航天器敏捷机动控制技术发展及展望

袁 利，张科备，雷拥军

（1.中国空间技术研究院，北京 100094；2.空间智能控制技术全国重点实验室，北京 100094；3.北京控制工程研究所，北京 100094）

0 引言

天基高分辨率对地观测系统作为《国家中长期科学和技术发展规划纲要》确定的16个重大专项之一，提出建设高精度、高时效性、规模化长期稳定运行对地观测卫星系统的任务目标，以实现高时空分辨率全球观测。随着对地观测任务高效能获取亚米级分辨率观测目标的需求提升，对航天器的敏捷机动能力、姿态高稳定度等提出更高需求。高时间分辨率、高空间分辨率的天基对地观测系统的实施，给这类敏捷航天器的研究和应用提供了良好契机。而敏捷航天器的高品质控制、姿态机动敏捷性和运行鲁棒性是支撑高精度、高时效性观测和长期稳定运行的核心能力，是制约高质量建设天基观测系统的技术瓶颈。

敏捷航天器是指能够在较短时间内实现姿态大角度快速机动的航天器［1］。敏捷航天器具有姿态机动速度快、工作方式灵活、姿态精度高等特点，其机动能力要求较传统航天器高出一个数量级以上。这类航天器大多用于遥感领域，通过敏捷机动控制实现对目标的快速灵活探测，大幅度提升卫星观测效能。

中国敏捷航天器经历了漫长的发展历程。1970 年发射的东方红一号卫星，采用自旋稳定控制方式，使美妙的《东方红》乐曲响彻太空。2000 年，随着控制系统部组件产品性能大幅提升，北斗一号卫星采用三轴稳定控制方式，显著增强了卫星的使用性能和效益［2］，使得中国卫星姿态三轴稳定控制方式实现了从无到有。该阶段的卫星主要依赖轨道回归特性进行对地观测，其数据获取能力有限。面对遥感领域数据获取能力提升需求，航天器姿态敏捷机动控制的思想逐渐萌芽。在海湾战争中，“锁眼”系列卫星以强大的姿态机动能力实现了极短时间内情报、监视和侦察信息的收集，促使航天器姿态敏捷机动控制由理论研究到实践进程进一步加速。2013 年，高分一号成功发射，卫星采用对地三轴稳定方式，实现了侧摆35°机动能力，姿态稳定度优于5×10-4（°）/s［3］。随后的高分二号卫星首次应用控制力矩陀螺这一执行机构，进一步提升卫星姿态机动能力。此后，“高景”系列、“高分多模”、“北京三号”等为代表的敏捷卫星相继入轨运行，实现了航天器机动能力与稳定度的跨越式提升。由此可见，敏捷航天器由一般对地三轴稳定卫星发展而来，同时兼顾了姿态快速机动与高稳定度控制的能力，逐步发展为具有自己独特控制方式和控制性能的一类航天器。

如今，国内外的敏捷航天器发展已呈蓬勃之势。国际航天领域以美国的WorldView 系列［4］和GeoEye系列、法国的Pleiades 系列［5］等为代表的敏捷航天器，依靠强大的姿态机动能力，开启了遥感卫星的新纪元。国内，近10年间敏捷航天器经历了从无到有、从试验到应用、从“可机动”到“强机动”的发展历程。以“高分”系列［3，6］，“高景”系列［7］、“吉林一号”系列［8］、新技术卫星［9］，“高分多模”［10-11］、“北京三号”［12］等为代表的敏捷卫星相继入轨运行，极大提升了中国对地遥感观测数据获取能力，国产遥感数据使用率已达90%以 上［13］。2021 年6 月11 日基于CAST3000E 平台的北京三号卫星成功发射，在轨实现的姿态机动角速度高达10（°）/s［12］，是WorldView［4］卫星机动角速度的两倍以上；其正反7条带拼幅推扫成像，使中国光学遥感卫星首次具有沿任意航迹成像能力，实现了遥感卫星技术水平的重大技术跨越［12］。中国正完全依靠自己的技术与力量，建设出敏捷航天器及其应用系统，控制性能已达到世界先进水平，这是中国航天发展史上迈出的重要一步。

本文对影响航天器敏捷机动控制性能的突出问题：敏捷机动姿态路径规划方法、高敏捷高稳定度控制方法等进行概述，并分析限制敏捷航天器控制性能进一步提升的难点问题，给出未来可能的发展方向。

1 研究现状与应用情况

1.1 敏捷机动控制难点

不同于一般的对地三轴稳定的航天器，敏捷航天器结构的复杂性与控制性能的极高要求，决定了其控制更加注重被控对象的自身特性。敏捷航天器一般为复杂的多模块化系统，以适应多样化载荷的布局需求。一般包括：设备-服务模块、推进模块、控制力矩陀螺模块、太阳翼模块、数传天线模块等。控制力矩陀螺模块包含多个隔振支架，承担整星微振动抑制功能，大多按照分布式布局安装。太阳翼模块大多存在频率较低的挠性振动特性；数传天线模块大多为转动部件，以适应跟踪不同地面站或中继星的需求。可见，敏捷航天器被控对象是刚柔耦合、转动部件耦合、扰动多点宽频（多个执行机构、转动部件的扰动频率分布在几百赫兹内）的复杂系统。这样具有内外复杂扰动的被控对象要实现高敏捷机动、高稳定度控制极具挑战。

针对航天器敏捷机动面对的众多挑战，其解决方法可归纳为：1）期望路径规划方法，通过设计更加平滑的轨迹，实现对航天器最小的扰动冲击，达到平稳控制的目的；2）先进的控制方法，如扰动抑制控制、多级复合控制等方法，实现航天器敏捷机动与快速稳定并高稳定度控制；3）执行机构的特性研究，敏捷航天器主要的执行机构为控制力矩陀螺，其良好的操纵控制方法、准确的动态特性补偿方法能够提升控制力矩陀螺输出力矩精度，实现航天器高敏捷高稳定控制。

1.2 路径规划及跟踪控制方法

对地遥感典型成像模式为点目标成像、条带目标成像。不同点目标成像切换要求航天器具备快速姿态重定向能力；不同条带目标成像切换要求航天器不仅具备快速姿态指向能力，还需具备满足终端成像的角速度、角加速度控制能力。通过规划具有一定光滑的姿态路径，驱动执行机构输出平滑力矩，可实现敏捷航天器的姿态平稳机动，有效降低敏捷航天器挠性附件振动、液体晃动等扰动，提升敏捷航天器的工作效能。

1.2.1 姿态重定向规划研究现状

考虑到敏捷航天器动力学特性（如挠性附件振动）、姿态快速机动、机动到位后的快速稳定控制需求，姿态重定向路径规划方法主要为：梯形路径、三角波路径、正弦路径、加速度导数正弦路径、混合正弦路径［14］等。

1）梯形路径

为实现对突发事件地区的即时观测或立体成像等任务，要求敏捷航天器经常性地侧摆机动与俯仰机动。在给定机动角速度、最大机动能力参数的条件下，卫星采用绕欧拉轴时间最优的梯形路径进行机动规划。路径中将绕欧拉轴机动的角速度分为匀加速段、匀速段和匀减速段。在匀加速、匀减速段机动的角加速度为常值；匀速段机动角加速度为零。对角加速度积分可得角速度，角速度的形状保持为梯型。梯形路径为时间最优的姿态规划，使卫星以最大机动能力、最短时间进行姿态重定向。

2）三角波路径

梯形路径的角速度在匀加速、匀减速段，其角加速度由零突变到最大值，对航天器执行机构以及挠性附件具有一定的冲击。为减小冲击，引入三角波规划：即在角速度匀加速、匀减速段，角加速度为线性变化。三角波路径兼顾时间接近最优且执行机构输出平滑等要求。

3）正弦路径

当卫星需要进行大角度快速机动，且机动到位后的稳定时间短、稳定度指标要求高时，采用梯形或三角波路径规划方法，在机动过程中容易激起附件的挠性振动，不能满足日益提高的敏捷机动性能要求。而正弦路径规划可根据执行机构的力矩和角动量容量，在加速段设计先为正、再为零、后为负、再为零的角加速度曲线，实现了机动时角加速度的连续性和角速度的光滑性，减小了挠性附件对卫星稳定度的影响。与梯形路径相比，极大削弱了大角度机动下挠性附件对卫星稳定度的影响，从而缩短了机动后的稳定时间。

4）加速度导数正弦路径

正弦路径规划只考虑了角加速度的连续性，角加速度导数在规划起始时刻和结束时刻会产生突变，这对挠性附件振动仍有一定的激励作用。而加速度导数正弦路径进一步对角加速度的导数进行规划，保证角加速度的平滑。轨迹规划仍包括加速、匀速和减速三个阶段。在加速和减速阶段，角加速度导数为标准正弦曲线，保证机动过程中执行机构输出力矩连续且力矩一阶导数连续，姿态机动过程对挠性附件的激励更小。

5）混合正弦路径

对于附件基频较低的卫星，正弦路径、加速度导数正弦路径等规划方法能有效降低机动对挠性附件的激励，获得较高稳定度。对于基频较高、机动到位时间要求较短的情况，正弦路径、加速度导数正弦路径等规划方法在减小太阳翼振动激励方面取得的效果与牺牲机动过程所需时间相比，其贡献已不明显。因此，对于带有较高基频挠性附件的卫星，机动过程时间和姿态稳定时间需要进一步合理分配，因此提出混合正弦路径规划方法。该方法保留了正弦机动路径对挠性太阳翼激励较小的优势，同时又综合了梯形路径时间最优的特点，在减缓机动到位后太阳翼振动的同时，尽量优化机动时间，协调了机动快速性和太阳翼激励平缓性之间的矛盾，适合附件基频较高卫星的快速、大角度姿态机动路径规划。

各种路径规划对比如图1所示，梯形规划、三角波规划，其角加速度（对应力矩输出）及导数有非平滑拐点，易引起敏捷航天器机动到位后的稳定时间延长。正弦路径、加速度导数正弦路径进一步平滑了角加速度，减小对挠性附件的激励；混合正弦路径兼具正弦路径对减小挠性附件振动激励的优势和机动时间接近最优的优势，实现了机动时间近似最优与机动性能近似最优，更适合敏捷卫星的姿态规划。

图1 不同路径规划方法对比Fig.1 Comparison of different path planning methods

1.2.2 多边界约束规划研究现状

随着遥感成像任务的多样化发展，区域拼接、多条带拼接等新型成像任务，需要航天器由当前姿态机动到下一个任务所需姿态的同时，角速度和角加速度也要达到任务所需的状态。因此，多边界约束条件下的强自主姿态规划技术成为保障敏捷航天器顺利完成遥感任务的重要技术。

针对一些存在最佳观测窗口的遥感任务，敏捷航天器姿态机动任务需要实现在时间、空间等多边界约束下，在最佳观测窗口开始时刻航天器机动到指定姿态［15-16］，并满足角速度、角加速度约束。具体描述为：

式中：t1为航天器上一个任务结束时刻，t2为航天器当前任务最佳观测窗口开始时刻。已知初始t1时刻姿态θ1、姿态角速度、角加速度和t2时刻目标姿态θ2、姿态角速度、角加速度，通过设计敏捷机动规划方法，实现多约束下的姿态规划。针对上述约束条件，文献［11］给出了一种基于多项式的轨迹规划方法，构建了N阶多项式的系数矩阵A，约束参数向量阵B，计算出姿态规划系数向量K=A-1B。在t1＜t＜t2的机动过程中，航天器单轴实时目标姿态角、角速度、角加速度可表示为：

式中：tm=t2-t1；Ki为姿态规划系数向量K的第i个系数。

采用式（2）的多项式轨迹规划方法能够实现航天器在上一任务结束时刻t1和观测任务初始时刻t2建立满足姿态多边界约束条件式（1）的状态；但该规划过程中，未考虑姿态机动过程中执行机构的能力约束，因此只能通过tm的调节，给出可执行的结果。由于不能完全保证航天器在t1＜t＜t2的机动过程中满足执行机构的能力约束，该规划方式存在不可控的风险。针对上述问题，文献［17］设计了一种适应边界约束的分段正弦姿态机动轨迹规划方法，实现了航天器由起始时刻任意姿态角、角速度和角加速度规划至终端指定的姿态角、角速度和角加速度，并且姿态参数全程受控。在保证高效机动性能的前提下，在整个轨迹规划过程中，角速度与角加速度的峰值、姿态机动时间受控，有效提高机动过程的精确度和可靠性。

针对星载计算资源受限下的复杂姿态轨迹规划实时求解难题，文献［18］提出姿态机动轨迹的二元规划方法，将复杂姿态运动解析为大角度调整的主元运动与精细调节的微元运动：其中主元运动为绕固定欧拉轴旋转的轨迹；微元运动为满足载荷成像的相对运动轨迹。该规划方法源自载荷工作约束和目标泛函的最优解，实现了毫秒级时间内复杂轨迹的轻量化求解。

1.2.3 路径跟踪控制方法

为实现复杂被控对象的姿态路径快速跟踪控制和机动到位后的高稳定控制，需寻求优越的姿态控制方法。典型的姿态路径跟踪控制方法包括：

1）PID 控制方法：PID 控制是一种通过偏差信号来调节输入的线性反馈控制方法，广泛应用于卫星姿态控制系统，具有结构设计简单、鲁棒性好和可靠性较高等优点，多用于能够精确建立航天器动力学模型的控制系统中，并能够获得较为准确的模型参数。文献［19］设计了一种卫星姿态控制参数自整定PID 控制器，并给出了闭环系统的稳定性证明；该方法降低了PID 参数选择的不确定性，有效减少了姿态超调量。文献［20-21］对PID 控制参数设计方法、闭环控制系统实现性能、PID 控制能力等问题进行了深入研究，指出PID 参数可以在一个无界的三维流形上灵活选取；证明了二阶非线性不确定性系统在偏导数上界已知时，采用PID 控制能够实现被控系统位置轨迹收敛到任意指定点，并对PID控制为何能如此广泛而又有效应用于工程系统给出了理论回答。

2）自抗扰控制方法：典型的PID 控制方法应用于强非线性特性航天器控制系统时，其控制性能往往不尽人意。针对此，文献［22］提出了非线性自抗扰控制方法，通过增加状态观测器、非线性反馈控制律等环节，实现姿态的高稳定控制。

3）特征模型自适应控制方法：含有多个挠性附件的航天器往往为高阶复杂系统，针对高阶系统设计控制器更为困难，且难以实现高性能控制。为此，文献［23］提出了特征建模的思想，将高阶系统的动力学参数压缩到几个特征参数之中，且不丢失信息，极大地降低了控制器设计的复杂性，为高阶挠性航天器的稳定控制开辟了新的研究方向。该方法特别适用于具有大挠性、多模态附件的航天器姿态高性能控制。

此外，力矩约束下的时间最优分配控制［24］、自适应滑模控制［25］、鲁棒H∞控制［26］等方法在挠性航天器的控制和振动抑制方面也取得了良好的控制效果。

1.2.4 路径规划及跟踪控制方法的应用

在多种姿态路径规划方法中，梯形、三角波等路径在姿态机动“启”“停”时刻对执行机构和星体附件有较大冲击，限制了其在敏捷航天器中的应用。而正弦路径规划、加速度导数正弦的轨迹规划、混合正弦路径等方法对敏捷航天器的挠性附件、执行机构等冲击较小，应用更为广泛。敏捷航天器姿态机动路径规划典型应用包括：

1）“高分多模”卫星的路径规划：在姿态重定向路径规划方面，由于高分多模卫星装有两个大型太阳翼，为避免太阳翼挠性振动，卫星采用基于角加速度正弦的轨迹规划方法保证姿态机动过程的平稳性；在条带拼接等主动推扫成像路径规划方面，基于末端平滑7阶多项式分别对卫星三轴欧拉角进行规划，实现从任意初始姿态、姿态角速度到成像观测时刻的任意姿态、姿态角速度的规划［11］。

2）“北京三号”卫星的路径规划：在姿态重定向的路径规划方面，综合考虑太阳翼振动、敏捷机动性能优化等因素，采用混合正弦路径规划方法，兼顾敏捷机动性能和太阳翼平缓激励，进一步提升了姿态敏捷机动性能指标。

1.3 姿态敏捷机动控制方法

为了在尽可能短的时间内对地表不同目标进行观测，要求敏捷航天器“动得快”；而为了在数百公里高空获得地面亚米级物体的清晰影像，又要求敏捷航天器“控得稳”。因此，敏捷航天器对姿态机动的快速性和高稳定性提出了兼顾的要求。相对于传统航天器，敏捷航天器的控制更注重被控对象的自身特性，如执行机构的动态输出特性、高匹配的机动轨迹规划、灵活的执行机构操纵控制等。控制力矩陀螺（Control moment gyros，CMG）作为敏捷航天器常用的姿态控制执行机构，虽然能够实现大力矩输出，但其仍具有动态响应特性复杂、操纵存在奇异等众多使用约束。

1.3.1 多级复合敏捷机动控制方法

敏捷航天器不仅关注大角度快速机动能力，还关注姿态机动到位后的快速稳定能力，即以最短的时间实现满足航天器载荷工作的稳定度。航天器多级复合姿态控制方法被认为是一种可行的技术途经。通过星体一级控制实现航天器整体大角度快速机动，通过二级控制实现姿态机动到位后的载荷快速稳定，并实现载荷工作过程中的高稳定控制。

诸多学者开展了多级复合控制理论与工程实践的探索。文献［27］在航天器平台上引入二级微振动主动隔离/抑制控制，提升了航天器的姿态稳定度。文献［28-29］研究了航天器两级复合系统动力学建模与二级磁悬浮姿态控制方法。文献［30］设计了动静隔离、主从协同控制双超卫星平台，实现载荷的超高稳定度控制。文献［31-32］设计了具有扰动隔离与主动指向的主被动一体化装置，研究了多级复合控制方法，实现了敏捷卫星姿态高动态机动下的高稳定度控制。多级复合控制方法在羲和号新技术试验卫星、北京三号遥感卫星上得到应用。

1.3.2 CMG操纵控制方法

敏捷航天器常采用多个CMG 构成CMG 群进行姿态敏捷机动控制，不同的CMG 群安装构型对应了不同的角动量包络，并决定了CMG 群奇异规避性能，影响航天器姿态机动能力。

CMG 群构型决定了其角动量包络。CMG 典型构型的安装倾角固定，无法灵活改变其角动量包络，为满足敏捷航天器不同程度的姿态机动需求，文献［33］引入安装倾角可控这一变量，使航天器在XOY平面内敏捷机动能力提升约36%。针对空间环境扰动下航天器CMG 群不在标称构型的问题，文献［34］给出了一种基于零运动优化的CMG 群回标称构型控制方法，利用CMG 群多冗余度下不同零空间向量组合，以零运动方式实现CMG 群回标称构型，实现了在不影响控制的条件下CMG 群框架角快速调整到标称位置，保证了敏捷航天器连续姿态机动的性能。

具有良好性能的CMG 群操纵控制方法是敏捷航天器快速机动并快速稳定的必要条件。文献［35-36］对比了CMG 群的奇异鲁棒伪逆操纵律、带零运动操纵律、非对角奇异鲁棒操纵律等CMG 操纵控制方法：从奇异逃离性能来说，非对角奇异鲁棒操纵律是一种有效的操纵律，但只适合敏捷航天器姿态大角度机动过程，并不适用于姿态的精确保持控制。文献［37］详细分析了混合逆、广义逆、一般逆、奇异鲁棒逆、一般奇异鲁棒逆、奇异方向、局部梯度、混合操纵律8 种CMG 操纵律等理论内涵，指出它们可通过一个共同的最优化指标函数进行描述。针对鲁棒伪逆及其改进型操纵律逃避奇异的速度和能力有限问题，文献［38］设计了二维空间零运动快速逃离奇异的操纵控制方法，当CMG 系统进入奇异状态时，通过坐标投影，在新的坐标系上放弃一个维度的控制，在二维平面内采用零运动快速逃离奇异状态。常规的奇异鲁棒伪逆操纵方法仅采用CMG 安装雅克比矩阵静态求逆获得力矩分配矩阵，存在奇异规避速度慢的问题，文献［39］将CMG框架角的一阶微分引入力矩分配阵中，根据奇异结果，动态切换一阶差分操纵控制和一阶微分操纵控制，保证了奇异回避的鲁棒性。针对CMG 奇异鲁棒操纵律存在的框架“锁死”现象，文献［40］设计了一种姿态控制力矩指令随奇异度量动态螺旋搜索矢量调节的新型规避策略，实现快速避奇异。在航天器姿态敏捷机动过程中，该操纵方法实现了奇异规避的同时，有效避免了挠性振动激励。针对CMG 特性复杂、使用约束众多、故障易发等问题，文献［41-42］首次将执行机构奇异方向和承载能力作为使役条件融入操纵律设计，提出CMG 群奇异向量快速确定方法和DSW 角动量动态均衡操纵方法，解决了敏捷机动控制操纵过程中CMG 框架锁死和转速过快等难题，降低了CMG 因承载不均衡引发失效的风险，实现了高可靠操纵。

1.3.3 执行机构动态响应特性建模

CMG 的低速框架动态响应特性及高速转子转动的高频扰动特性是制约敏捷航天器高稳定控制性能和动态跟踪性能的重要因素。文献［43-44］指出CMG 低速框架中的谐波减速器迟滞时延影响低速框架的角速率跟踪精度，为此建立了准确的非线性摩擦模型并采用补偿控制方法，有效提升了CMG低速框架力矩输出精度。由于CMG 低速框架动态响应的迟滞及敏感器采样等因素，在闭环控制中至少存在一个周期的时延特性，即用于计算分配控制力矩的低速框架角与实际框架角相比存在滞后，在敏捷航天器大角度快速机动过程中姿态误差增大、机动到位后稳定时间变长，为改善机动控制性能，文献［45-46］从执行机构补偿控制和机动轨迹规划两个层面给出解决方法。文献［45］设计了CMG 框架角速度指令反馈补偿控制，以改善低速框架动态响应：在CMG 指令角速度基础上，增加反馈补偿控制项，实现框架角速度的期望值对实际输出值的准确跟踪。通过CMG 低速框架角速度补偿控制能够实现小角速度下框架角速度的准确输出，提升了航天器姿态稳定控制性能。文献［46］分析了执行机构、测量敏感器等时延参数对敏捷航天器姿态机动与快速稳定过程控制误差影响的机理，设计了一种考虑执行机构时延特性的姿态机动轨迹规划和控制误差补偿方法，通过目标角加速度超前规划及力矩超前补偿方法，弥补执行机构时延特性引起的航天器姿态波动，降低CMG 等执行机构不确定参数对航天器快速机动过程的影响，进一步提升航天器快速机动与快速稳定能力。

控制力矩陀螺的动态输出特性不仅影响航天器控制性能，甚至关系着敏捷航天器控制系统的稳定性。文献［47］通过理论分析与试验验证等方法证实，CMG 等执行机构的动态输出时延是引起挠性航天器姿态控制不稳定的主要因素，并采用时延预测补偿方法实现了航天器的稳定控制。针对CMG零位附近动态响应非线性特性引起的敏捷航天器在轨姿态自持振荡问题，文献［45］建立了CMG 响应测试系统，获取了CMG 的时滞、死区等本质非线性响应特性，构建了控制系统动态特性、执行机构非线性特性与姿态自持振荡激发的关联模型，如图2所示：当指令角速度较小、CMG 响应时延较大、系统控制带宽较低时，将引起姿态控制回路的不稳定。在不稳定过程中，控制系统对CMG 发出的指令角速度逐渐增大，CMG 的响应特性也随之逐渐改善，控制系统将达到临界稳定状态，从而形成持续振荡。通过设计执行机构特性强适应的角动量动态调节方法，消除了CMG 非线性特性引起的闭环系统自持振荡点，降低了时滞、死区等对姿态精稳控制的影响，实现了闭环系统的高稳定控制。

图2 姿态振荡示意图Fig.2 Illustration for attitude oscillation

1.3.4 敏捷机动控制技术应用情况

近年来，敏捷机动控制技术在国内航天器上得到广泛应用，典型应用包括：

1）CMG 操纵控制方面，“高分多模”卫星采用五棱锥构型的CMG 群，在操纵CMG 时，在框架角速度指令精确解算的基础上，引入带零运动操纵律和鲁棒奇异规避操纵律，根据奇异度量大小动态调整框架角，绕开了显奇异点，实现了CMG 平稳控制［11］；“高景一号”卫星采用五棱锥构型的变速CMG 实现了高敏捷机动；卫星既可采用CMG 控制模式实现大角度机动，也可采用动量轮模式实现高稳定控制［7］。2021 年发射的新一代PleiadesNeo 卫星，采用CMG控制模式实现姿态侧摆±52°大角度机动。与上一代Pleiades卫星相比，进一步提升了敏捷机动性能。

2）多级复合敏捷机动控制方面，羲和号新技术试验卫星，在轨采用磁浮的复合控制技术完成载荷的超高精度指向和超高稳定度控制［48-49］，羲和号采用复合控制技术在高性能指向控制方面取得的成果具有重要的借鉴意义。北京三号遥感卫星采用星体一级、载荷二级复合控制，解决了敏捷航天器姿态机动“快、稳、准”相互制约和星上“宽频、多点、多源”扰动消除与精稳敏捷指标提升的难题［12］。

2 敏捷航天器控制技术发展建议

中国敏捷航天器在遥感领域得到广泛应用，敏捷航天器控制技术水平与国际先进水平相当，部分敏捷卫星实现的控制性能已达到国际领先水平。同时，敏捷航天器姿态高性能控制技术的发展将进一步推动诸如空间态势感知、遥感卫星智能规划等领域发展，未来日益复杂多变的空间任务需求都将受益于敏捷航天器的高品质控制能力。然而，敏捷航天器的高性能控制依旧面临着众多挑战，其中控制系统架构设计、空间任务的智能自主规划、高性能部组件设计等方面面临的挑战如下：

1）现有航天器控制架构不具备对任务场景的深层感知能力、自主应对空间不确定性的决策能力。现有航天器的控制思想可概括为“测量-控制-执行”，通过对物理信号的直接测量，采用反馈控制方法，实现航天器的稳定控制。这类控制系统仅针对某单一任务设计，对不同的空间任务类型、空间环境及自身不确定性的适应性有限，在未来低成本、高复杂需求的空间任务方面乏善可陈。未来航天器控制系统应具备自主感知、自主决策的能力，为此需从航天器控制系统整体上实现突破和升级，形成新的控制框架。

2）任务规划“智能化”水平有待进一步提升。现有的卫星工作流程可大致概括为：需求收集、任务规划、规划结果上传至卫星执行；其工作效率较低，难以胜任日益增长的对地观测需求，需要赋予卫星更多的“智能”自主性，实现星上的智能自主任务规划。任务规划算法层要综合考虑卫星能源获取能力、成像最佳分辨率、最大机动能力、机动角度等因素［50］，采用可靠的计算方法，提升卫星观测效能。另一方面，星载自主任务规划系统需要进一步改进和推广应用。星上自主任务规划系统在型号的应用仍较少，国内仅有“高分多模”、“北京三号”等卫星采用了星上自主任务规划系统。北京三号的星上自主任务规划系统，一轨可实现最大观测任务数量为50个［51］，刷新了多项国内商业高分辨率遥感卫星成像纪录［12］。

3）航天器控制系统部组件性能需进一步提升。构成航天器控制系统的主要部组件包括：测量敏感器、星载计算机、执行机构。在敏感器方面，现有的测量敏感器（如星敏感器、陀螺等）仅能实现单一的物理量测量，难以胜任空间态势感知等任务需求，亟需研制具备空间态势感知、空间目标自主识别的敏感器。在星载计算机方面，空间环境下航天器控制计算机资源受限，现有用于空间任务的计算机算力与地面相差甚远。现有星载计算能力难以满足未来复杂的态势感知、任务规划需求；在执行机构方面，敏捷航天器执行机构主要为控制力矩陀螺，其低速框架的平稳控制能力、高速轴承的高频扰动特性、使用寿命等制约着航天器控制能力的进一步提升。针对上述挑战以及敏捷航天器控制的发展需求，从智能自主控制架构设计、自主决策与协同规划技术、高性能部组件研制技术方面，给出敏捷航天器控制技术的发展建议如下。

2.1 智能自主控制架构设计

面对空间态势感知、空间追逃博弈等任务的复杂控制需求，需要变革现有航天器控制系统设计理念，由传统“测量-控制-执行”的单层串行机制升级为“感知（Observation）-演化（Evolution）-决策（Decision）-执行（Action）”的多层并行控制架构［52-53］，使航天器具备任务场景感知能力，具备根据不同任务改变自身角色的演化能力，具备自主应对空间不确定性的决策能力，提升航天器智能自主控制水平。图3 给出了航天器控制系统变革思路，在升级后的OEDA 闭环控制框架中，“OA”回路继承现有航天器控制回路，以航天器姿态轨道测量信息为反馈量，控制器给出执行部件的指令，实现姿态机动或轨道机动等动作；“ODA”回路通过引入决策环节，以目标特征（如空间态势感知中的目标航天器构型特征，对地遥感的大气环境）等高层次信息作为反馈量，实现敏捷航天器在任务执行中针对不确定性进行及时自主调整。在上述基础上，“OEDA”回路引入演化环节，根据在线场景理解信息，在航天器自身能力约束下对即将执行的空间任务的态势发展进行推演，自组织软硬件资源，应对不同目标和多种任务场景，有效提升航天器执行任务的泛化能力。

图3 敏捷卫星控制系统结构变革框图Fig.3 Structure transformation diagram of agile satellite control system

2.2 自主决策与协同规划技术

敏捷航天器的自主决策与任务规划本质为多约束条件下的目标任务寻优过程，需要考虑的因素包括：卫星能源获取能力、姿态机动能力、成像最佳分辨率、载荷观测约束、执行任务时序约束［50］，采用可靠的计算方法，可实现观测任务的最大化规划。

1）多约束快速任务规划应用场景。从任务规划需求来说，研究兼顾密集多点目标和区域目标的任务规划方法，具备任务自主聚合功能，将相近的密集点目标合并为条带目标或区域目标，优化观测任务；采用敏捷卫星动中成像模式，实现单位时间内观测任务效能大幅提升。从任务规划算法层面，寻优算法（蜂群寻优、蚁群寻优）应进行轻量化处理，满足空间环境下计算机有限算力的约束。任务规划算法的可靠性、灵活性需进一步提升，为星载自主任务规划系统的推广应用提供技术支撑。

2）与载荷成像信息相结合的自主任务规划应用场景。研究载荷图像的在线自主识别方法，控制系统获取载荷对地遥感图像，自主识别其特征信息，并提取如云、雨等气象信息，深林火情等自然灾害信息，将载荷图像中提取的特征信息纳入任务规划系统，为后续任务规划提供约束；同时，控制系统自主决策对敏感区域（如自然灾害区域）的任务规划，实现对其持续观测。

2.3 高性能部组件研制技术

敏捷航天器的控制系统是由结构、机械、电子、光学等多领域部组件组成的复杂系统。其控制性能由部组件的性能直接决定，具有明显的时代特征。以姿态机动性能为例，第一代角动量交换机构（如动量）受部件结构、电气等特性影响，其输出力矩最大仅为亚牛米级，导致姿态机动角速度较慢；随着执行机构的结构、电气、轴承等技术发展，第二代大力矩输出的角动量交换机构（如CMG）应运而生，其输出力矩可达上千牛米，为敏捷航天器姿态大角度快速机动提供有力的支撑。可见，敏捷航天器的控制性能离不开部组件的发展。

1）高性能敏感器研制。需要从光学测量、误差标校等方面进一步开展研究，提升星敏感器等的测量精度，实现毫角秒测量精度的星敏感器研制，进一步提升敏捷航天器的指向精度；从光纤结构布局设计、随机误差抑制等方面开展研究，提升光纤陀螺测量精度，实现大量程、高精度的光纤陀螺研制，进一步提升敏捷航天器的稳定度；研制具有全域监视与威胁感知能力的敏感器，实现对空间目标特性的自主识别，为空间态势感知任务目标识别与提取提供支撑。

2）多核星载计算机研制。研制高主频、多核星载计算机，满足空间辐射、体积、质量、功耗等约束下的高性能运算需求，解决敏捷航天器智能控制算法高算力需求与现有星载计算机运算能力受限的矛盾。支持并行触发计算，通过对硬件资源的灵活调度，满足星载自主任务规划对不确定性观测目标及时动态规划的高运算能力需求。

3）大力矩长寿命高性能CMG 研制。研究CMG高速轴承润滑技术、高转速稳定控制技术、低速框架动态高精度跟踪技术，提升CMG 角动量、力矩包络以及高精度力矩输出能力。针对CMG 微振动特性，在整星结构设计方面，采用全系统扰动源传递与抑制一体化设计，在载荷端进行微振动隔离与抑制，降低CMG 微振动传递，提升敏捷航天器的高频稳定度；在CMG 隔振方面，研制CMG 隔振装置，进一步降低高频扰动对载荷的影响。

3 结束语

经过多年的努力，敏捷航天器控制技术取得了巨大的进展，众多研究人员在敏捷航天器控制领域开展了多年的理论方法研究和工程应用实践。本文梳理了现有敏捷航天器控制技术在实际工程应用中的经验和所面临的挑战，从路径规划、敏捷机动控制等方面归纳、总结了现有敏捷航天器控制技术研究现状与应用情况，并提出了未来可能的技术发展建议。