航天器敏捷機動控制技術發展及展望

袁 利，張科備，雷擁軍

（1.中國空間技術研究院，北京 100094；2.空間智能控制技術全國重點實驗室，北京 100094；3.北京控制工程研究所，北京 100094）

0 引言

天基高分辨率對地觀測系統作為《國家中長期科學和技術發展規劃綱要》確定的16個重大專項之一，提出建設高精度、高時效性、規?；L期穩定運行對地觀測衛星系統的任務目標，以實現高時空分辨率全球觀測。隨著對地觀測任務高效能獲取亞米級分辨率觀測目標的需求提升，對航天器的敏捷機動能力、姿態高穩定度等提出更高需求。高時間分辨率、高空間分辨率的天基對地觀測系統的實施，給這類敏捷航天器的研究和應用提供了良好契機。而敏捷航天器的高品質控制、姿態機動敏捷性和運行魯棒性是支撐高精度、高時效性觀測和長期穩定運行的核心能力，是制約高質量建設天基觀測系統的技術瓶頸。

敏捷航天器是指能夠在較短時間內實現姿態大角度快速機動的航天器［1］。敏捷航天器具有姿態機動速度快、工作方式靈活、姿態精度高等特點，其機動能力要求較傳統航天器高出一個數量級以上。這類航天器大多用于遙感領域，通過敏捷機動控制實現對目標的快速靈活探測，大幅度提升衛星觀測效能。

中國敏捷航天器經歷了漫長的發展歷程。1970 年發射的東方紅一號衛星，采用自旋穩定控制方式，使美妙的《東方紅》樂曲響徹太空。2000 年，隨著控制系統部組件產品性能大幅提升，北斗一號衛星采用三軸穩定控制方式，顯著增強了衛星的使用性能和效益［2］，使得中國衛星姿態三軸穩定控制方式實現了從無到有。該階段的衛星主要依賴軌道回歸特性進行對地觀測，其數據獲取能力有限。面對遙感領域數據獲取能力提升需求，航天器姿態敏捷機動控制的思想逐漸萌芽。在海灣戰爭中，“鎖眼”系列衛星以強大的姿態機動能力實現了極短時間內情報、監視和偵察信息的收集，促使航天器姿態敏捷機動控制由理論研究到實踐進程進一步加速。2013 年，高分一號成功發射，衛星采用對地三軸穩定方式，實現了側擺35°機動能力，姿態穩定度優于5×10-4（°）/s［3］。隨后的高分二號衛星首次應用控制力矩陀螺這一執行機構，進一步提升衛星姿態機動能力。此后，“高景”系列、“高分多?！?、“北京三號”等為代表的敏捷衛星相繼入軌運行，實現了航天器機動能力與穩定度的跨越式提升。由此可見，敏捷航天器由一般對地三軸穩定衛星發展而來，同時兼顧了姿態快速機動與高穩定度控制的能力，逐步發展為具有自己獨特控制方式和控制性能的一類航天器。

如今，國內外的敏捷航天器發展已呈蓬勃之勢。國際航天領域以美國的WorldView 系列［4］和GeoEye系列、法國的Pleiades 系列［5］等為代表的敏捷航天器，依靠強大的姿態機動能力，開啟了遙感衛星的新紀元。國內，近10年間敏捷航天器經歷了從無到有、從試驗到應用、從“可機動”到“強機動”的發展歷程。以“高分”系列［3，6］，“高景”系列［7］、“吉林一號”系列［8］、新技術衛星［9］，“高分多?！保?0-11］、“北京三號”［12］等為代表的敏捷衛星相繼入軌運行，極大提升了中國對地遙感觀測數據獲取能力，國產遙感數據使用率已達90%以 上［13］。2021 年6 月11 日基于CAST3000E 平臺的北京三號衛星成功發射，在軌實現的姿態機動角速度高達10（°）/s［12］，是WorldView［4］衛星機動角速度的兩倍以上；其正反7條帶拼幅推掃成像，使中國光學遙感衛星首次具有沿任意航跡成像能力，實現了遙感衛星技術水平的重大技術跨越［12］。中國正完全依靠自己的技術與力量，建設出敏捷航天器及其應用系統，控制性能已達到世界先進水平，這是中國航天發展史上邁出的重要一步。

本文對影響航天器敏捷機動控制性能的突出問題：敏捷機動姿態路徑規劃方法、高敏捷高穩定度控制方法等進行概述，并分析限制敏捷航天器控制性能進一步提升的難點問題，給出未來可能的發展方向。

1 研究現狀與應用情況

1.1 敏捷機動控制難點

不同于一般的對地三軸穩定的航天器，敏捷航天器結構的復雜性與控制性能的極高要求，決定了其控制更加注重被控對象的自身特性。敏捷航天器一般為復雜的多模塊化系統，以適應多樣化載荷的布局需求。一般包括：設備-服務模塊、推進模塊、控制力矩陀螺模塊、太陽翼模塊、數傳天線模塊等?？刂屏赝勇菽K包含多個隔振支架，承擔整星微振動抑制功能，大多按照分布式布局安裝。太陽翼模塊大多存在頻率較低的撓性振動特性；數傳天線模塊大多為轉動部件，以適應跟蹤不同地面站或中繼星的需求?？梢?，敏捷航天器被控對象是剛柔耦合、轉動部件耦合、擾動多點寬頻（多個執行機構、轉動部件的擾動頻率分布在幾百赫茲內）的復雜系統。這樣具有內外復雜擾動的被控對象要實現高敏捷機動、高穩定度控制極具挑戰。

針對航天器敏捷機動面對的眾多挑戰，其解決方法可歸納為：1）期望路徑規劃方法，通過設計更加平滑的軌跡，實現對航天器最小的擾動沖擊，達到平穩控制的目的；2）先進的控制方法，如擾動抑制控制、多級復合控制等方法，實現航天器敏捷機動與快速穩定并高穩定度控制；3）執行機構的特性研究，敏捷航天器主要的執行機構為控制力矩陀螺，其良好的操縱控制方法、準確的動態特性補償方法能夠提升控制力矩陀螺輸出力矩精度，實現航天器高敏捷高穩定控制。

1.2 路徑規劃及跟蹤控制方法

對地遙感典型成像模式為點目標成像、條帶目標成像。不同點目標成像切換要求航天器具備快速姿態重定向能力；不同條帶目標成像切換要求航天器不僅具備快速姿態指向能力，還需具備滿足終端成像的角速度、角加速度控制能力。通過規劃具有一定光滑的姿態路徑，驅動執行機構輸出平滑力矩，可實現敏捷航天器的姿態平穩機動，有效降低敏捷航天器撓性附件振動、液體晃動等擾動，提升敏捷航天器的工作效能。

1.2.1 姿態重定向規劃研究現狀

考慮到敏捷航天器動力學特性（如撓性附件振動）、姿態快速機動、機動到位后的快速穩定控制需求，姿態重定向路徑規劃方法主要為：梯形路徑、三角波路徑、正弦路徑、加速度導數正弦路徑、混合正弦路徑［14］等。

1）梯形路徑

為實現對突發事件地區的即時觀測或立體成像等任務，要求敏捷航天器經常性地側擺機動與俯仰機動。在給定機動角速度、最大機動能力參數的條件下，衛星采用繞歐拉軸時間最優的梯形路徑進行機動規劃。路徑中將繞歐拉軸機動的角速度分為勻加速段、勻速段和勻減速段。在勻加速、勻減速段機動的角加速度為常值；勻速段機動角加速度為零。對角加速度積分可得角速度，角速度的形狀保持為梯型。梯形路徑為時間最優的姿態規劃，使衛星以最大機動能力、最短時間進行姿態重定向。

2）三角波路徑

梯形路徑的角速度在勻加速、勻減速段，其角加速度由零突變到最大值，對航天器執行機構以及撓性附件具有一定的沖擊。為減小沖擊，引入三角波規劃：即在角速度勻加速、勻減速段，角加速度為線性變化。三角波路徑兼顧時間接近最優且執行機構輸出平滑等要求。

3）正弦路徑

當衛星需要進行大角度快速機動，且機動到位后的穩定時間短、穩定度指標要求高時，采用梯形或三角波路徑規劃方法，在機動過程中容易激起附件的撓性振動，不能滿足日益提高的敏捷機動性能要求。而正弦路徑規劃可根據執行機構的力矩和角動量容量，在加速段設計先為正、再為零、后為負、再為零的角加速度曲線，實現了機動時角加速度的連續性和角速度的光滑性，減小了撓性附件對衛星穩定度的影響。與梯形路徑相比，極大削弱了大角度機動下撓性附件對衛星穩定度的影響，從而縮短了機動后的穩定時間。

4）加速度導數正弦路徑

正弦路徑規劃只考慮了角加速度的連續性，角加速度導數在規劃起始時刻和結束時刻會產生突變，這對撓性附件振動仍有一定的激勵作用。而加速度導數正弦路徑進一步對角加速度的導數進行規劃，保證角加速度的平滑。軌跡規劃仍包括加速、勻速和減速三個階段。在加速和減速階段，角加速度導數為標準正弦曲線，保證機動過程中執行機構輸出力矩連續且力矩一階導數連續，姿態機動過程對撓性附件的激勵更小。

5）混合正弦路徑

對于附件基頻較低的衛星，正弦路徑、加速度導數正弦路徑等規劃方法能有效降低機動對撓性附件的激勵，獲得較高穩定度。對于基頻較高、機動到位時間要求較短的情況，正弦路徑、加速度導數正弦路徑等規劃方法在減小太陽翼振動激勵方面取得的效果與犧牲機動過程所需時間相比，其貢獻已不明顯。因此，對于帶有較高基頻撓性附件的衛星，機動過程時間和姿態穩定時間需要進一步合理分配，因此提出混合正弦路徑規劃方法。該方法保留了正弦機動路徑對撓性太陽翼激勵較小的優勢，同時又綜合了梯形路徑時間最優的特點，在減緩機動到位后太陽翼振動的同時，盡量優化機動時間，協調了機動快速性和太陽翼激勵平緩性之間的矛盾，適合附件基頻較高衛星的快速、大角度姿態機動路徑規劃。

各種路徑規劃對比如圖1所示，梯形規劃、三角波規劃，其角加速度（對應力矩輸出）及導數有非平滑拐點，易引起敏捷航天器機動到位后的穩定時間延長。正弦路徑、加速度導數正弦路徑進一步平滑了角加速度，減小對撓性附件的激勵；混合正弦路徑兼具正弦路徑對減小撓性附件振動激勵的優勢和機動時間接近最優的優勢，實現了機動時間近似最優與機動性能近似最優，更適合敏捷衛星的姿態規劃。

圖1 不同路徑規劃方法對比Fig.1 Comparison of different path planning methods

1.2.2 多邊界約束規劃研究現狀

隨著遙感成像任務的多樣化發展，區域拼接、多條帶拼接等新型成像任務，需要航天器由當前姿態機動到下一個任務所需姿態的同時，角速度和角加速度也要達到任務所需的狀態。因此，多邊界約束條件下的強自主姿態規劃技術成為保障敏捷航天器順利完成遙感任務的重要技術。

針對一些存在最佳觀測窗口的遙感任務，敏捷航天器姿態機動任務需要實現在時間、空間等多邊界約束下，在最佳觀測窗口開始時刻航天器機動到指定姿態［15-16］，并滿足角速度、角加速度約束。具體描述為：

式中：t1為航天器上一個任務結束時刻，t2為航天器當前任務最佳觀測窗口開始時刻。已知初始t1時刻姿態θ1、姿態角速度、角加速度和t2時刻目標姿態θ2、姿態角速度、角加速度，通過設計敏捷機動規劃方法，實現多約束下的姿態規劃。針對上述約束條件，文獻［11］給出了一種基于多項式的軌跡規劃方法，構建了N階多項式的系數矩陣A，約束參數向量陣B，計算出姿態規劃系數向量K=A-1B。在t1＜t＜t2的機動過程中，航天器單軸實時目標姿態角、角速度、角加速度可表示為：

式中：tm=t2-t1；Ki為姿態規劃系數向量K的第i個系數。

采用式（2）的多項式軌跡規劃方法能夠實現航天器在上一任務結束時刻t1和觀測任務初始時刻t2建立滿足姿態多邊界約束條件式（1）的狀態；但該規劃過程中，未考慮姿態機動過程中執行機構的能力約束，因此只能通過tm的調節，給出可執行的結果。由于不能完全保證航天器在t1＜t＜t2的機動過程中滿足執行機構的能力約束，該規劃方式存在不可控的風險。針對上述問題，文獻［17］設計了一種適應邊界約束的分段正弦姿態機動軌跡規劃方法，實現了航天器由起始時刻任意姿態角、角速度和角加速度規劃至終端指定的姿態角、角速度和角加速度，并且姿態參數全程受控。在保證高效機動性能的前提下，在整個軌跡規劃過程中，角速度與角加速度的峰值、姿態機動時間受控，有效提高機動過程的精確度和可靠性。

針對星載計算資源受限下的復雜姿態軌跡規劃實時求解難題，文獻［18］提出姿態機動軌跡的二元規劃方法，將復雜姿態運動解析為大角度調整的主元運動與精細調節的微元運動：其中主元運動為繞固定歐拉軸旋轉的軌跡；微元運動為滿足載荷成像的相對運動軌跡。該規劃方法源自載荷工作約束和目標泛函的最優解，實現了毫秒級時間內復雜軌跡的輕量化求解。

1.2.3 路徑跟蹤控制方法

為實現復雜被控對象的姿態路徑快速跟蹤控制和機動到位后的高穩定控制，需尋求優越的姿態控制方法。典型的姿態路徑跟蹤控制方法包括：

1）PID 控制方法：PID 控制是一種通過偏差信號來調節輸入的線性反饋控制方法，廣泛應用于衛星姿態控制系統，具有結構設計簡單、魯棒性好和可靠性較高等優點，多用于能夠精確建立航天器動力學模型的控制系統中，并能夠獲得較為準確的模型參數。文獻［19］設計了一種衛星姿態控制參數自整定PID 控制器，并給出了閉環系統的穩定性證明；該方法降低了PID 參數選擇的不確定性，有效減少了姿態超調量。文獻［20-21］對PID 控制參數設計方法、閉環控制系統實現性能、PID 控制能力等問題進行了深入研究，指出PID 參數可以在一個無界的三維流形上靈活選??；證明了二階非線性不確定性系統在偏導數上界已知時，采用PID 控制能夠實現被控系統位置軌跡收斂到任意指定點，并對PID控制為何能如此廣泛而又有效應用于工程系統給出了理論回答。

2）自抗擾控制方法：典型的PID 控制方法應用于強非線性特性航天器控制系統時，其控制性能往往不盡人意。針對此，文獻［22］提出了非線性自抗擾控制方法，通過增加狀態觀測器、非線性反饋控制律等環節，實現姿態的高穩定控制。

3）特征模型自適應控制方法：含有多個撓性附件的航天器往往為高階復雜系統，針對高階系統設計控制器更為困難，且難以實現高性能控制。為此，文獻［23］提出了特征建模的思想，將高階系統的動力學參數壓縮到幾個特征參數之中，且不丟失信息，極大地降低了控制器設計的復雜性，為高階撓性航天器的穩定控制開辟了新的研究方向。該方法特別適用于具有大撓性、多模態附件的航天器姿態高性能控制。

此外，力矩約束下的時間最優分配控制［24］、自適應滑?？刂疲?5］、魯棒H∞控制［26］等方法在撓性航天器的控制和振動抑制方面也取得了良好的控制效果。

1.2.4 路徑規劃及跟蹤控制方法的應用

在多種姿態路徑規劃方法中，梯形、三角波等路徑在姿態機動“啟”“?！睍r刻對執行機構和星體附件有較大沖擊，限制了其在敏捷航天器中的應用。而正弦路徑規劃、加速度導數正弦的軌跡規劃、混合正弦路徑等方法對敏捷航天器的撓性附件、執行機構等沖擊較小，應用更為廣泛。敏捷航天器姿態機動路徑規劃典型應用包括：

1）“高分多?！毙l星的路徑規劃：在姿態重定向路徑規劃方面，由于高分多模衛星裝有兩個大型太陽翼，為避免太陽翼撓性振動，衛星采用基于角加速度正弦的軌跡規劃方法保證姿態機動過程的平穩性；在條帶拼接等主動推掃成像路徑規劃方面，基于末端平滑7階多項式分別對衛星三軸歐拉角進行規劃，實現從任意初始姿態、姿態角速度到成像觀測時刻的任意姿態、姿態角速度的規劃［11］。

2）“北京三號”衛星的路徑規劃：在姿態重定向的路徑規劃方面，綜合考慮太陽翼振動、敏捷機動性能優化等因素，采用混合正弦路徑規劃方法，兼顧敏捷機動性能和太陽翼平緩激勵，進一步提升了姿態敏捷機動性能指標。

1.3 姿態敏捷機動控制方法

為了在盡可能短的時間內對地表不同目標進行觀測，要求敏捷航天器“動得快”；而為了在數百公里高空獲得地面亞米級物體的清晰影像，又要求敏捷航天器“控得穩”。因此，敏捷航天器對姿態機動的快速性和高穩定性提出了兼顧的要求。相對于傳統航天器，敏捷航天器的控制更注重被控對象的自身特性，如執行機構的動態輸出特性、高匹配的機動軌跡規劃、靈活的執行機構操縱控制等?？刂屏赝勇荩–ontrol moment gyros，CMG）作為敏捷航天器常用的姿態控制執行機構，雖然能夠實現大力矩輸出，但其仍具有動態響應特性復雜、操縱存在奇異等眾多使用約束。

1.3.1 多級復合敏捷機動控制方法

敏捷航天器不僅關注大角度快速機動能力，還關注姿態機動到位后的快速穩定能力，即以最短的時間實現滿足航天器載荷工作的穩定度。航天器多級復合姿態控制方法被認為是一種可行的技術途經。通過星體一級控制實現航天器整體大角度快速機動，通過二級控制實現姿態機動到位后的載荷快速穩定，并實現載荷工作過程中的高穩定控制。

諸多學者開展了多級復合控制理論與工程實踐的探索。文獻［27］在航天器平臺上引入二級微振動主動隔離/抑制控制，提升了航天器的姿態穩定度。文獻［28-29］研究了航天器兩級復合系統動力學建模與二級磁懸浮姿態控制方法。文獻［30］設計了動靜隔離、主從協同控制雙超衛星平臺，實現載荷的超高穩定度控制。文獻［31-32］設計了具有擾動隔離與主動指向的主被動一體化裝置，研究了多級復合控制方法，實現了敏捷衛星姿態高動態機動下的高穩定度控制。多級復合控制方法在羲和號新技術試驗衛星、北京三號遙感衛星上得到應用。

1.3.2 CMG操縱控制方法

敏捷航天器常采用多個CMG 構成CMG 群進行姿態敏捷機動控制，不同的CMG 群安裝構型對應了不同的角動量包絡，并決定了CMG 群奇異規避性能，影響航天器姿態機動能力。

CMG 群構型決定了其角動量包絡。CMG 典型構型的安裝傾角固定，無法靈活改變其角動量包絡，為滿足敏捷航天器不同程度的姿態機動需求，文獻［33］引入安裝傾角可控這一變量，使航天器在XOY平面內敏捷機動能力提升約36%。針對空間環境擾動下航天器CMG 群不在標稱構型的問題，文獻［34］給出了一種基于零運動優化的CMG 群回標稱構型控制方法，利用CMG 群多冗余度下不同零空間向量組合，以零運動方式實現CMG 群回標稱構型，實現了在不影響控制的條件下CMG 群框架角快速調整到標稱位置，保證了敏捷航天器連續姿態機動的性能。

具有良好性能的CMG 群操縱控制方法是敏捷航天器快速機動并快速穩定的必要條件。文獻［35-36］對比了CMG 群的奇異魯棒偽逆操縱律、帶零運動操縱律、非對角奇異魯棒操縱律等CMG 操縱控制方法：從奇異逃離性能來說，非對角奇異魯棒操縱律是一種有效的操縱律，但只適合敏捷航天器姿態大角度機動過程，并不適用于姿態的精確保持控制。文獻［37］詳細分析了混合逆、廣義逆、一般逆、奇異魯棒逆、一般奇異魯棒逆、奇異方向、局部梯度、混合操縱律8 種CMG 操縱律等理論內涵，指出它們可通過一個共同的最優化指標函數進行描述。針對魯棒偽逆及其改進型操縱律逃避奇異的速度和能力有限問題，文獻［38］設計了二維空間零運動快速逃離奇異的操縱控制方法，當CMG 系統進入奇異狀態時，通過坐標投影，在新的坐標系上放棄一個維度的控制，在二維平面內采用零運動快速逃離奇異狀態。常規的奇異魯棒偽逆操縱方法僅采用CMG 安裝雅克比矩陣靜態求逆獲得力矩分配矩陣，存在奇異規避速度慢的問題，文獻［39］將CMG框架角的一階微分引入力矩分配陣中，根據奇異結果，動態切換一階差分操縱控制和一階微分操縱控制，保證了奇異回避的魯棒性。針對CMG 奇異魯棒操縱律存在的框架“鎖死”現象，文獻［40］設計了一種姿態控制力矩指令隨奇異度量動態螺旋搜索矢量調節的新型規避策略，實現快速避奇異。在航天器姿態敏捷機動過程中，該操縱方法實現了奇異規避的同時，有效避免了撓性振動激勵。針對CMG 特性復雜、使用約束眾多、故障易發等問題，文獻［41-42］首次將執行機構奇異方向和承載能力作為使役條件融入操縱律設計，提出CMG 群奇異向量快速確定方法和DSW 角動量動態均衡操縱方法，解決了敏捷機動控制操縱過程中CMG 框架鎖死和轉速過快等難題，降低了CMG 因承載不均衡引發失效的風險，實現了高可靠操縱。

1.3.3 執行機構動態響應特性建模

CMG 的低速框架動態響應特性及高速轉子轉動的高頻擾動特性是制約敏捷航天器高穩定控制性能和動態跟蹤性能的重要因素。文獻［43-44］指出CMG 低速框架中的諧波減速器遲滯時延影響低速框架的角速率跟蹤精度，為此建立了準確的非線性摩擦模型并采用補償控制方法，有效提升了CMG低速框架力矩輸出精度。由于CMG 低速框架動態響應的遲滯及敏感器采樣等因素，在閉環控制中至少存在一個周期的時延特性，即用于計算分配控制力矩的低速框架角與實際框架角相比存在滯后，在敏捷航天器大角度快速機動過程中姿態誤差增大、機動到位后穩定時間變長，為改善機動控制性能，文獻［45-46］從執行機構補償控制和機動軌跡規劃兩個層面給出解決方法。文獻［45］設計了CMG 框架角速度指令反饋補償控制，以改善低速框架動態響應：在CMG 指令角速度基礎上，增加反饋補償控制項，實現框架角速度的期望值對實際輸出值的準確跟蹤。通過CMG 低速框架角速度補償控制能夠實現小角速度下框架角速度的準確輸出，提升了航天器姿態穩定控制性能。文獻［46］分析了執行機構、測量敏感器等時延參數對敏捷航天器姿態機動與快速穩定過程控制誤差影響的機理，設計了一種考慮執行機構時延特性的姿態機動軌跡規劃和控制誤差補償方法，通過目標角加速度超前規劃及力矩超前補償方法，彌補執行機構時延特性引起的航天器姿態波動，降低CMG 等執行機構不確定參數對航天器快速機動過程的影響，進一步提升航天器快速機動與快速穩定能力。

控制力矩陀螺的動態輸出特性不僅影響航天器控制性能，甚至關系著敏捷航天器控制系統的穩定性。文獻［47］通過理論分析與試驗驗證等方法證實，CMG 等執行機構的動態輸出時延是引起撓性航天器姿態控制不穩定的主要因素，并采用時延預測補償方法實現了航天器的穩定控制。針對CMG零位附近動態響應非線性特性引起的敏捷航天器在軌姿態自持振蕩問題，文獻［45］建立了CMG 響應測試系統，獲取了CMG 的時滯、死區等本質非線性響應特性，構建了控制系統動態特性、執行機構非線性特性與姿態自持振蕩激發的關聯模型，如圖2所示：當指令角速度較小、CMG 響應時延較大、系統控制帶寬較低時，將引起姿態控制回路的不穩定。在不穩定過程中，控制系統對CMG 發出的指令角速度逐漸增大，CMG 的響應特性也隨之逐漸改善，控制系統將達到臨界穩定狀態，從而形成持續振蕩。通過設計執行機構特性強適應的角動量動態調節方法，消除了CMG 非線性特性引起的閉環系統自持振蕩點，降低了時滯、死區等對姿態精穩控制的影響，實現了閉環系統的高穩定控制。

圖2 姿態振蕩示意圖Fig.2 Illustration for attitude oscillation

1.3.4 敏捷機動控制技術應用情況

近年來，敏捷機動控制技術在國內航天器上得到廣泛應用，典型應用包括：

1）CMG 操縱控制方面，“高分多?！毙l星采用五棱錐構型的CMG 群，在操縱CMG 時，在框架角速度指令精確解算的基礎上，引入帶零運動操縱律和魯棒奇異規避操縱律，根據奇異度量大小動態調整框架角，繞開了顯奇異點，實現了CMG 平穩控制［11］；“高景一號”衛星采用五棱錐構型的變速CMG 實現了高敏捷機動；衛星既可采用CMG 控制模式實現大角度機動，也可采用動量輪模式實現高穩定控制［7］。2021 年發射的新一代PleiadesNeo 衛星，采用CMG控制模式實現姿態側擺±52°大角度機動。與上一代Pleiades衛星相比，進一步提升了敏捷機動性能。

2）多級復合敏捷機動控制方面，羲和號新技術試驗衛星，在軌采用磁浮的復合控制技術完成載荷的超高精度指向和超高穩定度控制［48-49］，羲和號采用復合控制技術在高性能指向控制方面取得的成果具有重要的借鑒意義。北京三號遙感衛星采用星體一級、載荷二級復合控制，解決了敏捷航天器姿態機動“快、穩、準”相互制約和星上“寬頻、多點、多源”擾動消除與精穩敏捷指標提升的難題［12］。

2 敏捷航天器控制技術發展建議

中國敏捷航天器在遙感領域得到廣泛應用，敏捷航天器控制技術水平與國際先進水平相當，部分敏捷衛星實現的控制性能已達到國際領先水平。同時，敏捷航天器姿態高性能控制技術的發展將進一步推動諸如空間態勢感知、遙感衛星智能規劃等領域發展，未來日益復雜多變的空間任務需求都將受益于敏捷航天器的高品質控制能力。然而，敏捷航天器的高性能控制依舊面臨著眾多挑戰，其中控制系統架構設計、空間任務的智能自主規劃、高性能部組件設計等方面面臨的挑戰如下：

1）現有航天器控制架構不具備對任務場景的深層感知能力、自主應對空間不確定性的決策能力?，F有航天器的控制思想可概括為“測量-控制-執行”，通過對物理信號的直接測量，采用反饋控制方法，實現航天器的穩定控制。這類控制系統僅針對某單一任務設計，對不同的空間任務類型、空間環境及自身不確定性的適應性有限，在未來低成本、高復雜需求的空間任務方面乏善可陳。未來航天器控制系統應具備自主感知、自主決策的能力，為此需從航天器控制系統整體上實現突破和升級，形成新的控制框架。

2）任務規劃“智能化”水平有待進一步提升?，F有的衛星工作流程可大致概括為：需求收集、任務規劃、規劃結果上傳至衛星執行；其工作效率較低，難以勝任日益增長的對地觀測需求，需要賦予衛星更多的“智能”自主性，實現星上的智能自主任務規劃。任務規劃算法層要綜合考慮衛星能源獲取能力、成像最佳分辨率、最大機動能力、機動角度等因素［50］，采用可靠的計算方法，提升衛星觀測效能。另一方面，星載自主任務規劃系統需要進一步改進和推廣應用。星上自主任務規劃系統在型號的應用仍較少，國內僅有“高分多?！?、“北京三號”等衛星采用了星上自主任務規劃系統。北京三號的星上自主任務規劃系統，一軌可實現最大觀測任務數量為50個［51］，刷新了多項國內商業高分辨率遙感衛星成像紀錄［12］。

3）航天器控制系統部組件性能需進一步提升。構成航天器控制系統的主要部組件包括：測量敏感器、星載計算機、執行機構。在敏感器方面，現有的測量敏感器（如星敏感器、陀螺等）僅能實現單一的物理量測量，難以勝任空間態勢感知等任務需求，亟需研制具備空間態勢感知、空間目標自主識別的敏感器。在星載計算機方面，空間環境下航天器控制計算機資源受限，現有用于空間任務的計算機算力與地面相差甚遠?，F有星載計算能力難以滿足未來復雜的態勢感知、任務規劃需求；在執行機構方面，敏捷航天器執行機構主要為控制力矩陀螺，其低速框架的平穩控制能力、高速軸承的高頻擾動特性、使用壽命等制約著航天器控制能力的進一步提升。針對上述挑戰以及敏捷航天器控制的發展需求，從智能自主控制架構設計、自主決策與協同規劃技術、高性能部組件研制技術方面，給出敏捷航天器控制技術的發展建議如下。

2.1 智能自主控制架構設計

面對空間態勢感知、空間追逃博弈等任務的復雜控制需求，需要變革現有航天器控制系統設計理念，由傳統“測量-控制-執行”的單層串行機制升級為“感知（Observation）-演化（Evolution）-決策（Decision）-執行（Action）”的多層并行控制架構［52-53］，使航天器具備任務場景感知能力，具備根據不同任務改變自身角色的演化能力，具備自主應對空間不確定性的決策能力，提升航天器智能自主控制水平。圖3 給出了航天器控制系統變革思路，在升級后的OEDA 閉環控制框架中，“OA”回路繼承現有航天器控制回路，以航天器姿態軌道測量信息為反饋量，控制器給出執行部件的指令，實現姿態機動或軌道機動等動作；“ODA”回路通過引入決策環節，以目標特征（如空間態勢感知中的目標航天器構型特征，對地遙感的大氣環境）等高層次信息作為反饋量，實現敏捷航天器在任務執行中針對不確定性進行及時自主調整。在上述基礎上，“OEDA”回路引入演化環節，根據在線場景理解信息，在航天器自身能力約束下對即將執行的空間任務的態勢發展進行推演，自組織軟硬件資源，應對不同目標和多種任務場景，有效提升航天器執行任務的泛化能力。

圖3 敏捷衛星控制系統結構變革框圖Fig.3 Structure transformation diagram of agile satellite control system

2.2 自主決策與協同規劃技術

敏捷航天器的自主決策與任務規劃本質為多約束條件下的目標任務尋優過程，需要考慮的因素包括：衛星能源獲取能力、姿態機動能力、成像最佳分辨率、載荷觀測約束、執行任務時序約束［50］，采用可靠的計算方法，可實現觀測任務的最大化規劃。

1）多約束快速任務規劃應用場景。從任務規劃需求來說，研究兼顧密集多點目標和區域目標的任務規劃方法，具備任務自主聚合功能，將相近的密集點目標合并為條帶目標或區域目標，優化觀測任務；采用敏捷衛星動中成像模式，實現單位時間內觀測任務效能大幅提升。從任務規劃算法層面，尋優算法（蜂群尋優、蟻群尋優）應進行輕量化處理，滿足空間環境下計算機有限算力的約束。任務規劃算法的可靠性、靈活性需進一步提升，為星載自主任務規劃系統的推廣應用提供技術支撐。

2）與載荷成像信息相結合的自主任務規劃應用場景。研究載荷圖像的在線自主識別方法，控制系統獲取載荷對地遙感圖像，自主識別其特征信息，并提取如云、雨等氣象信息，深林火情等自然災害信息，將載荷圖像中提取的特征信息納入任務規劃系統，為后續任務規劃提供約束；同時，控制系統自主決策對敏感區域（如自然災害區域）的任務規劃，實現對其持續觀測。

2.3 高性能部組件研制技術

敏捷航天器的控制系統是由結構、機械、電子、光學等多領域部組件組成的復雜系統。其控制性能由部組件的性能直接決定，具有明顯的時代特征。以姿態機動性能為例，第一代角動量交換機構（如動量）受部件結構、電氣等特性影響，其輸出力矩最大僅為亞牛米級，導致姿態機動角速度較慢；隨著執行機構的結構、電氣、軸承等技術發展，第二代大力矩輸出的角動量交換機構（如CMG）應運而生，其輸出力矩可達上千牛米，為敏捷航天器姿態大角度快速機動提供有力的支撐?？梢?，敏捷航天器的控制性能離不開部組件的發展。

1）高性能敏感器研制。需要從光學測量、誤差標校等方面進一步開展研究，提升星敏感器等的測量精度，實現毫角秒測量精度的星敏感器研制，進一步提升敏捷航天器的指向精度；從光纖結構布局設計、隨機誤差抑制等方面開展研究，提升光纖陀螺測量精度，實現大量程、高精度的光纖陀螺研制，進一步提升敏捷航天器的穩定度；研制具有全域監視與威脅感知能力的敏感器，實現對空間目標特性的自主識別，為空間態勢感知任務目標識別與提取提供支撐。

2）多核星載計算機研制。研制高主頻、多核星載計算機，滿足空間輻射、體積、質量、功耗等約束下的高性能運算需求，解決敏捷航天器智能控制算法高算力需求與現有星載計算機運算能力受限的矛盾。支持并行觸發計算，通過對硬件資源的靈活調度，滿足星載自主任務規劃對不確定性觀測目標及時動態規劃的高運算能力需求。

3）大力矩長壽命高性能CMG 研制。研究CMG高速軸承潤滑技術、高轉速穩定控制技術、低速框架動態高精度跟蹤技術，提升CMG 角動量、力矩包絡以及高精度力矩輸出能力。針對CMG 微振動特性，在整星結構設計方面，采用全系統擾動源傳遞與抑制一體化設計，在載荷端進行微振動隔離與抑制，降低CMG 微振動傳遞，提升敏捷航天器的高頻穩定度；在CMG 隔振方面，研制CMG 隔振裝置，進一步降低高頻擾動對載荷的影響。

3 結束語

經過多年的努力，敏捷航天器控制技術取得了巨大的進展，眾多研究人員在敏捷航天器控制領域開展了多年的理論方法研究和工程應用實踐。本文梳理了現有敏捷航天器控制技術在實際工程應用中的經驗和所面臨的挑戰，從路徑規劃、敏捷機動控制等方面歸納、總結了現有敏捷航天器控制技術研究現狀與應用情況，并提出了未來可能的技術發展建議。