定性、活動(dòng)部件的干擾及振動(dòng)都是影響衛(wèi)星姿態(tài)穩(wěn)定性能的重要因素。指向穩(wěn)定度有低頻和高頻成分，為獲取高指向穩(wěn)定度，一般來(lái)說(shuō)低頻部分(一般是2 Hz以下)基于傳統(tǒng)的姿態(tài)控制，中高頻成分(如10 Hz以上)主要受平臺(tái)結(jié)構(gòu)自身的阻尼、隔振器、超靜平臺(tái)等的抑制作用。

如圖11所示，影響光軸指向的因素包括測(cè)量誤差、控制誤差、抖動(dòng)誤差等，需要采用多級(jí)復(fù)合控制、微振動(dòng)抑制來(lái)共同實(shí)現(xiàn)高精度高穩(wěn)定度指向。衛(wèi)星的姿態(tài)機(jī)動(dòng)能力由執(zhí)行機(jī)構(gòu)的能力和衛(wèi)星慣量所決定，為提高機(jī)動(dòng)能力，應(yīng)盡量減小整星轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，同時(shí)采用大力矩執(zhí)行機(jī)構(gòu)，故高敏捷指向需要通過(guò)平臺(tái)載荷一體化構(gòu)型布局設(shè)計(jì)、大力矩執(zhí)行機(jī)構(gòu)技術(shù)等來(lái)實(shí)現(xiàn)。典型衛(wèi)星為實(shí)現(xiàn)高精度高穩(wěn)定度高敏捷指向所采用的具體措施比較見表3。

衛(wèi)星名稱微振動(dòng)抑制措施多級(jí)復(fù)合控制措施WorldView 采用八桿式并聯(lián)隔振系統(tǒng),對(duì)CMG模塊隔振-Hubble (1)采用D-Strut飛輪隔振器對(duì)動(dòng)量輪隔振;(2)采用黏彈性/鈦合金阻尼器對(duì)太陽(yáng)翼隔振-JWST (1)動(dòng)量輪局部隔振;(2)采用黏彈性阻尼桿實(shí)現(xiàn)平臺(tái)與載荷間隔振 粗級(jí)控制為姿態(tài)控制,實(shí)現(xiàn)指向精度優(yōu)于6.52,粗指向穩(wěn)定度12/0.1s。精級(jí)控制為雙軸FSM視線穩(wěn)定控制,敏感器為導(dǎo)星儀,執(zhí)行機(jī)構(gòu)為快反鏡(FSM),控制帶寬2Hz,經(jīng)過(guò)FSM補(bǔ)償后,精級(jí)指向穩(wěn)定度達(dá)到0.0073″。ATLAST-8 為隔離CMG的振動(dòng),將轉(zhuǎn)子進(jìn)行了5自由度氣浮,同時(shí)將CMG經(jīng)由振動(dòng)吸收框架安裝在衛(wèi)星本體上 粗級(jí)控制為平臺(tái)姿態(tài)控制系統(tǒng),精級(jí)控制為超精密穩(wěn)像控制系統(tǒng),包括精密導(dǎo)星儀、快擺鏡和活動(dòng)次鏡組成,通過(guò)PID算法實(shí)現(xiàn)0.0016″的高精度穩(wěn)像控制指標(biāo)ACCESS (1)安裝反作用輪隔振器、太陽(yáng)翼阻尼器實(shí)現(xiàn)振源隔離;(2)在載荷與平臺(tái)之間安裝Hexapod隔振平臺(tái)實(shí)現(xiàn)對(duì)有效載荷振動(dòng)隔離 采用三級(jí)控制方案,第一級(jí)為平臺(tái)姿控,采用星敏和陀螺定姿,采用反作用輪作為執(zhí)行機(jī)構(gòu);第二級(jí)為Hexapod主動(dòng)指向控制;第三級(jí)為穩(wěn)像控制系統(tǒng)OCD 在萬(wàn)向架與衛(wèi)星平臺(tái)之間安裝柔性阻尼 萬(wàn)向架粗跟蹤和快擺鏡精跟蹤兩級(jí)控制DFP 兩艙不采用機(jī)械連接,切斷傳遞路徑 采用多級(jí)控制,包括載荷姿態(tài)控制回路,相對(duì)運(yùn)動(dòng)控制回路和服務(wù)艙姿態(tài)回路

3.1 多級(jí)指向復(fù)合控制技術(shù)

衛(wèi)星平臺(tái)自身的姿態(tài)控制受控制帶寬、測(cè)量噪聲和執(zhí)行噪聲等影響，將難以滿足后續(xù)高精度高穩(wěn)定度指向要求，須考慮采用多級(jí)復(fù)合控制。多級(jí)復(fù)合控制是指衛(wèi)星配置多種姿態(tài)敏感設(shè)備以及執(zhí)行機(jī)構(gòu)，利用多回路的控制方式，分級(jí)控制使整星的指向性能逐步提高，最終達(dá)到系統(tǒng)指標(biāo)要求。

1)多信息融合高精度測(cè)量技術(shù)

對(duì)于采用多級(jí)復(fù)合控制技術(shù)的衛(wèi)星，往往安裝有多種測(cè)量敏感器，平臺(tái)有星敏感器，載荷有導(dǎo)星儀，對(duì)于采用Hexapod平臺(tái)的衛(wèi)星，測(cè)量信息還包括Hexapod支腿的長(zhǎng)度或Hexapod相對(duì)于衛(wèi)星本體的姿態(tài)等，如何利用這些測(cè)量信息得到光軸的精確指向以及如何利用導(dǎo)星儀測(cè)量信息對(duì)星敏感器誤差進(jìn)行標(biāo)校等是須要研究的問(wèn)題。

2)復(fù)合控制技術(shù)

天文衛(wèi)星一般采用粗精兩級(jí)指向復(fù)合控制，粗級(jí)為衛(wèi)星本體的姿態(tài)控制，采用星敏感器作為測(cè)量部件，采用反作用輪作為執(zhí)行機(jī)構(gòu)。精級(jí)控制一般采用導(dǎo)星儀與二次穩(wěn)像系統(tǒng)。以目前國(guó)外在軌應(yīng)用的導(dǎo)星儀為例，雖然其姿態(tài)測(cè)量精度能夠達(dá)到0.001″量級(jí)，但其觀測(cè)視場(chǎng)一般在1′量級(jí)，所以需要衛(wèi)星利用星敏感器與執(zhí)行機(jī)構(gòu)為導(dǎo)星儀創(chuàng)造正常工作條件，進(jìn)而利用導(dǎo)星儀進(jìn)行精確指向控制。二次穩(wěn)像系統(tǒng)一般采用光學(xué)載荷本身(或其一部分)作為敏感器，采用音圈電機(jī)或壓電陶瓷作為執(zhí)行機(jī)構(gòu)，控制光學(xué)擺鏡對(duì)進(jìn)入光學(xué)載荷視場(chǎng)的光線進(jìn)行穩(wěn)像，過(guò)濾高頻振動(dòng)。作為執(zhí)行機(jī)構(gòu)的音圈電機(jī)或壓電陶瓷，其能夠提供擺鏡最大擺角為1″量級(jí)，所以需要上一級(jí)指向控制能夠?qū)⒅赶蚓瓤刂圃?″以內(nèi)，二次穩(wěn)像系統(tǒng)才能夠發(fā)揮作用。

對(duì)于采用Hexapod平臺(tái)的衛(wèi)星，Hexapod平臺(tái)與衛(wèi)星本體之間存在動(dòng)力學(xué)耦合，Hexapod的指向調(diào)整對(duì)衛(wèi)星本體會(huì)產(chǎn)生干擾力矩，因此為保證衛(wèi)星本體的指向精度和穩(wěn)定度，需要估計(jì)Hexapod產(chǎn)生的干擾力矩并進(jìn)行前饋，構(gòu)成前饋-反饋復(fù)合控制。

JWST、ATLAST-8、OCD、DFP、ACCESS衛(wèi)星均采用了多級(jí)復(fù)合控制的方案，其中JWST和ATLAST-8采用的是平臺(tái)姿態(tài)控制+精級(jí)穩(wěn)像的方案，OCD采用復(fù)合軸控制方案，DFP采用載荷主動(dòng)、平臺(tái)隨動(dòng)的兩級(jí)控制方案，ACCESS衛(wèi)星為實(shí)現(xiàn)超高指向精度和穩(wěn)定度，采用了平臺(tái)姿控+主動(dòng)指向Hexapod平臺(tái)+快擺鏡精級(jí)穩(wěn)像的三級(jí)控制方案。

3.2 微振動(dòng)抑制技術(shù)

星上的中高頻振動(dòng)通過(guò)艙體的柔性變形進(jìn)行傳播，會(huì)引起光軸抖動(dòng)，常規(guī)控制系統(tǒng)對(duì)此無(wú)能為力，需要通過(guò)微振動(dòng)抑制來(lái)解決。微振動(dòng)抑制即對(duì)中高頻抖動(dòng)的抑制，從振動(dòng)的三個(gè)環(huán)節(jié)出發(fā)，可以將航天器的微振動(dòng)抑制手段大致分為4類，分別為：控制擾動(dòng)源；對(duì)擾動(dòng)源或敏感載荷進(jìn)行隔離；改變擾動(dòng)的傳遞路徑，或在擾振傳遞路徑上衰減振動(dòng)傳播；提高敏感載荷的抗干擾能力。

1)振源隔離

振源隔離的主要應(yīng)用是對(duì)平臺(tái)或載荷的主要振動(dòng)設(shè)備設(shè)計(jì)局部的隔振措施，這方面應(yīng)用比較廣泛的是平臺(tái)的動(dòng)量輪、控制力矩陀螺等轉(zhuǎn)動(dòng)執(zhí)行機(jī)構(gòu)。由于質(zhì)量不均勻，轉(zhuǎn)速不穩(wěn)或質(zhì)心偏移等原因，動(dòng)量輪等執(zhí)行部件產(chǎn)生的振動(dòng)是平臺(tái)的主要振源，如上節(jié)描述，在HST、JWST等衛(wèi)星均對(duì)動(dòng)量輪采用了被動(dòng)隔振的設(shè)計(jì)，將振源振動(dòng)抑制在一個(gè)特殊的頻率范圍內(nèi)。

2)改變擾動(dòng)的傳遞路徑

振動(dòng)傳播途徑方面目前最典型的設(shè)計(jì)是JWST平臺(tái)與載荷連接部位的阻力桿設(shè)計(jì)，將動(dòng)量輪+動(dòng)量輪隔振系統(tǒng)組成的聯(lián)合系統(tǒng)的振動(dòng)頻率進(jìn)行二次隔振，從而使傳遞到載荷的振動(dòng)頻率在控制系統(tǒng)可控范圍內(nèi)。DFP則通過(guò)兩艙隔離切斷了傳遞路徑，具有超高的隔振能力。

3)敏感載荷隔離

對(duì)敏感載荷的隔離也是提高隔振能力的重要手段，ACCESS衛(wèi)星通過(guò)安裝反作用輪隔振器、太陽(yáng)翼阻尼器實(shí)現(xiàn)了振源隔離，并通過(guò)在載荷與平臺(tái)之間安裝Hexapod超靜平臺(tái)實(shí)現(xiàn)了載荷的主被動(dòng)一體隔振。

3.3 平臺(tái)載荷一體化構(gòu)型布局設(shè)計(jì)技術(shù)

載荷與平臺(tái)一體化構(gòu)型布局設(shè)計(jì)是指根據(jù)不同載荷的特殊性及性能指標(biāo)的要求，有針對(duì)性地進(jìn)行平臺(tái)的構(gòu)型布局設(shè)計(jì)，通過(guò)合理的構(gòu)型布局降低控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)難度，提高整星指向性能。

載荷與平臺(tái)一體化構(gòu)型布局設(shè)計(jì)，一方面可以有效控制整星規(guī)模、減小整星轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，對(duì)提高衛(wèi)星姿態(tài)機(jī)動(dòng)能力提供支撐；另一方面也可以為衛(wèi)星的高精度指向確定提供技術(shù)支持。通過(guò)合理利用星上空間安裝星上其它設(shè)備，控制整星規(guī)模以減少整星轉(zhuǎn)動(dòng)慣量。在載荷-平臺(tái)一體化構(gòu)型布局設(shè)計(jì)過(guò)程中，須考慮載荷安裝環(huán)境，盡可能為載荷提供穩(wěn)定的空間環(huán)境，降低溫度變化導(dǎo)致的載荷光軸形變，從而影響光軸指向；同時(shí)需要考慮振源布置方式以降低對(duì)載荷的振動(dòng)影響。

WorldView衛(wèi)星、Pleiades衛(wèi)星、Hubble空間望遠(yuǎn)鏡等均采用了載荷-平臺(tái)一體化構(gòu)型布局設(shè)計(jì)方法，高精度姿態(tài)測(cè)量部件(星敏感器)與載荷共基準(zhǔn)安裝，縮短了與相機(jī)光軸之間的安裝距離，控制力矩陀螺艙段安裝位置遠(yuǎn)離載荷以降低對(duì)光軸指向的影響。

3.4 大力矩執(zhí)行機(jī)構(gòu)技術(shù)

要使平臺(tái)或載荷進(jìn)行快速姿態(tài)機(jī)動(dòng)或目標(biāo)隨動(dòng)，都需要大力矩執(zhí)行機(jī)構(gòu)輸出力矩。WorldView衛(wèi)星和Pleiades衛(wèi)星均采用了控制力矩陀螺群作為執(zhí)行機(jī)構(gòu)，以實(shí)現(xiàn)姿態(tài)快速機(jī)動(dòng)。不管是ACCESS衛(wèi)星的接觸式隔振指向方案，還是不接觸的無(wú)擾動(dòng)載荷方案，整星的快速機(jī)動(dòng)能力都最終都取決于平臺(tái)或服務(wù)艙的姿態(tài)機(jī)動(dòng)能力，因此需要發(fā)展大力矩的執(zhí)行機(jī)構(gòu)，如大力矩飛輪、控制力矩陀螺等。

大力矩執(zhí)行機(jī)構(gòu)在工作時(shí)往往產(chǎn)生高頻擾動(dòng)，影響光軸指向，從激勵(lì)源上對(duì)抖動(dòng)進(jìn)行控制，是消除抖動(dòng)保持精度最直接最有效的方式，基于磁懸浮軸承的磁懸浮飛輪和磁懸浮控制力矩陀螺是重要的發(fā)展方向。

4 結(jié)束語(yǔ)

通過(guò)對(duì)國(guó)外典型高精度衛(wèi)星的調(diào)研，可以得到以下結(jié)論：

(1)高精度高穩(wěn)定度高敏捷指向作為一項(xiàng)系統(tǒng)性技術(shù)，需要從構(gòu)型布局、結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)、控制等多方面開展綜合分析與設(shè)計(jì)。

(2)天文觀測(cè)衛(wèi)星需要對(duì)慣性空間定向，對(duì)指向精度和穩(wěn)定度要求很高，國(guó)外天文觀測(cè)衛(wèi)星多采用平臺(tái)載荷粗精兩級(jí)甚至三級(jí)指向控制，一般采用精密導(dǎo)星儀提供超高精度的姿態(tài)測(cè)量信息，為降低高頻擾動(dòng)對(duì)光軸指向的影響，對(duì)星上微振動(dòng)源和敏感載荷采用隔離手段，值得借鑒。

(3)遙感衛(wèi)星需要快速姿態(tài)機(jī)動(dòng)，國(guó)外先進(jìn)的遙感衛(wèi)星都采用了大力矩控制力矩陀螺提供姿態(tài)機(jī)動(dòng)能力。同時(shí)平臺(tái)和載荷進(jìn)行一體化布局設(shè)計(jì)，減小整星質(zhì)量和慣量，姿態(tài)測(cè)量敏感器和載荷進(jìn)行共基準(zhǔn)安裝以提高測(cè)量精度，CMG安裝都遠(yuǎn)離載荷降低其對(duì)光軸指向的影響。

(4)激光通信衛(wèi)星需要對(duì)目標(biāo)進(jìn)行高精度的隨動(dòng)指向，目前基本技術(shù)路線是采用復(fù)合軸控制方案，將載荷安裝在萬(wàn)向架上，通過(guò)萬(wàn)向架粗跟蹤和快擺鏡精跟蹤兩級(jí)控制實(shí)現(xiàn)對(duì)目標(biāo)快速捕獲跟瞄，但是這種方案承載能力較差，不適用于大型載荷。

(5)美國(guó)學(xué)者在TPF任務(wù)論證中，顛覆性地提出了無(wú)擾動(dòng)載荷的衛(wèi)星概念，載荷艙和服務(wù)艙不再采用機(jī)械連接，可實(shí)現(xiàn)載荷艙的超靜環(huán)境，但技術(shù)成熟度和可靠性不高，有待進(jìn)一步發(fā)展。

(6)為了減小中高頻擾動(dòng)影響，除被動(dòng)減隔振手段外，同時(shí)具備振動(dòng)隔離和指向調(diào)節(jié)功能的主動(dòng)指向Hexapod隔振平臺(tái)技術(shù)是重要的發(fā)展方向。

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(編輯：李多)

High Accuracy High Stability and High Agility Pointing Technology of Spacecraft

XU Guangde WU Jiangkai GOU Zhongqiu ZHANG Bainan

(Institute of Manned Space Systen Engineering，China Academy of Space Technology,Beijing 100094，China)

In this paper,the development of high accuracy,high stability and high agility pointing technology of spacecraft is introduced. The main methods that achieve the above performance are analyzed. The research shows that as a systematic technology,high accuracy,high stability and high agility pointing should be achieved by complex analysis and design considering all these composite factors of configuration,structural dynamics and control. Some key technologies such as integrated configuration design,micro vibration suppression,multi-stage complex control,actuators with large torque are summarized,which can provide a reference for the future development of spacecrafts of China with high performance.

high accuracy high stability and high agility pointing；composite control；micro vibration suppression；integrated configuration design

2016-10-21；

2016-12-26

徐廣德，男，博士研究生，從事航天器動(dòng)力學(xué)與控制研究。Email：xuguangde.2007@163.com。

V47

A

10.3969/j.issn.1673-8748.2017.01.014