航天器控制若干技术问题的新进展

李 果，刘良栋，张洪华

（北京控制工程研究所，北京l00080）

航天器控制若干技术问题的新进展

李 果，刘良栋，张洪华

（北京控制工程研究所，北京l00080）

航天器姿态和轨道控制技术是航天器研制中的关键技术，对实现复杂航天器的控制以及未来复杂的飞行任务都具有非常重要的作用。文中通过一些飞行实例概述国内外航天器控制技术的发展，论述了航天器控制技术在编队飞行、自主交会与对接和复杂对象控制中的进展。文章通过揭示航天器控制技术领域的研究和发展趋势，为我国航天器制导、导航与控制技术的发展提出建议。

制导、导航与控制；交会与对接；编队飞行

1 概 述

进入2l世纪以来，国内外航天器的发展呈现出两大重要趋势：其一，多个航天器交会与编队飞行不断涌现，并已经或将要实现在轨飞行，典型的项目是美国自主交会技术验证（DART）卫星、欧洲的达尔文（Darwin）计划等[l～4]；其二，功能综合、性能优越的单个大型航天器继续向复杂化深入发展，典型的项目是日本地球静止轨道卫星ETSVIII等[5～7]。

与之相对应，航天器姿态与轨道控制技术也凸显了两个重要发展趋向并取得重要进展：其一，多航天器的轨道控制、自主编队飞行控制正在成为现实，这些在航天器控制的历史上是前所未有的；其二，大型航天器的高性能指标要求，客观上使得大型航天器控制的新概念、新机理和新方法成为必需，如非线性控制、在轨辨识与自适应控制等等。而航天器控制技术的新进展，反映在航天器制导、导航与控制系统的主要任务，即姿态控制、轨道控制以及多航天器队形控制技术的最新进展上。

本文根据目前航天控制技术的发展动态，从多个航天器在轨飞行控制，以及单个复杂航天器的控制两个方面分析了制导、导航与控制的进展情况，通过对国外几个典型型号航天器在控制领域若干技术取得的新进展的描述，揭示一些关键技术和发展趋势，并为我国航天器制导、导航与控制技术的发展提出建议。

2 多个航天器联合飞行

多个航天器联合飞行的一个典型实例是美国的自主交会技术验证卫星。DART卫星是美国NASA研制的一种自主交会试验卫星，其研制目的是试验未来美国航天器接近其他航天器执行复杂机动操作时所需的敏感器、推进系统以及控制软件。DART任务的试验是在没有人干涉的情况下，自主发现和捕获目标，并通过自主引导接近美国“多路超视距通信”（MUBLCOM）卫星，接近距离达几米。DART试验结果不仅对未来载人或货运飞船与国际空间站的交会以及对故障卫星在轨维修和对宇航员遇险抢救等任务具有重要应用价值，对未来美国深空探测任务和空间控制，特别是空间攻防也具有重要的意义。

2.1 DART飞行试验计划

DART卫星是一个长约l.8m，直径lm的圆柱形卫星，质量约360kg（包括肼和氮推进剂），采用三轴姿态稳定控制方式。

目标器MUBLCOM卫星为圆盘型，质量48kg，直径l.06m，厚度（高）0.2m。目标器MUBLCOM轨道高度约750km，倾角97.755°。在目标器圆周上有三组角反射器，配合追踪器上先进的视频制导敏感器（AVGS）在交会对接最后接近阶段测量相对距离和相对姿态。第一组用于长距离测量，从几十米至百米范围；第二组用于短距离测量，从十几米到几米；第三组是远程角反射器，主要是支持地面站激光测量的需要。

DART飞行演示的具体内容为：

（l）验证自主交会技术，仅在追踪器采用星上敏感器获得目标器测量信息后，实现交会对接任务。

（2）验证自主接近阶段所采用的先进视频制导敏感器（AVGS）的技术性能，包括：①演示沿飞行水平负方向（-V）接近目标器和在距目标器l5m时的位置保持技术；②演示在对接轴方向接近目标器和在距目标器5m时的位置保持技术；③演示避撞轨道机动程序；④演示垂直正向（+R）到水平负向（-V）绕飞的轨道机动技术；⑤验证追踪器在水平飞行方向来回轨道机动和敏感器的测量范围；⑥验证试验任务结束后的离轨机动技术。

（3）验证自主交会的安全运行程序。

（4）比较和分析AVGS的地面测量数据与空间飞行演示结果（包括数据处理软件），为将来正式交付AVGS硬件作为空间交会对接敏感器提供飞行演示的依据。

DART卫星在2005年4月l5日发射入轨，随后开始进行自主交会和接近飞行演示。在发射和在轨运行初期，一切工作比较顺利，它被部署在距目标器MUBLCOM卫星40km的后方和7.5km的下方。在执行任务不到11 h的时候，DART卫星就与MUBLCOM卫星发生碰撞，但MUBLCOM卫星没有太大的损伤，仅轨道抬高了3～5km。碰撞后，DART卫星检测出它的燃料基本耗尽，便开始按预定的返回程序进行撤离机动，向地面站发出卫星“休眠”的遥测信号。除此之外，还最后执行一次发动机点火，把DART卫星送入一条驻留轨道，在驻留轨道，DART还将有l0年飞行寿命，而后再入大气层烧毁。

原定24h空间飞行演示试验，仅完成一半左右。NASA宣布：此次演示为部分成功。这部分成功的意义表现为：完成全自主交会和接近演示，在远程由相对GPS测量提供相对轨道信息，实现自主交会；在近程由AVGS提供相对轨道位置信息，实现自主接近。

2.2 DART的启示

DART计划是NASA空间探测系统任务局为实现迈向月球和火星等太空探测目标的技术开发项目所选定的第一项演示验证计划，也是美国太空计划框架下实现自主交会能力的重要一步。这对于人类深空任务和在地球轨道上运行的军事卫星有着重要的意义。DART计划所开发的技术将有助于美国实现未来航天系统在空间进行组装、服务或其他自主交会操作的发展目标，为今后载人与不载人空间维修项目打下结实的基础。同时，该技术还可使美国防部对敌方卫星进行近距离侦察。在DART上所验证的AVGS技术，作为空间接近操作的主要导航和定位系统，为后续研制在轨加注燃料和维修的自动飞行器，为未来修理“哈勃”太空望远镜（HST）以及宇宙探索创造了更好的条件。

2006年5月l5日，美国宇航局公布了DART试验事故调查报告摘要。摘要指出：软件失灵，继而导航失误以及燃料额外消耗导致了DART试验失败。事故报告指出，飞行过程中，DART卫星的主计算机反复检测到速度异常，但计算机的逻辑设置值（规定航天器如何调整轨道速度及位置的估计值和测量值）设定过高，致使初始失灵延续下去，最终导致试验失败。报告还认为，从项目管理的角度看，如果DART任务组成员对以前的试验数据能进行彻底评估和充分试验，这次的许多失误是可以避免的。

DART飞行试验以失败而告终，尽管发生撞击而没有爆炸，没有完成预先设计的逼近操作技术，但却意外地验证了另外一项未来卫星武器的关键技术，即撞击卫星技术。作为一次验证新技术的试验虽然失败了，但是该试验却无意中演示了一个原理简单但可能极具破坏力的太空新战术——将敌方卫星撞到无法发挥作用的轨道上，从这个意义上，试验取得了意料之外的巨大成功。

DART自主交会试验卫星，其特殊性主要反映在既可作为空间支援装备，又可直接作为空间武器的发射平台，因此具有较强的军民两用性。虽然DART在试验过程中出现了问题，但基本完成了预期的试验目的，所获得的试验结果对未来美国深空探测和太空武器的发展具有极其重要的价值。

3 复杂航天器高级控制

3.1 欠驱动刚性航天器控制

3.l.l 问题描述

刚体航天器控制是各国卫星控制系统研制的起点，其姿态动力学属于一般非线性控制系统。对于执行机构和敏感器配置完整的情形，它可以在工程上简化为线性系统，由此利用经典控制方法来实现姿态稳定。然而，对于执行机构和敏感器配置不完整的情形，特别是欠驱动情形（控制输入自由度少于运动自由度），刚体动力学将变得甚为复杂，它属于实质非线性系统，其姿态角速度和姿态稳定将不能沿用线性系统控制方法，成为控制理论与应用研究的一个难点和热点。

所谓完整配置航天器系指控制自由度不少于刚体旋转自由度的航天器。事实上，大多数整星零动量卫星三轴都有独立的控制力矩，它们通过动量轮或/和喷气执行机构实现对三轴姿态的控制。在完整配置情形，刚体姿态运动方程线性化后可以表示为3个双积分环节描述的运动方程。据此就可以利用经典控制方法，设计基于喷气推力器的相平面控制规律和基于飞轮的PID控制规律，由此实现航天器姿态稳定和机动控制。中外许多整星零动量卫星一般都采用类似线性化控制方法。

欠驱动航天器系指姿态控制自由度少于刚体旋转自由度情形，典型情况是航天器有一个轴没有控制力矩。欠驱动航天器的线性化将导出线性系统不可控，因而完整配置的航天器的控制方法不适用于欠驱动航天器控制。因此，欠驱动航天器姿态镇定是一个涉及实质非线性系统的难题。

美国控制理论专家Brockett[8]指出：对于非线性系统=f（x，u），存在连续、时不变状态反馈使闭环控制系统渐近稳定的必要条件为：线性化系统不可控模态没有不稳定特征值；系统可镇定；函数f（x，u）从状态和控制零点小邻域到系统状态零点小邻域的映射是满射的[8]。Fauske[9]进而证明，对于刚体航天器不存在连续、时不变状态反馈使系统镇定。这是因为欠输入的缘故，使得不满足Brockett[8]必要条件；本质上的原因是欠输入时，方程个数比状态个数少，使得不可能只有平衡点作为零解。

3.l.2 主要进展

既然不存在连续、时不变状态反馈控制律使系统镇定，控制理论学者将研究方向集中在设计非连续定常控制器和时变控制器这两个方向上。

最早研究欠驱动航天器姿态可控性问题的是Crouch[l0]。他证明了当执行机构是喷气推力器时，航天器在少于3个喷气推力器的（l或2个）激励下是可控的。同时也证明了当执行机构是动量飞轮时，航天器系统在少于3个动量轮的情况下是不完全可控的[l0]。在他的思想指导下，欠驱动航天器的控制问题得到日益重视。Brockett[8]、Fauske[9]等不同时代的学者们对欠驱动刚性航天器进行了大量的控制律设计工作[8～l0]，掀起了对欠驱动刚性航天器的研究热潮。

在国内，北京控制工程研究所开展了工程上实用的旨在突破全局稳定性的控制器和控制方案，一些高校也开展了这方面的理论研究。

3.l.3 启示和研究方向

（l）研究欠驱动航天器姿态控制对于提高整个控制系统的可靠性甚为重要。目前，航天器控制系统中出现的故障大部分采用“避错”、“冗余”等措施。在这些措施的基础上，研究欠驱动航天器姿态控制将大幅度提高控制系统可靠性，实现可靠性增长。

（2）受扰刚体航天器镇定的全局稳定性：即使对于完整配置的航天器，这也是一个至今没有很好解决的问题；对于欠驱动刚体航天器，未受扰航天器的全局稳定性则是一个尚未解决的问题。

（3）欠驱动挠性航天器的控制：关于刚体航天器的控制器设计至今往往还涉及快周期时变控制律，这对于带有挠性附件的卫星，容易引发挠性振动。为此，怎样设计控制律，不激发挠性振动或使得激发振动相消（比如引入输入成形控制），是一个重要的研究方向。

（4）欠测量（即测量信息不完全）航天器的姿态确定与控制：欠测量与欠驱动是一个对偶。如何将欠驱动控制结果推广到欠测量姿态确定是值得深入探索的问题。例如，若刚体卫星只有两轴或单轴角速度分量的测量，怎样确定角速度矢量？再如，若卫星只有姿态测量信息而没有姿态角速度测量信息，怎样设计控制器使姿态镇定？这在控制理论和工程应用两方面都具有重要研究价值。

3.2 挠性航天器控制

3.2.l 问题描述

挠性航天器是指本体为挠性的航天器（如HST）、或带有挠性附件的航天器（如ETS-VIII）、或各体之间有挠性连接的航天器（如Galileo）。挠性航天器的运动不仅包括姿态运动，还包含附着在姿态运动之上的挠性振动。显然，挠性航天器的控制本质上是要求利用控制部件（硬件和软件）操纵卫星的刚体运动，抑制卫星挠性振动并消除多体之间运动耦合。这一问题富有挑战性，这是因为：

这种控制对象甚为复杂。一方面，卫星由刚体和挠性体组成，其运动包括刚体的姿态运动和挠性振动。这些运动互相耦合：任何外部和内部激励引起的挠性振动都将影响姿态运动；任何姿态运动又将激活挠性振动。这样控制部件就不能够独立操纵期望的刚体运动，也不能独立对不期望的振动进行抑制。另一方面，由于挠性体存在，系统运动的描述理论上需要无穷多个自由度，工程上也需要几十个自由度，控制对象的维数甚高。最后，由于挠性体的存在和任务使命的变化，卫星的力学参数具有不确定性（如大变轨机动前后的卫星惯量、结构阻尼系数、外部和内部扰动特性变化等）。

控制指标要求甚高。详查侦察卫星、导弹预警卫星等要求卫星的姿态稳定度在l0-4（°）/s量级，中继卫星则要求其天线具有跟踪运动目标的能力。对于纯粹刚体卫星这些要求是难以实现的。

控制律和控制部件却要求尽可能简单。一方面，工程上可实现的控制律只能是阶数尽可能低的控制律（最好用PID控制就能解决问题），这与对象维数甚高相矛盾，由此必然产生所谓控制和观测“溢出”问题；另一方面，控制部件也仅局限于运用于刚体控制的敏感器和执行机构（推进系统、动量交换装置等），最近开发的挠性振动敏感器和致动器尚处于试验阶段。

3.2.2 主要进展

日本的ETS-VIII卫星是一颗用于移动通信的卫星，也是当今世界上最重（3 t）的对地静止轨道卫星。星上载有两种大型挠性结构，一种是可提供高达7.5kW电能的双翼太阳电池帆板（南北两翼、跨度40m），一种是两个S波段大型展开式天线（东西两个、跨度37m）。

ETS-VIII的姿态控制精度要求为：滚转轴/俯仰轴±0.05°，偏航轴±0.l5°，大型展开天线的指向精度必须优于l°。姿态控制系统采用的是4个斜装反作用飞轮实现零动量三轴稳定姿态控制方式。为了防止两个大型展开天线和两块大型太阳电池帆板等挠性结构对卫星本体的干扰，采用了相位控制和增益控制相结合的方式来稳定姿态。敏感器有3种，包括速率积分陀螺（3个）、地球敏感器（2个）和太阳敏感器组件（2个）。执行机构有4种，包括反作用飞轮（4个）、22N推力器（l2台，其中姿态控制用4台×2，东西轨道控制2台×2）、490N双元液体远地点发动机（l台），25mN离子发动机（4台，2×2）。

值得一提的是，像ETS-VIII这样具有大型挠性结构的卫星，为了得到挠性模态参数，采用了大型结构分析软件以及地面振动试验，但由于挠性和重力的影响，在地面上无法得到其精确的数学模型，为此，ETS-VIII采用在轨辨识技术。

与其它卫星在轨辨识不同的是，ETS-VIII尽量在卫星稳态运行过程进行闭环辨识，以避免对卫星姿态产生过多影响。例如利用稳态控制过程中完成姿态阶跃响应、飞轮卸载和轨道控制等。这些机动中，由于发动机处于脉冲工作或连续工作状态，可能激励包含挠性模态信息的动态响应数据（其间控制器处于工作状态），因而有望对挠性结构参数（挠性模态频率、耦合系数、阻尼比等）进行精确辨识。

辨识过程中的输出信号则利用了姿态敏感器提供的姿态角和姿态角速度，以及卫星本体上安装的三轴加速度计、大型展开天线支撑轴上安装的三轴加速度计和太阳电池帆板上安装的面内/面外加速度计等遥测数据。

从迄今的仿真研究结果看，ETS-VIII的挠性结构固有频率非常低，其前五阶挠性模态频率和模态阻尼分别为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 启示和研究方向

像ETS-VIII这样带有大型挠性结构的卫星，要想在地面上得到挠性结构参数是很困难的。ETSVIII的解决途径是通过在轨辨识技术，在轨自适应调整控制系统参数。值得注意的是ETS-VIII没有采用通常在轨辨识的激励信号，而是利用卫星的稳态运行数据，进行闭环在轨辨识。

为此，在控制方法上我们提出下列研究方向：

（l）发展在轨辨识技术

卫星的不确定性因素是客观存在的，这项技术是解决克服不确定性影响的高精度高稳定度控制问题和提高卫星稳定运行能力的关键技术。利用辨识领域的丰富成果，根据复杂航天器在轨辨识相对于地面辨识试验的不同特点，开发适合复杂航天器姿态控制器设计的闭环在轨辨识算法。

（2）发展自适应低阶控制器设计技术

研究大型挠性、多运动体航天器存在模型误差情况下的航天器姿态控制技术，在存在有效载荷运动的条件下保持较高姿态指向精度和较高姿态稳定度。重点研究复杂航天器姿态自适应控制算法：包括基于动力学模型参数辨识的自适应控制算法、基于外部干扰辨识的自适应控制算法、挠性附件主动振动抑制算法等。

3.3 复杂卫星甚高精度姿态控制

3.3.l 问题描述

甚高分辨率对地观测卫星和测绘卫星对甚高性能的姿态控制提出了迫切需求，卫星对姿态控制性能的典型要求为：姿态确定精度：优于0.5″；姿态稳定度：达到l×l0-5（°）/s左右；姿态抖动：成像时间内姿态抖动幅度不超过l.2×l0-5（°）。

甚高精度的姿态控制要求对控制理论和技术提出了新的问题和挑战。

在甚高精度姿态测量方面，一方面，需要对测量的机理和方法进行探索。另一方面，为满足姿态确定的甚高精度要求，遥感卫星姿态必须以有效载荷为基准，而卫星本体的结构形变、振动等因素将在姿态控制基准与有效载荷基准之间造成不可忽略的偏差，如何测量和识别这种基准之间偏差的变化，这是必须解决的新问题。

在控制方面，甚高精度对地观测卫星一般带有大型有效载荷、大面积帆板、多运动部件及大型推进剂贮箱，是典型的复杂卫星。随着甚高精度性能指标的提出，一般精度控制可忽略和回避的因素现在就凸现出来，主要表现为：

l）过去可以忽略的物理运动特性，包括由高速旋转部件（如飞轮、控制力矩陀螺、机械陀螺等）引起的抖动、帆板与天线等挠性振动、姿态控制系统基准和有效载荷基准的相对形变、液体晃动等，这些特性现在将成为影响卫星稳定度和抖动指标的关键因素，因此必须在设计中加以考虑，而目前对其产生与传播的机理以及控制机理尚缺乏深刻认识。

2）复杂卫星存在的变参数、不确定性、非线性等控制对象特性，过去可以简化处理，而现在必须全面考虑。这些因素严重影响卫星控制的甚高精度性能和稳定运行，而现有的卫星控制方法却缺少对这些因素的适应能力，强适应控制问题亟待解决。

解决这些问题需要新思路、新方法，需要从现有的集中式、确定性的姿态控制方法拓展到新型的分布式、适应性姿态控制方法。

3.3.2 主要进展

美国已基本掌握甚高精度对地观测航天器控制技术，俄罗斯、法国和日本也在逐步验证这方面的技术。目前，美国第六代对地成像侦察卫星的地面分辨率优于0.lm，雷达成像侦察卫星几何分辨率能够达到0.3m。

美国军事侦察卫星的控制技术高度保密，但可以看出，哈勃太空望远镜（HST）的设计和飞行经验是其设计的重要经验和依据，其所能达到的控制水平为：控制系统指向精度0.0l″要求姿态稳定度在长达数小时的时间范围内镜像稳定在焦面的误差不超过0.007″。目前，美国正在研制HST的后继星（JWST），它采用展开式光学系统，应用分布式振动传感器，借助主动振动控制，预期可使成像分辨率提高一个数量级。

航天发达国家也并未彻底解决甚高精度姿态控制问题，仍在积极探索和发展甚高精度姿态控制技术。具有代表性的是美国NASA于上个世纪90年代开始的“控制与结构系统相互作用技术计划”，该计划的长期努力目标是：（a）对任意输入和机动，要使航天器动态响应幅值减少50%，并使系统质量增加最少；（b）采用宽带控制系统使控制和指向精度提高几个数量级；（c）使航天器姿态控制系统在轨性能（幅值、频率、时间和稳定性等指标上）预测的相对误差小于l0%；（d）发展控制系统的建模、分析和设计优化方法；（e）通过分析和试验提高对飞行系统性能的验证能力。

我国卫星高精度/甚高精度控制水平与国外先进水平相比还存在较大差距。需要开展卫星高精度姿态控制机理和方法的研究。

3.3.3 关键技术

l）甚高精度姿态测量敏感器

主要攻关方向是精度优于l″的星敏感器和精度优于l×l0-5（°）/s的惯性姿态敏感器。

2）分布式测量

以实现有效载荷基准的姿态测量作为测量的最终目标，需要探索姿态敏感器基准与有效载荷基准之间相对变化的规律，针对影响两基准关系的形变、振动、抖动等因素，开展测量机理和方法、敏感器配置优化、数据处理方法等研究。

3）分布式控制

现有卫星姿态控制方法对抖动无能为力，针对振动问题主要采用频带隔离的被动方式来解决，控制性能远不能达到甚高精度要求。现有控制方法本质上属于集中参数控制，而解决上述问题需要发展分布式控制方法。

分布式控制的目的是充分考虑卫星本体结构振动和抖动等内部相对运动的控制，消除有效载荷平台的结构抖振，克服平台姿态基准与有效载荷基准的相对变化，保证安装仪器和有效载荷平台的相对宁静。需要探索复杂卫星的振动和抖动的传播和控制机理，分别开展飞轮和控制力矩陀螺等抖动源干扰模型、高频抖动减振结构及自适应控制、挠性振动抑制方法及致动器配置等研究，并针对复杂卫星多目标控制之间的关联影响，研究协调控制方法。

4）变结构变参数不确定性的适应控制

现有卫星主要根据简化的标称模型离线设计控制器，本质上是一种确定性的设计思路，在轨控制对象变化时不具备调整控制器结构和参数的能力，当对象变化或不确定起作用时控制性能会严重恶化，不能满足卫星控制的甚高精度要求。为解决这些问题，需要发展控制器参数和结构具有强适应调整能力的智能自适应控制。

4 结 论

本文根据目前航天控制技术的发展动态，从多个航天器在轨飞行控制，以及单个复杂航天器的控制两个方面分析了制导、导航与控制的进展情况，通过对国外几个典型型号航天器在控制若干技术取得的新进展的描述，揭示一些关键技术和发展趋势，并为我国航天器制导、导航与控制技术的发展提出建议。

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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

V448.2

A

l674-l579（2008）0l-000l4-06

2007-l2-l0

李果（l96l-），男，山东人，研究员，研究方向为航天器制导、导航与控制（e-mail：liguo502@yahoo.com.cn）。