光學遙感衛星精密敏捷成像控制技術綜述

曲友陽，鐘 興，戴 路，范林東，徐 開

（1.長光衛星技術股份有限公司，吉林 長春 130102；2.中國科學院 長春光學精密機械與物理研究所，吉林 長春 130033；3.中國科學院大學，北京 100049）

1 引言

隨著航天遙感技術的飛速發展，光學遙感衛星的空間分辨率、時間分辨率和光譜分辨率不斷提高［1］，成像功能逐漸多元化、靈巧化，不再局限于傳統的推掃成像功能，還擴展出單星同軌立體成像［2］、多目標多條帶成像［3-4］和靈巧沿跡成像［5］等功能。與此同時，光學遙感衛星成像能力的提升也對其姿態控制系統的性能提出了更高的要求，超穩定、超精確、超敏捷的精密敏捷控制是高分辨率光學遙感衛星實現多功能、高質量成像的重點技術。

高分辨率光學相機對衛星的姿態控制精度有著極高的要求。對于成像空間分辨率為0.5～1 m，軌道高度約為500～700 km 的光學遙感衛星，其姿態確定精度要達到0.002 7°，姿態指向精度和姿態穩定度要達到0.03°和0.001（°）/s。高分2 號衛星［6］的空間分辨率為0.81 m，姿態確定精度優于0.003°，姿態指向精度優于0.05°，姿態穩定度優于5.0×10-4（°）/s。世界先進的光學遙感衛星WorldView-4［7］的空間分辨率為0.46 m，姿態確定精度優于8.3×10-5°，姿態指向精度優于2.8×10-4°，姿態穩定度優于1.0×10-4（°）/s。此外，為了實現同軌立體成像、多目標多條帶成像功能，以及快速響應的應急成像任務，光學遙感衛星應具備敏捷姿態機動能力，以實現不同姿態間的快速調節。吉林一號高分02衛星［8］基于星載一體化設計技術，利用反作用飛輪（Reaction Wheel，RW）作為執行機構結合敏捷機動控制算法，可在40 s 內機動25°。Pleiades-1衛星［9］利用力矩輸出能力更強的控制力矩陀螺（Control Moment Gyro，CMG）作為執行機構，姿態機動60°僅需25 s。

高分辨率光學遙感衛星的成像能力與其姿態控制系統的性能息息相關，復雜成像功能的實現多受限于衛星的姿態機動能力，高質量的成像則被衛星的姿態確定與控制精度制約。在實際工程中，快速、準確、穩定的姿態控制是高分辨率光學遙感衛星設計的首要目標之一。然而，光學遙感衛星姿態控制系統面臨著復雜的物理約束［10-11］，執行機構的輸出力矩和響應速度約束限制了姿態機動能力，傳感器的測量精度約束限制了姿態確定精度，衛星模型參數的精度約束則會影響姿態控制的精度。另一方面，由于空間環境因素，衛星在軌運行過程中存在非受控的外部力矩，包括重力梯度力矩、剩磁力矩、氣動力矩和太陽光壓力矩［12-13］。此外，衛星姿態機動過程中也可能引發太陽帆板等撓性部件的振動，從而產生擾振力矩［14-15］。雖然這些干擾力矩量級較小，但對于無重力環境下的衛星姿態運動來說，仍會影響其姿態指向精度和姿態穩定度?？傮w而言，光學遙感衛星超穩定、超精確、超敏捷姿態控制系統的實現面臨諸多挑戰，需要綜合考慮成像系統需求、姿態控制系統配置和策略進行設計，利用先進的技術方法，在滿足成像系統基本需求的前提下，充分挖掘控制系統的能力。

本文對光學遙感衛星精密敏捷成像控制技術進行了系統性的分析與研究。首先，說明了超穩定、超精確、超敏捷的姿態控制性能對光學遙感衛星成像的意義。接著，介紹了衛星姿態控制系統的組成和原理，以此為基礎論述了每個部分的關鍵技術和最近進展。最后，結合當前光學遙感衛星的發展趨勢和工程需求，對光學遙感衛星一體化成像控制技術的發展給出了建議。

2 姿態控制性能與衛星成像

2.1 姿態機動能力與多功能成像

姿態敏捷機動能力對光學遙感衛星實現多功能成像至關重要，衛星的姿態機動能力越強，多功能成像模式獲取的遙感圖像范圍越大，質量越高。

2.1.1 多目標連續成像

多目標連續成像模式是在同一軌道周期內，通過連續調節衛星的側擺角度，對觀測范圍內的多個目標點進行連續推掃成像［16］，以提高光學遙感衛星的時間分辨率和觀測覆蓋率。但是，多目標成像模式非常依賴衛星的姿態機動能力［17］，以三目標點連續成像為例，多目標連續成像模式示意圖如圖1 所示。圖中有3 個期望的推掃成像目標點，當完成對目標點A的推掃成像后，衛星必須在規定的時間TBtrans內快速調節姿態使得光學相機指向目標點B，否將錯過對目標點B的觀測窗口?？傊?，衛星的姿態機動能力越強，在固定的衛星運行時間Torbit內可進行觀測的目標點就越多，獲取的成像數據越豐富。

圖1 多目標連續成像模式示意圖Fig.1 Schematic diagram of continuous multi-point imaging

2.1.2 同軌立體成像

光學遙感衛星通過兩次以上對同一地面目標進行不同角度的觀測成像，結合地面圖像處理可以獲取目標點的三維影像［18］。以雙視立體成像為例，同軌立體成像模式示意圖如圖2 所示。圖2 說明了利用單個光學相機，通過衛星俯仰軸姿態的快速機動實現同軌立體成像的基本原理。同軌立體成像縮短了立體像對的獲取時間間隔，影像環境差異小，成像效率高［2］，已成為獲取立體遙感圖像的重要手段。

圖2 同軌立體成像模式示意圖Fig.2 Schematic diagram of stereo imaging on same orbit

同軌立體成像模式下，衛星的成像過程分為前視與后視兩部分，其成像的時間關系為：

其中：Timage為前視和后視推掃成像的時間；Ttrans為衛星的姿態機動時間。衛星的姿態機動能力越強，Ttrans越短，則Timage越長，獲取的立體成像區域越廣。

2.1.3 多條帶成像

光學遙感衛星在白天降軌成像時，星下點軌跡自北向南。高分辨率光學遙感衛星的幅寬一般為15～50 km，對于東西跨度大、南北跨度小的成像目標點，單次成像任務無法實現區域覆蓋，需要通過多次拍攝和拼接才可完成區域的覆蓋成像任務。針對這一問題，衛星可通過快速的三軸姿態機動，連續對同一目標點進行多條帶成像，最后拼接成一幅數倍于單次推掃成像幅寬的遙感影像［4］。以三條帶成像為例，圖3 給出了多條帶成像模式示意圖，其姿態機動過程綜合了多目標連續成像和同軌立體成像，需要同時進行連續側擺和俯仰姿態機動，以對目標點進行前視左擺、正視和后視右擺成像，最終獲取三倍于衛星成像幅寬的遙感影像。三條帶成像的時間關系為：

圖3 多條帶成像模式示意圖Fig.3 Schematic diagram of multi-strip imaging

根據上述關系，姿態機動時間Ttrans應小于Torbit/2，否則衛星不具備多條帶成像的能力。在此基礎上，衛星的姿態機動時間越短，單個條帶的推掃成像時間越長，成像區域越大。

2.2 姿態確定精度與成像質量

高分辨率光學遙感衛星在軌獲取的圖像數據通過數傳任務傳輸至地面，此后需利用衛星的姿態信息將圖像數據拼接生產得到遙感圖像，因此，衛星平臺的姿態確定精度決定了遙感圖像的幾何精度［19］。姿態確定誤差分為系統誤差和隨機誤差。系統誤差主要是由星敏感器的光行差、安裝矩陣標定誤差和熱變形誤差組成，對于這類誤差，可以利用光行差修正和在軌標定的方法進行補償。隨機誤差主要是由星敏感器和陀螺儀的測量噪聲組成，是姿態測量誤差的主要因素。

根據姿態確定誤差與圖像幾何定位精度的數學模型［20］，結合吉林一號高分04 星的參數，分析了姿態確定誤差對圖像幾何定位精度的影響，結果如圖4 所示。如圖4（a）所示，圖像幾何精度同時受俯仰角誤差和成像時俯仰角的影響。當俯仰角為0°，俯仰角誤差為1″時，圖像沿軌方向的幾何定位誤差為2.6 m；俯仰角誤差為5″時，圖像沿軌方向的幾何定位誤差為13.0 m。若俯仰角增大到30°，5″俯仰角誤差對應的幾何定位誤差增大到17.3 m?？傮w而言，俯仰角誤差是影響圖像沿軌方向幾何定位精度的主要因素，基礎俯仰角起到誤差放大的作用，即俯仰角越大，相同俯仰角誤差導致的圖像幾何定位誤差越大。圖4（b）描述了滾轉角誤差對圖像垂軌方向幾何精度的影響，其規律與圖4（a）相似。

圖4 姿態確定誤差對圖像幾何精度的影響Fig.4 Influence of attitude determination errors on geometric positioning accuracy of image

偏航角誤差對圖像沿軌方向和垂軌方向幾何精度的影響分別如圖4（c）和圖4（d）所示。當偏航角誤差為1″，俯仰角為0°時，圖像沿軌方向的幾何定位誤差為0.037 m；當偏航角誤差增加到5″時，圖像沿軌方向的幾何定位誤差為0.18 m。偏航角誤差導致圖像垂軌方向的幾何定位誤差均小于10-5m?？傮w而言，偏航角誤差遠小于俯仰角誤差和滾轉角誤差對圖像幾何定位精度的影響，尤其是對圖像垂軌方向幾何精度的影響可以忽略不計。

2.3 姿態控制精度與成像質量

光學遙感衛星的成像質量可以利用調制傳遞函數（Modulation Transfer Function，MTF）來評估。高分辨率光學遙感衛星通常采用時間延遲積分成像的電荷耦合元件（Time Delay and Integration Charge-Coupled Device，TDICCD）設計光學載荷，其成像的MTF 受多方面因素的影響，包含光學設計、電子探測器、姿態指向誤差、姿態穩定度誤差和軌道高度變化等［21］。

在軌成像期間，衛星的姿態控制誤差會導致TDICCD 的電荷積累運動與地面軌跡在焦平面上的投影運動產生差異，使得衛星地面軌跡速度在相機焦平面上的投影，即像移速度與TDICCD的行轉移速度不一致；或是TDICCD 電荷的積累方向與圖像運動方向的夾角，即偏流角控制不準確，進而致使臨近的目標影像混疊，引起運動模糊，最終導致成像質量下降［22-24］。因此，姿態指向誤差和姿態穩定度誤差對高分辨率光學遙感衛星的成像質量尤為重要，與衛星沿軌和垂軌方向的成像質量息息相關［22，25］，直接決定了光學成像系統的動態MTF。

為了定量說明姿態控制精度對成像質量的影響，根據姿態控制誤差與成像MTF 的數學模型［22］，評估了姿態指向誤差和姿態穩定度誤差對光學遙感衛星圖像質量的影響。依次設置三軸姿態指向誤差為0.1°，0.2°和0.5°，計算對應的相移速度誤差ΔV和偏流角誤差Δβ，則衛星在垂軌和沿軌方向成像的MTF 分別為：

其中：MTFct，MTFat分別為垂軌和沿軌方向的成像MTF 值；N為TDI 成像的積分級數；f/fN為光學系統的歸一化頻率；V為衛星的飛行速度。

姿態指向誤差對圖像MTF 影響的分析結果如圖5 所示。從圖中可以觀察到，滾轉角誤差和俯仰角誤差對圖像的MTF 基本沒有影響；當偏航角誤差為0.1°，0.2°和0.5°時，圖像垂軌方向奈奎斯特頻率點的MTF 分別為0.998 5，0.954 8，0.737 3，偏航角誤差導致圖像垂軌方向的MTF嚴重衰減。這是由于偏航角的控制誤差直接對應成像的偏流角誤差，當偏流角誤差過大時，勢必會導致成像模糊，圖像的MTF 下降。

圖5 姿態指向誤差對圖像MTF 的影響Fig.5 Influence of attitude pointing errors on MTF of image

同理，依次設置衛星三軸姿態角速度誤差為0.001（°）/s，0.003（°）/s 和0.01（°）/s，同姿態指向誤差分析的方法一樣，分別計算不同角速度誤差情況下的相移速度誤差和偏流角誤差，并根據相移速度誤差和偏流角誤差計算衛星成像的MTF，得出姿態穩定度誤差對圖像MTF 的影響，結果如圖6 所示。從圖中可以觀察到，滾轉角速度誤差會嚴重影響垂軌方向的圖像質量，當滾轉角速度誤差為0.003（°）/s 時，圖像垂軌方向奈奎斯特頻率點的MTF 衰減為0.934 8；當滾轉角速度誤差增大到0.01（°）/s 時，MTF 衰減為0.420 1。俯仰角速度誤差則嚴重影響沿軌方向的圖像質量，當俯仰角速度誤差為0.003（°）/s時，圖像沿軌方向奈奎斯特頻率點的MTF 衰減為 0.934 3；當俯仰角速度誤差增大到0.01（°）/s 時，MTF 衰減為0.418 0。此外，不同偏航角速度誤差條件下，垂軌和沿軌方向的圖像MTF 幾乎不存在衰減，即偏航角速度誤差對圖像質量沒有明顯的影響。

圖6 姿態穩定度誤差對圖像MTF 的影響Fig.6 Influence of attitude stability errors on MTF of image

總體而言，為了保證高質量成像，衛星姿態控制系統需要著重關注偏航軸的姿態指向精度，滾轉和俯仰軸的姿態穩定度。對于滾轉和俯仰通道，可以設置較低的控制帶寬，加強對隨機噪聲的抑制作用，提高這兩個通道的姿態穩定度；而偏航通道可以設置較高的控制帶寬，加強系統的跟蹤控制能力和干擾抑制能力，提高姿態指向精度。

2.4 小 結

光學遙感衛星的成像控制需要關注姿態控制系統多個維度的控制指標，衛星的成像能力和成像質量與控制系統的姿態機動能力、姿態確定精度、姿態控制精度交叉耦合?？紤]到各項控制指標之間存在一定的制約關系，在控制系統的設計過程中，需要與衛星的成像需求緊密結合，分清各控制系統指標對衛星成像的重要性。在此基礎上，充分利用先進的精密敏捷姿態控制技術，兼顧姿態控制的敏捷性與精密性，確保多功能、高質量的衛星成像。

3 精密敏捷姿態控制

光學遙感衛星的姿態機動能力、姿態確定精度和姿態控制精度（姿態指向精度和姿態穩定度）是實現高質量、多功能多模式成像的基石。如圖7 所示，光學遙感衛星的姿態控制系統主要由四部分組成，包括精密敏捷姿態控制模塊（姿態確定單元，姿態規劃單元，姿態控制單元）、執行機構、姿態動力學和姿態傳感器（星敏感器，磁強計，太陽敏感器，陀螺儀）。姿態動力學表征了實際衛星的姿態運動規律，是精密敏捷姿態控制模塊設計的基礎。姿態傳感器測量衛星的姿態信息，通過姿態確定單元實現姿態四元數和姿態角速度的最優估計，并實時反饋給姿態控制單元。姿態控制單元根據姿態確定單元的反饋信息和姿態規劃單元的規劃信息，通過姿態控制算法生成控制信號發送給執行機構。最終，執行機構根據控制指令輸出對應的控制力矩，控制衛星沿著預定的姿態軌跡指向期望姿態。

圖7 衛星姿態控制系統結構Fig.7 Structure of satellite attitude control system

從圖7 中可以觀察到，衛星姿態控制系統中面臨著各類問題：姿態傳感器的測量信息包含噪聲，執行機構的輸出力矩和力矩響應速度存在約束，姿態動力學存在模型不確定性和外部擾動。這些問題限制了衛星的姿態機動能力，影響了衛星的姿態確定與控制精度，為高可靠、高精度、快機動的精密敏捷姿態控制技術實現帶來了巨大的挑戰?？傮w而言，在姿態傳感器和執行機構已經確定的前提下，光學遙感衛星姿態控制系統的精密性取決于姿態確定單元和姿態控制單元；敏捷性取決于姿態規劃單元和姿態控制單元。

3.1 精密姿態確定技術

高精度姿態確定信息在光學遙感衛星的姿態控制、任務執行和圖像解析中起著重要的作用。精密姿態確定技術可以分為三大類［26］：第一類為靜態姿態確定方法，利用代數方法和姿態傳感器信息直接進行姿態解算，得到旋轉變換矩陣或姿態四元數；第二類方法為動態姿態確定方法，根據衛星的姿態動力學，以姿態傳感器的測量信息為觀測值，利用卡爾曼濾波器或其他最優狀態估計方法得到姿態的最優估計值；第三類方法為復合姿態確定方法，是前兩類姿態確定方法的融合，將靜態姿態確定的信息作為觀測值，利用卡爾曼濾波器對姿態信息進行最優估計，以實現更高精度的姿態確定。

3.1.1 靜態姿態確定方法

星敏感器、磁強計和太陽敏感器等確定性姿態信息均存在一定的缺陷，如磁強計、太陽敏感器僅能獲取空間的單個姿態矢量信息，在解算衛星三軸姿態時存在奇異點，而星敏感器的光軸相比另外兩軸精度較差。通過靜態姿態確定方法將多個姿態矢量信息融合，能夠彌補單獨使用上述傳感器的缺陷。TRIAD 方法［27］是一種利用兩個矢量測量信息確定三軸姿態的靜態姿態確定方法，如利用磁強計、太陽敏感器測量衛星本體坐標系下的磁矢量和太陽矢量，可以確定中等精度的姿態信息［28］，實現可靠的對日定向姿態確定；利用兩個正交的星敏感器測量衛星本體坐標系下相互垂直的單位矢量，可以確定高精度的三軸姿態信息，有效克服了星敏感器光軸姿態精度低的問題。

然而，TRIAD 方法無法融合姿態向量中的全部信息，僅能實現次優的姿態確定［29］。此外，該方法僅能利用兩個姿態矢量確定姿態，即使存在多個姿態矢量也無法實現更高精度的姿態確定。Wahba 問題［30］的提出實現了兩個以上姿態測量矢量的加權解算，以確定最優的靜態姿態。這類姿態確定方法總體可以分為兩類，確定姿態四元數的四元數估計（Quaternion Estimator，QUEST）方法［31］，確定姿態矩陣的奇異值分解（Singular Value Decomposition，SVD）方法［32］和快速最優姿態矩陣（Fast Optimal Attitude Matrix，FOAM）方法［33］，廣泛應用于多維姿態矢量的加權求解，實現了高精度的靜態姿態確定。

3.1.2 動態姿態確定方法

動態姿態確定方法根據最優狀態估計理論，利用衛星的姿態動力學進行狀態預測，以傳感器的測量信息進行觀測修正，估計得到的姿態信息精度遠高于靜態姿態確定方法。文獻［34］利用衛星姿態運動學模型建立了姿態確定的過程模型，根據姿態旋轉變換矩陣建立了向量形式的觀測方程，結合粒子濾波器實現了快速收斂的高精度姿態估計。文獻［35］利用衛星的姿態運動學模型和陀螺的測量模型，建立了非線性姿態確定方程，結合擴展卡爾曼濾波器實現了中高精度的姿態確定，并準確估計了陀螺的零偏。上述兩種方法分別采用姿態旋轉矩陣和四元數直接作為狀態變量建立狀態方程，系統的非線度較高，難以兼顧運算效率和姿態確定精度。

誤差四元數形式的姿態確定模型［36］線性化誤差小，運行效率高。通過求解誤差四元數形式的微分方程，結合卡爾曼濾波器可以實現低復雜度、高精度的姿態確定。這類利用誤差四元數的方法統稱為乘型擴展卡爾曼濾波器（Multiply Extended Kalman Filter，MEKF）姿態確定方法［37-38］，已被廣泛應用于衛星的姿態確定與控制系統設計。針對使用星敏感器和陀螺儀的典型衛星姿態確定系統，文獻［39］利用MEKF 方法對衛星的姿態四元數和角速度進行了高精度估計，并分析了線性化誤差與姿態確定精度的關系，指出星敏感器的采樣頻率是影響模型線性化誤差的主要因素。文獻［40］提出了一種同時估計姿態狀態和傳感器測量誤差的MEKF 方法，在對地三軸穩定模式下，利用星載重力梯度儀和陀螺儀實現了角秒級的姿態確定精度。此外，針對使用低成本MEMS 陀螺儀的小型衛星，文獻［41］在經典MEKF 方法的基礎上，將衛星的姿態動力學模型融合到姿態確定算法中，實現了高精度的姿態確定。

3.1.3 復合姿態確定方法

復合姿態確定是利用靜態姿態確定方法的優勢進一步提升動態姿態確定精度的方法，其結構框圖如圖8 所示。通過靜態姿態確定方法，將星敏感器、磁強計和太陽敏感器等確定性姿態信息進行融合，直接提供姿態四元數作為卡爾曼濾波器的測量輸入，降低了觀測模型的復雜度和非線性度。同時，靜態姿態確定方法給定的姿態信息精度更高，信息量更加充足，可有效提高動態姿態確定的精度。

圖8 復合姿態確定方法結構框圖Fig.8 Structure diagram of composite attitude determination

文獻［42］利用QUEST 方法，根據星敏感器的恒星矢量觀測數據求解姿態四元數作為MEKF 方法的觀測輸入，實現了姿態確定誤差、陀螺零偏誤差和標度因數誤差的最優估計，確保了高精度的姿態確定。同樣地，文獻［43］利用Q 方法，根據姿態矢量觀測值解算姿態四元數，并平滑地融入MEKF 方法，有效簡化了非線性方程的求解和迭代計算過程，實現了平穩高效的姿態確定。為了進一步提升姿態確定系統的精度，文獻［32］和［44］利用SVD 方法求解得到靜態姿態信息及其誤差協方差矩陣，并分別作為卡爾曼濾波器的觀測輸入和觀測噪聲矩陣，實現了自適應的姿態狀態估計，保證了優良的姿態確定精度。

綜上所述，復合姿態確定方法不僅提升了衛星姿態確定的精度，還兼顧了系統的穩定性與運行效率。特別是利用靜態姿態確定方法提供觀測四元數和觀測噪聲矩陣，實現動態自適應姿態估計的方法，是未來進一步提高姿態確定精度的研究方向。

3.2 精密姿態控制技術

空間環境干擾、轉動慣量參數不確定性、執行機構力矩誤差等問題是影響衛星姿態控制精度的主要因素。在大角度姿態機動過程中，控制模型的耦合特性會嚴重影響姿態控制的收斂速度與穩定度。因此，精密姿態控制的研究重點是要確保姿態控制器具備解耦控制、及抑制干擾和模型參數不確定性影響的能力。

3.2.1 干擾觀測控制方法

衛星的外部干擾會直接導致姿態控制誤差，甚至影響系統的穩定性。積分控制雖然可以補償時不變干擾的影響，但是它對動態時變干擾的抑制能力有限。在經典控制理論中，干擾（包括時不變和時變干擾）的抑制能力通過控制系統的開環增益來表征，系統的穩態誤差為干擾幅值與系統開環增益的比值。然而，增大開環增益意味著增大系統的控制帶寬，實際的工程系統中受限于計算機的運算能力、傳感器的測量能力和執行機構的響應能力，控制帶寬不可能無限制增大，從而限制了系統對于干擾的抑制能力。

基于干擾觀測器的控制（Disturbance Observer Based Control，DOBC）及其相關方法在各控制領域得到了廣泛的研究和應用［45-46］。這類方法的核心思想是將系統的擾動及模型參數不確定性視為集中干擾，利用干擾觀測器［46］或擴張狀態觀測器［47］對總的干擾進行估計，通過前饋控制減弱甚至直接消除干擾的影響，最終實現精確的跟蹤控制［48］。文獻［49］利用干擾觀測器，精準估計了執行機構故障、參數不確定和外部干擾的總擾動，并通過反饋控制抑制了集中干擾的影響。為了進一步提升干擾的抑制能力，文獻［50］設計了一種干擾觀測器和自抗擾控制相結合的抗干擾強化控制方法，通過兩種方法的優勢互補，進一步增強了干擾的抑制能力，提高了姿態控制系統的性能。文獻［51］利用線性矩陣不等式，實現了干擾觀測器和魯棒控制器的聯合設計，在模型參數不確定性、測量誤差和執行器故障條件下確保了優良的姿態跟蹤控制性能。

3.2.2 魯棒自適應控制方法

魯棒自適應控制方法（Robust Adaptive Control，RAC）通過實時調節控制器參數來抑制干擾和模型不確定性引發的控制誤差［52］。相比干擾觀測控制方法，自適應控制方法利用其學習調節特性，在處理慢變擾動和衛星轉動慣量參數不確定的問題上更具優勢［53］，確保了高性能的跟蹤控制和良好的穩定性。針對存在未知外部擾動的航天器姿態控制問題，文獻［54］利用功率積分技術設計了自適應控制器，抑制了干擾的影響并保證了姿態控制的平穩性。針對存在慣量不確定性的航天器控制問題，文獻［55］建立了質心變化導致慣量時變的姿態動力學，利用自適應技術的學習能力設計了復合自適應控制器，實現了姿態跟蹤控制誤差的有限時間收斂。

此外，自適應控制方法可以利用神經網絡［56］或模糊邏輯［57］逼近估計未知的模型特性和外部干擾，提高控制系統的瞬態性能；也可以通過迭代學習方法不斷學習優化控制參數［58］，使得固定應用場景的控制性能達到最優［59］。文獻［60］利用神經網絡逼近衛星的未知模態，結合滑?？刂评碚摌嬙炝松窠涀赃m應觀測器，準確估計了未知模態，并用于反饋控制器的設計。文獻［61］利用自適應T-S 模糊邏輯結合干擾觀測器，抑制了多源干擾對航天器姿態的影響，實現了高精度的姿態跟蹤控制。文獻［62］提出了一種自適應迭代學習控制方法，通過不斷迭代更新控制器參數，可以有效地處理初始對準誤差和慣量不確定問題，確保高性能的動態跟蹤控制，適用于立體成像和多條帶成像這類固定角度機動的成像控制場景。

3.2.3 滑?？刂品椒?/p>

滑?？刂品椒ǎ⊿liding Mode Control，SMC）在處理非參數不確定性以及高頻率外部擾動問題上更具優勢，可保證控制系統狀態的有限時間收斂，結構簡單穩定性強［63］。針對航天器存在模型不確定性和外部擾動下的姿態控制問題，文獻［64］利用預設性能理論，結合滑?？刂茖崿F了姿態的有限時間收斂，并通過三軸氣浮臺對所提方法進行了驗證。針對航天器的執行機構故障問題，文獻［65］利用非奇異終端滑?？刂坪陀邢迺r間干擾觀測器實現了全局穩定控制，有效地抑制了瞬態執行機構故障的影響，表現出優良的穩定性。為了進一步提升控制系統的性能，文獻［66］綜合自適應控制方法和滑?？刂品椒ǖ膬瀯?，提出了航天器姿軌一體化自適應滑?？刂品椒?，實現了高精度的姿態軌道聯合控制。

然而，滑?？刂破髦蟹柡瘮淀椛傻那袚Q控制會導致高頻抖振問題，嚴重影響高分辨率遙感衛星的成像質量。工程上一般利用飽和函數或者雙曲正切函數替換符號函數解決抖振問題［67］，但是一定程度上會降低系統的穩定性［68］。隨著滑?？刂评碚摰陌l展，Levant 提出了高階滑?？刂品椒ǎ?9］，可以在保證系統魯棒性的前提下解決滑?？刂频亩墩駟栴}。文獻［70］利用二階滑?？刂品椒ㄔO計了準連續趨近控制器，在航天器存在執行機構故障和外部干擾的條件下實現了高精度的姿態控制，并有效地抑制了滑?？刂频亩墩?。文獻［71］利用自適應控制的低控制增益特性，提出了一種連續的自適應二階滑?？刂品椒?，在保證狀態變量快速收斂的同時，更加有效地降低了控制抖振。

綜上所述，為了實現衛星姿態的精密控制，在系統設計過程中，要重點關注干擾和模型參數不確定性的抑制及多輸入多輸出的解耦控制問題。干擾觀測控制、自適應控制和滑?？刂萍夹g具備實現精密姿態跟蹤控制的能力，但是相對缺乏工程應用經驗。在后續研究中，可汲取上述控制方法的優勢，逐步與經典控制方法相融合，以基準控制器結合附加控制器的控制框架進行系統設計（如比例微分控制結合干擾觀測器），在確保穩定可靠的前提下，不斷提升衛星姿態控制的性能。

3.3 敏捷姿態控制技術

光學遙感衛星實現敏捷姿態控制的方法可以分為兩個技術途徑：第一種是配置可以輸出大力矩的控制力矩陀螺，縮短衛星姿態機動過程中的角速度加減速過程，提高衛星的姿態機動能力；第二種是對于配置反作用飛輪的衛星系統，通過對姿態機動路徑進行規劃，最大限度挖掘反作用飛輪的控制能力，實現姿態的敏捷機動。

3.3.1 基于控制力矩陀螺的敏捷姿態控制

控制力矩陀螺由飛輪安裝在伺服框架上構成，利用伺服框架調整動量輪的方位，進而產生陀螺力矩。由于控制力矩陀螺具備大力矩、低功耗、控制速度范圍廣、動態響應特性高的特點，被廣泛應用于衛星的敏捷姿態控制［72-73］。

控制力矩陀螺在控制過程中存在奇異點，其操縱率是控制系統設計的重點與難點。文獻［73］提出了一種控制力矩陀螺和反作用飛輪協同的混合執行機構控制方法，利用控制力矩陀螺的強大能力確保系統的敏捷機動特性，結合反作用飛輪規避了奇異控制問題，顯著提高了航天器的動態性能與穩態精度。文獻［74］研究了基于單框架定轉速控制力矩陀螺的航天器自適應姿態控制，不僅規避了控制奇異點，還保證了轉動慣量時變和執行機構非對準條件下的姿態控制性能。文獻［75］提出了一種力矩最優控制方法，通過設置最優的控制力矩陀螺初始框架角，實現了最短姿態路徑的機動控制，該控制方法成功應用于典型光學遙感衛星的多點成像任務，證明了其優越的機動性能和穩定性。

3.3.2 基于姿態規劃的敏捷姿態控制

小型光學遙感衛星由于成本、體積和質量的限制，姿態控制系統多采用反作用飛輪作為執行機構。相比于控制力矩陀螺，反作用飛輪雖然控制力矩較小，但是具備隔振系統簡單、可靠性高和成本低廉的優點。在小控制力矩條件下，對姿態機動路徑進行規劃并設計合理的控制器可以有效提高衛星的姿態機動能力［76］。

基于姿態機動路徑規劃的思想，小型月球探測器［77］執行對月成像任務期間，設計了一種Bang Coast Bang 姿態路徑規劃方法，將角加速度劃分為加速、勻速和減速三段，結合PID 控制器實現了反作用飛輪角動量和控制力矩受限條件下的大角度敏捷機動控制。為了提高Bang-Bang邏輯姿態軌跡的平穩性，文獻［78］借鑒軌道控制的霍曼轉移方式優化姿態的加減速過程，實現了平穩的近時間最優姿態機動控制。為了實現模型參數不確定和外部干擾條件下的敏捷姿態控制，文獻［8］提出了一種控制能力約束條件下的姿態規劃方法，結合專用的魯棒干擾觀測控制器，實現了光學遙感衛星精密敏捷的姿態控制，可高效完成多目標點成像任務。

總體而言，基于姿態機動路徑規劃的控制方法可在控制能力受限的條件下，實現優越的姿態機動性能，具有更大的研究價值和潛力。在今后的研究中，可將姿態機動路徑規劃與干擾觀測控制、自適應控制和滑?？刂频确椒ňo密結合，以確保衛星姿態控制系統能夠同時具備精密性和敏捷性。

3.4 小 結

本節以模塊化的形式，從姿態確定單元，姿態規劃單元和姿態控制單元三個方面對光學遙感衛星精密敏捷姿態控制的關鍵技術和最新進展進行了概要介紹。特別注意的是，部分先進方法仍處于探索階段，在實際工程中，需要針對具體需求和實際問題開展研究和分析，以成熟技術為基礎，逐步利用先進技術設計精密敏捷的姿態控制系統，促進高質量、智能化的成像控制系統發展。

4 一體化成像控制技術研究展望

光學遙感衛星控制系統的姿態確定單元、姿態規劃單元和姿態控制單元相互耦合，共同決定姿態控制的快速性、準確定和穩定性。圖9 總結了基于干擾觀測的精密敏捷控制方法，詳細說明了在傳感器精度約束、執行機構能力約束、空間環境干擾約束下的精密敏捷控制框架?？傮w而言，控制系統的設計要充分考慮成像任務需求以及面臨的實際問題，協調平衡各個單元，從總體設計的角度對精密敏捷姿態控制系統進行一體化設計。

圖9 基于干擾觀測的精密敏捷控制結構框圖Fig.9 Structure diagram of disturbance observer-based precision and agile control

4.1 成像控制系統優化設計

光學遙感衛星控制系統的部組件是根據經驗選定的，利用仿真技術進行迭代分析和設計，以滿足成像任務的需求。隨著低成本、多功能和集成化的衛星設計發展，傳統的設計方法已無法兼顧各個指標要求。針對利用卡爾曼濾波器實現多傳感器數據融合的算法框架，文獻［79］利用凸優化方法，在滿足給定估計誤差約束的前提下確定最優的傳感器參數，解決了總體指標約束下的低成本傳感器選型問題。

從成像任務的需求出發構建成像控制的整體模型，優化系統設計，具備巨大的應用價值。首先，根據成像任務的需求，明確對衛星精密性與敏捷性的性能指標。同時，根據衛星控制系統的組成，建立精確的傳感器、執行機構和衛星姿態動力學模型，結合姿態確定與控制原理，分析衛星傳感器、執行機構、姿態確定與控制方法對系統性能指標的影響因數。在此基礎上，構建控制系統與精密性和敏捷性指標的整體模型，全面理解控制系統各單元和部組件與總體指標之間的關系。最后，以成像任務分解的控制指標要求作為系統約束，以凸優化方法或迭代學習方法優化系統傳感器、執行機構的參數，在低系統成本的條件下滿足成像系統需求，確保高質量成像。

4.2 多源姿態信息融合

姿態確定系統的主要傳感器包括確定性姿態傳感器（星敏感器，磁強計，太陽敏感器）和角速度傳感器（陀螺儀）。姿態確定方法則可以分為兩個技術途徑：對于配置確定性姿態傳感器和陀螺儀的系統，根據衛星的姿態運動學方程，利用卡爾曼濾波器進行數據融合確定姿態；對于無陀螺儀的系統，根據衛星的姿態運動學和動力學方程，以執行機構的控制力矩作為輸入信息進行姿態預測，確定性姿態傳感器的測量姿態作為觀測信息，利用卡爾曼濾波器同時確定高精度的姿態和角速度估計信息。

從姿態確定精度、收斂速度和成本等方面來看，上述兩個技術途徑各有優缺點。此外，現有研究更多地關注姿態確定方法本身的設計，缺乏對傳感器特性的認識和系統性的理解。為了進一步提升現有姿態確定系統的精度和可靠性，根據最優狀態估計理論，將上述兩個技術途徑的優點互補，建立一個高維姿態確定模型，將系統已有的測量信息充分結合衛星的姿態運動學和動力學方程。如圖9 所示的姿態確定方法結構框圖，描述了利用衛星的姿態動力學和反作用飛輪的控制力矩信息預測衛星的姿態狀態。同時，利用靜態姿態確定方法提供高精度的姿態四元數觀測信息，利用陀螺儀提供角速度觀測信息。最后，通過MEKF 方法實現多源姿態及相關信息的數據融合，不僅可以提高姿態確定系統的精度，還可在部分傳感器故障的條件下保證系統的可靠性。

4.3 姿態與執行器一體化控制

根據圖9 可知，精密敏捷姿態控制模塊的輸出為發送給執行機構的控制信號，執行機構根據控制信號輸出控制力矩操控衛星的姿態，因此執行機構的能力是決定姿態控制系統性能的關鍵因素。在文獻［8］中，姿態規劃單元通過規劃姿態機動路徑來匹配反作用飛輪的控制能力約束，最大限度地發揮系統潛在能力，實現敏捷機動控制。

反作用飛輪本身為一個電機閉環控制系統，姿態控制與電機控制分別單獨設計時，兩者之間必然存在著一定的控制性能不匹配，這在一定程度上會降低整體控制性能，而現有的設計方法并未關注此問題。為了進一步改進衛星姿態控制系統的精密性和敏捷性，應建立衛星姿態與反作用飛輪電機一體化的控制系統模型，逐步設計衛星姿態外環控制器、內環控制器，反作用飛輪轉速環控制器和電流環控制器，實現綜合協調的姿態與執行器一體化控制。

5 結論

光學遙感衛星姿態控制系統的精密性與敏捷性是多功能、高質量成像的關鍵，如何在復雜的約束條件下實現高性能的姿態控制，是光學遙感衛星研制的關鍵。本文從衛星成像的角度出發，分別論述了姿態機動能力與復雜成像功能、姿態確定精度與圖像幾何精度、姿態控制精度與成像傳遞函數的關系，分析了超穩定、超精確、超敏捷控制對多功能、高時效、高分辨率成像的意義?；诔上窨刂菩枨?，將衛星姿態控制系統分為姿態規劃單元、姿態確定單元和姿態控制單元三部分，深入論述了各個單元涉及的關鍵技術和最新進展，對相應的技術及其應用進行了深入的探討和總結。為了充分挖掘衛星姿態控制系統潛能，進一步提升成像控制系統的性能，應充分發揮集成化設計的技術優勢，在明確姿態控制系統各單元耦合關系的基礎上，建立統一的控制系統模型，采用綜合協調的思想，從精密敏捷姿態控制系統一體化設計方面進行深入研究，推動低成本、高可靠、高性能成像控制系統的發展。