遙感衛(wèi)星高精度高穩(wěn)定度控制技術(shù)

邊志強，蔡陳生，呂 旺，沈毅力

（1.上海衛(wèi)星工程研究所，上海 200240；2.上海航天控制技術(shù)研究所，上海 200233）

0 引言

遙感衛(wèi)星的主要任務(wù)是為用戶連續(xù)提供高質(zhì)量的地球遙感信息，其應(yīng)用范圍涉及地球資源普查與詳查、地理測繪、軍事偵察等領(lǐng)域，在國民經(jīng)濟和國防建設(shè)中發(fā)揮了不可替代的作用。未來遙感衛(wèi)星逐漸向高空間分辨率、高定位精度、高時間分辨率、高輻射精度、全天時、全天候訪問、多頻段測量的方向發(fā)展，這對衛(wèi)星平臺控制精度和穩(wěn)定度提出了很高的要求。遙感衛(wèi)星在軌運行期間，衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)的主要任務(wù)是實現(xiàn)衛(wèi)星三軸穩(wěn)定定向控制或進行角度機動控制，其控制精度直接關(guān)系衛(wèi)星成像的質(zhì)量，尤其是對衛(wèi)星的姿態(tài)穩(wěn)定度要求嚴格。本文從遙感衛(wèi)星高精度與高穩(wěn)定度控制出發(fā)，分析了高精度高穩(wěn)定度控制技術(shù)的應(yīng)用和發(fā)展，對撓性多體衛(wèi)星動力學分析與控制、高精度姿態(tài)確定，以及在軌辨識等關(guān)鍵控制技術(shù)進行了綜述。

1 典型高精度控制技術(shù)應(yīng)用

1.1 高穩(wěn)定度多撓性衛(wèi)星控制

遙感衛(wèi)星多攜帶大面陣撓性太陽帆板、大量的晃動液體燃料和大孔徑撓性通信天線，其特點是整星撓性大、低頻模態(tài)密集、模態(tài)耦合程度高、結(jié)構(gòu)阻尼小等。撓性體一旦受到某種激振力的作用，其大幅度的振動可延續(xù)很長時間，而且會與星上轉(zhuǎn)動部件產(chǎn)生耦合振動。這將影響衛(wèi)星的正常工作，如姿態(tài)穩(wěn)定度和指向精度等，最終對遙感衛(wèi)星的成像質(zhì)量和定位精度產(chǎn)生負面影響。目前，國內(nèi)外對高穩(wěn)定度多撓性衛(wèi)星控制技術(shù)的應(yīng)用已十分廣泛。

遙感衛(wèi)星姿態(tài)控制的技術(shù)指標主要有指向精度、穩(wěn)定度／長期穩(wěn)定度、抖動／短期穩(wěn)定度、姿態(tài)確定精度和姿態(tài)機動能力等。哈勃太空望遠鏡（HST）的質(zhì)量11.6t，長13.3m，直徑4.3m，攜帶大面陣太陽帆板，指向精度為0.01″，姿態(tài)穩(wěn)定度要求在數(shù)小時內(nèi)鏡像在焦面的穩(wěn)定度誤差不超過0.007″，在 18min內(nèi)完 成 90°姿態(tài) 機動［1－2］。美國Landsat－7衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)的正常模式考慮了撓性、干擾和噪聲的影響，采用了基于飛輪執(zhí)行機構(gòu)的PID控制，指向精度為0.01°～0.05°，姿態(tài)穩(wěn)定度10－6～10－4（°）／s，姿態(tài)測量方案使用捷聯(lián)式星跟蹤器2個和捷聯(lián)式速率積分陀螺1套，用直接匹配法識別恒星，由六維卡爾曼濾波器進行姿態(tài)估計和陀螺的常值漂移標定［3］。

法國的SPOT衛(wèi)星可從高度832km拍攝分辨率優(yōu)于10m的照片，其控制要求為姿態(tài)測量中地球敏感器0.1°，太陽敏感器0.05°；速率測量中積分陀螺1×10－4（°）／s；指 向 精 度 0.15°（頻 率 低 于0.001Hz）、姿態(tài)穩(wěn)定度8×10－4～5×10－4（°）／s（頻率高于0.001Hz）。SPOT－4衛(wèi)星控制系統(tǒng)存在大量撓性模態(tài)，設(shè)計中充分考慮了模態(tài)參數(shù)、耦合系數(shù)和干擾的影響，除采用經(jīng)典控制技術(shù)外，還曾考慮用LQG／LTR控制、H∞控制方法等獲取控制系統(tǒng)的魯棒性［4］。

日本的高級陸地觀測衛(wèi)星（ALOS）質(zhì)量4t，有22m單翼太陽電池陣、9m相控陣雷達和2m數(shù)據(jù)中繼天線撓性附件3個，其姿態(tài)穩(wěn)定度指標為滾動、偏航短期2×10－5（°）／0.37ms，俯仰1×10－5（°）／0.37ms；長期穩(wěn)定度三軸2×10－4（°）／5s（中繼天線無轉(zhuǎn)動）或4×10－4（°）／5s（中繼天線轉(zhuǎn)動）。在軌三軸指向精度為4×10－4（°）［5－6］。在姿軌控系統(tǒng)的設(shè)計中，采用了多種平臺及地面系統(tǒng)技術(shù)，其中包括低階撓性模態(tài)的相位穩(wěn)定、高增益輪伺服回路、天線指向控制的主動式衰減、精確的協(xié)同控制和參數(shù)識別、反作用力輪角速度偏移、太陽帆板驅(qū)動裝置和基于星體跟蹤儀的姿態(tài)控制等技術(shù)。

我國東三衛(wèi)星平臺的指向精度約0.15°，姿態(tài)穩(wěn)定度約1×10－3（°）／s；風云三號極軌氣象衛(wèi)星攜帶單翼大面陣太陽帆板，星上有大型撓性旋轉(zhuǎn)載荷進行掃描，設(shè)計采用基于撓性衛(wèi)星在軌模態(tài)識別和地面模態(tài)試驗結(jié)果的聯(lián)合修正方法，在軌指向精度0.15°、姿態(tài)穩(wěn)定度優(yōu)于3×10－3（°）／s。我國正在研制的新一代靜止軌道氣象衛(wèi)星，將攜帶大面陣太陽帆板和大量液體燃料，掃描輻射計和大氣垂直探測儀兩臺載荷同時掃描工作，其設(shè)計指標為指向精度0.01°，三軸姿態(tài)穩(wěn)定度優(yōu)于5×10－4（°）／s。

1.2 快速機動控制

為增大遙感衛(wèi)星的成像幅寬，對突發(fā)事件地區(qū)實施即時觀測，或通過衛(wèi)星沿軌跡方向的前視和后視實現(xiàn)同軌立體成像，對衛(wèi)星快速機動能力提出了嚴格的要求［7］。如美國增強型成像系統(tǒng)（EIS）在高級光學成像偵察衛(wèi)星的基礎(chǔ)上稍作變動，增加了成像雷達，衛(wèi)星質(zhì)量20t，配備大控制力矩陀螺（CMG），具有側(cè)擺機動能力。俄羅斯ARKON衛(wèi)星的質(zhì)量約6t，具有20°左右側(cè)擺能力，在其運行高度可使星上相機對在距離星下點1 000km范圍內(nèi)的多個目標區(qū)進行成像，也能對同一目標進行多視角觀測。法國太陽神衛(wèi)星的質(zhì)量2.5t，可在25s內(nèi)完成60°姿態(tài)機動。QuickBird－2衛(wèi)星是迄今為止分辨率最高的商業(yè)遙感衛(wèi)星，可繞滾動和俯仰軸機動±30°而避免太陽光直射星敏感器，且能由4個高精密、低干擾飛輪在45s內(nèi)實現(xiàn)機動48°［8］。

中國資源三號衛(wèi)星裝載了三線陣測繪相機和多光譜相機，可提供幅寬大于51km、分辨率2.1m全色／5.8m的多光譜平面影像和3.5m的立體影像，具有±32°側(cè)擺觀測能力，指向精度0.05°～0.10°，姿態(tài)穩(wěn)定度2×10－4～1×10－3（°）／s。海洋二號衛(wèi)星指向精度優(yōu)于0.1°，姿態(tài)穩(wěn)定度優(yōu)于1×10－3（°）／s，具有小角度機動能力［9］。

1.3 高精度姿態(tài)確定

衛(wèi)星平臺的姿態(tài)確定信息作為遙感數(shù)據(jù)幾何糾正的輸入量，其精度直接決定了遙感圖像地面定位的精度，且常作為影響最大的一項因素，因此高精度姿態(tài)確定技術(shù)在遙感衛(wèi)星領(lǐng)域得到了廣泛應(yīng)用?？禅B－2（QuickBird－2）衛(wèi)星攜帶全球成像系統(tǒng)－2000（BGIS－2000），可 提 供 分 辨 率 0.82m、地 面 幅 寬22km的全色圖像和分辨率3.28m的多光譜圖像，衛(wèi)星指向精度每軸小于0.5mrad（3σ），姿態(tài)穩(wěn)定度小于10μrad／s（3σ），星上配置了 CT－601星跟蹤器2臺和LCGA－20環(huán)形激光陀螺提供濾波后的姿態(tài)信息，姿態(tài)確定精度為15μrad（3σ）［8、10］。ALOS衛(wèi)星能實現(xiàn)地面三維分辨率2.5m與全球數(shù)據(jù)采集，其姿態(tài)確定精度為星上1″、地面0.5″，由星敏感器、在軌辨識、用于姿態(tài)四元數(shù)估計的擴展卡爾曼濾波算法等技術(shù)實現(xiàn)［6］。

資源三號衛(wèi)星要求在無地面控制點的定位精度100m，有控制點的平面定位精度25m，高程精度5m。星上配有高精度陀螺（漂移誤差0.02（°）／h）和3臺高精度星敏感器（精度優(yōu)于5″），依靠星上高精度陀螺和星敏感器數(shù)據(jù)實時確定高精度姿態(tài)，有星敏感器、陀螺下傳的測量數(shù)據(jù)事后高精度相對定姿兩種實現(xiàn)方案，其事后姿態(tài)處理精度優(yōu)于1″（1σ）的指標要求［9］。

1.4 自主智能控制

為搶占未來太空的制高點，先進空間國家在其宇航計劃中增大了對智能自主控制技術(shù)的投入。歐空局從20世紀70年代開始就一直瞄準借助于在軌高級無人自主控制技術(shù)趕超美國和前蘇聯(lián)。NASA早在1988年制定的空間政策和計劃中就確定了包括人工智能、智能控制和魯棒多變量自適應(yīng)控制等8項關(guān)鍵技術(shù)。美國空軍2025年計劃、美國航天司令部2020年長期規(guī)劃，以及NASA新盛世計劃均將智能自主技術(shù)放在首位。新盛世計劃的目標之一是研制自主航天器，旨在使航天器能自主完成制導、導航和控制（GNC）、數(shù)據(jù)處理、故障判斷和部分重構(gòu)與維修，從而顯著減少對地面測控、通信等支持系統(tǒng)的依賴［11］。

美國對智能自主控制技術(shù)領(lǐng)域的研究在國際上處于領(lǐng)先地位，主要研究機構(gòu)有戈達德空間飛行中心、海軍研究院、JPL實驗室、馬歇爾空間飛行中心、蘭利研究中心等。NASA早在20世紀90年代初就應(yīng)用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)開展空間站分級式智能控制研究，并進行了成功的物理模擬實驗［12］。洛·馬公司制造的通信衛(wèi)星，不僅能實現(xiàn)小故障時保證自主正常運行，大故障時能轉(zhuǎn)入安全模式確保生存，而且能在中斷正常工作2h內(nèi)恢復到正常工作模式［7］。作為NASA新盛世計劃的先導，1998年10月24日發(fā)射的深空1號探測器，將智能自主控制技術(shù)全面推到了新水平。亞毫米波天文衛(wèi)星通過地面裝載在處理器中的預編指令實現(xiàn)航天器自主運行，最壞情況下航天器的設(shè)計可保證在與地面失去聯(lián)系時間28h的條件下實現(xiàn)自主運行而不危及正常運行［7］。

20世紀90年代初，俄羅斯就成功應(yīng)用自適應(yīng)技術(shù)以控制偵察衛(wèi)星的燃料晃動與帆板振動，且早已實現(xiàn)聯(lián)盟號飛船與和平號空間站自主交會對接；俄羅斯第四代偵察衛(wèi)星等航天器采用了變參數(shù)非線性自適應(yīng)控制抑制撓性振動和液體晃動；前蘇聯(lián)在1987年就采用智能控制技術(shù)對太陽帆板的撓性振動進行了有效抑制，節(jié)省燃料90%［13－14］。

日本最早提出了智能計算機研究計劃，長期致力于機器智能在空間的應(yīng)用。日本研究了將模糊邏輯控制技術(shù)用于推力器控制邏輯選擇，并提出了減法和加法兩種方案。日本在1997年11月28日發(fā)射的ETS－VII技術(shù)試驗衛(wèi)星，于1998年7月7日圓滿地進行了國際上第一次全自主交會對接。日本的ETS－VIII技術(shù)試驗衛(wèi)星采用了加速度計測量大型展開天線（基頻0.1Hz）和太陽帆板（基頻0.08 Hz）的結(jié)構(gòu)參數(shù)，并進行在軌辨識和自適應(yīng)控制。

我國雖然也實現(xiàn)了自主姿態(tài)控制，但控制指標與國外同類衛(wèi)星相比還有差距。目前國內(nèi)在航天器型號工程中已經(jīng)實現(xiàn)在軌自主姿態(tài)確定與控制，部分采用了故障隔離、診斷和系統(tǒng)重構(gòu)等智能化技術(shù)，收到了良好效果，另還將全系數(shù)自適應(yīng)控制方法創(chuàng)造性地用于飛船返回再入落點預報，實際飛行結(jié)果表明其預報精度達到世界先進水平。

1.5 發(fā)展趨勢

未來遙感衛(wèi)星多攜帶大面陣撓性太陽帆板、多種運動載荷，撓性振動、運動部件與整星動力學耦合，力學特性復雜；需要快速頻繁機動以便于在軌觀測；需要通過高精度姿態(tài)以實現(xiàn)圖像高精度定位；光學有效載荷對高頻振動敏感，需要抑制高頻振動等。這些特點決定了未來遙感衛(wèi)星控制技術(shù)的發(fā)展趨勢。

1.5.1 撓性衛(wèi)星高穩(wěn)定度控制

目前，美、法、日等航天發(fā)達國家并未徹底解決甚高精度姿態(tài)控制問題，該技術(shù)還處在積極探索和發(fā)展中，其中有代表性的是美國NASA于20世紀90年代開始的控制與結(jié)構(gòu)系統(tǒng)相互作用技術(shù)計劃［8］。該計劃的長期努力目標是：對任意輸入和機動，使航天器動態(tài)響應(yīng)幅值減少50%，且系統(tǒng)質(zhì)量增加最少；采用寬帶寬控制系統(tǒng)使控制和指向能力改進數(shù)個量級；航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)在軌性能的幅值、頻率、時間和穩(wěn)定性等指標預測精確至90%；發(fā)展控制系統(tǒng)的優(yōu)化建模、分析和設(shè)計方法；通過分析和試驗提高對飛行系統(tǒng)性能的驗證能力［15］。

1.5.2 大型撓性衛(wèi)星快速機動與快速穩(wěn)定控制

為滿足對地觀測衛(wèi)星的觀測范圍和實時性要求，部分任務(wù)要求星體在短時間內(nèi)快速側(cè)傾并大角度俯仰機動，在達到目標角執(zhí)行任務(wù)時對姿態(tài)和姿態(tài)角速度有很高的精度要求。如低軌遙感衛(wèi)星在80s內(nèi)實現(xiàn)70°大角度機動，機動最大角速度不小于4（°）／s，姿態(tài)穩(wěn)定度優(yōu)于10－4（°）／s；高軌遙感衛(wèi)星進行快速小角度機動實現(xiàn)短時間內(nèi)大范圍的高分辨率觀測。

1.5.3 高精度姿態(tài)確定

姿態(tài)確定精度直接決定了圖像定位精度的高低。甚高分辨率對地觀測衛(wèi)星和測繪衛(wèi)星有重要的軍用價值，是武器系統(tǒng)精確打擊目標的有力支持。在精確打擊中，目標偵察與精確定位是提高命中精度的基礎(chǔ)。甚高分辨率偵查衛(wèi)星立體測繪衛(wèi)星對姿態(tài)姿態(tài)確定精度一般優(yōu)于0.5″（1σ）。

1.5.4 衛(wèi)星在軌自主智能控制技術(shù)

實現(xiàn)衛(wèi)星自主運行，對減輕地面測控負擔、降低衛(wèi)星運行成本和提高衛(wèi)星生存能力等有重要意義，這是航天科學技術(shù)發(fā)展的趨勢。未來衛(wèi)星的復雜程度越來越高，對可靠性的要求也越來越高，這對航天器自主診斷、系統(tǒng)重構(gòu)與容錯控制技術(shù)提出了更高的要求。我國需針對未來大型衛(wèi)星控制技術(shù)的發(fā)展趨勢，對完善自主姿態(tài)確定、自主導航、自主控制、自主故障檢測、識別、定位和系統(tǒng)重構(gòu)等進行研究。

2 關(guān)鍵技術(shù)

隨著遙感衛(wèi)星技術(shù)不斷發(fā)展，衛(wèi)星結(jié)構(gòu)更復雜，撓性附件運動、結(jié)構(gòu)振動和液體晃動相互影響，各種運動的耦合程度較高。衛(wèi)星設(shè)計壽命不斷延長，對可靠性也提出了更高要求。面對更復雜的衛(wèi)星動力學特性和控制系統(tǒng)，更高的控制精度、可靠性和魯棒性要求，撓性多體衛(wèi)星結(jié)構(gòu)－控制一體化、高精度姿態(tài)確定及衛(wèi)星在軌辨識等關(guān)鍵技術(shù)成為了研究焦點。

2.1 撓性多體衛(wèi)星結(jié)構(gòu)－控制一體化設(shè)計

為使衛(wèi)星的控制實際可行、機動性與可靠性高，要求衛(wèi)星的結(jié)構(gòu)與力學特性要合理，構(gòu)形的選擇、結(jié)構(gòu)的設(shè)計利于控制系統(tǒng)。目前，研究者高度重視撓性多體動力學控制問題，并運用新的控制理論和控制技術(shù)進行結(jié)構(gòu)－控制一體化設(shè)計，進行高精度的數(shù)學建模、地面試驗驗證以及在軌辨識等，取得了很好的成果。

a）衛(wèi)星建模

在撓性多體衛(wèi)星動力學建模中，引入了撓性結(jié)構(gòu)振動模態(tài)，包括剛體模態(tài)和彈性模態(tài)，使撓性動力學模型成為高階多自由度系統(tǒng)，受控制系統(tǒng)可控可觀性限制，能控的自由度有限，因此撓性動力學分析和控制設(shè)計必須對模型進行降階，包括部件級模態(tài)階段和系統(tǒng)級模型降階［15］。迄今，大部分復雜衛(wèi)星屬于低頻模態(tài)不太密集的撓性結(jié)構(gòu)系統(tǒng)。對可能出現(xiàn)的剛度低、撓性大、阻尼小、基頻低和模態(tài)密集的空間大型撓性結(jié)構(gòu)，必須將部件級降階與系統(tǒng)降階和結(jié)構(gòu)級降階結(jié)合。對撓性多體衛(wèi)星的工程建模必須與控制緊密結(jié)合，由控制要求簡化模型，用控制效果驗證模型的有效與可行。

b）衛(wèi)星結(jié)構(gòu)控制

從控制對象特點來說，較簡單的情況是撓性附件與中心剛體的控制，控制目的是使中心剛體姿態(tài)角與姿態(tài)角速度達到指標要求。至于撓性模態(tài)振動，只要不嚴重影響中心體運動或在指標范圍內(nèi)能衰減即可。因此，控制策略的要點是使撓性模態(tài)運動對中心剛體控制系統(tǒng)的耦合盡量小，即設(shè)法避開撓性振動的影響，使控制系統(tǒng)的頻帶帶寬與模態(tài)頻率隔離（一般要求控制系統(tǒng)帶寬較撓性模態(tài)的基頻低1個量級）。常用的控制算法是帶結(jié)構(gòu)濾波器的PID控制，其優(yōu)點是易實現(xiàn)，典型代表是HST的控制系統(tǒng)［2］。NASA在地面對結(jié)構(gòu)撓性及各種干擾、噪聲進行了大量的分析，但HST入軌后出現(xiàn)了意料外的干擾：進出陰影區(qū)時太陽帆板不均勻熱變形引起的太陽帆板振動使姿態(tài)控制系統(tǒng)不能滿足給定的性能要求。這暴露了結(jié)構(gòu)濾波器的PID控制系統(tǒng)跟蹤突變干擾的能力較差和魯棒性較差的缺點。

隨著衛(wèi)星結(jié)構(gòu)越來越復雜，控制要求越來越高，且空間環(huán)境惡劣，各種因素相互耦合，控制對象的撓性特性不斷發(fā)生變化，現(xiàn)有的控制方案已很難滿足任務(wù)的需要，撓性結(jié)構(gòu)控制逐漸成為高穩(wěn)定度控制技術(shù)的重心，迅猛發(fā)展的控制新理論、新技術(shù)獲得了研究者的關(guān)注。目前應(yīng)用較多的有狀態(tài)空間、多變量頻域設(shè)計方法，如獨立模態(tài)空間設(shè)計法、最小增益極點配置、前饋控制＋反饋控制、自適應(yīng)濾波的前饋控制、H∞控制等。

c）星載旋轉(zhuǎn)部件與整星動力學耦合控制

星載旋轉(zhuǎn)部件主要有太陽帆板驅(qū)動機構(gòu)、飛輪和各種旋轉(zhuǎn)載荷等。由于材料、加工、裝配等原因，轉(zhuǎn)動部件存在由不均勻的質(zhì)量分布、不期望的裝配間隙等引起轉(zhuǎn)速波動和動不平衡，由此產(chǎn)生的干擾力矩若與撓性附件振動相互耦合，則會引起衛(wèi)星平臺的穩(wěn)定性變差，進而影響載荷觀測和其他系統(tǒng)工作正常。

美陸地觀測衛(wèi)星－4的觀測儀器旋轉(zhuǎn)部件因受衛(wèi)星振動的干擾產(chǎn)生微小振動，圖像質(zhì)量明顯下降；國際通信衛(wèi)星V號（Intelsat V）－F2南太陽帆板在軌工作中曾出現(xiàn)旋轉(zhuǎn)中斷數(shù)分鐘或停止轉(zhuǎn)動，主要原因是太陽帆板的撓性振動與步進電機的振蕩相互耦合［16］。我國的衛(wèi)星發(fā)生過此類問題，HY－1衛(wèi)星發(fā)射入軌后，由衛(wèi)星姿態(tài)角遙測數(shù)據(jù)發(fā)現(xiàn)：水色儀轉(zhuǎn)動機構(gòu)未開機時衛(wèi)星姿態(tài)角呈基本平穩(wěn)狀態(tài)，僅略有微小波動；水色儀轉(zhuǎn)動機構(gòu)開機時，伴隨電機的轉(zhuǎn)動衛(wèi)星姿態(tài)角和姿態(tài)角速度均有較大的反應(yīng)，滾動和偏航姿態(tài)角速度呈快速周期變化，可視為星體出現(xiàn)一定頻率的抖動，幅值（遙測顯示值）為0.02～0.06（°）／s，并隨星下點的緯度而變；水色儀關(guān)機后，該振動消失。經(jīng)分析，水色儀與撓性太陽帆板存在動力學耦合，帆板的撓性振動對水色儀轉(zhuǎn)動機構(gòu)的運動產(chǎn)生了影響，表現(xiàn)為驅(qū)動電流變化增大、運行狀態(tài)不穩(wěn)，嚴重時產(chǎn)生失步［17］。某衛(wèi)星大型旋轉(zhuǎn)載荷動不平衡殘余產(chǎn)生較大的干擾力矩，同時撓性太陽帆板－星體組合結(jié)構(gòu)頻率與載荷旋轉(zhuǎn)頻率接近，則干擾會被放大，對衛(wèi)星姿態(tài)產(chǎn)生較大擾動，影響載荷的正常工作［18］。

因此，一方面需提高旋轉(zhuǎn)部件的動力學建模、動平衡檢測與控制的精度，減小旋轉(zhuǎn)部件運動產(chǎn)生的干擾力矩，并使轉(zhuǎn)動頻率避開撓性附件模態(tài)頻率；另一方面采用前饋補償控制、輸入成形振動等先進控制方法抑制撓性太陽帆板的振動［16、19］。

2.2 衛(wèi)星在軌試驗

一般情況下，通過地面試驗和有限元法數(shù)字仿真辨識衛(wèi)星動力學特性，將整星分解為多個構(gòu)件，利用子結(jié)構(gòu)振動試驗和模態(tài)綜合法獲取模型和參數(shù)，在此辨識基礎(chǔ)上，設(shè)計姿態(tài)控制系統(tǒng)。隨著衛(wèi)星的大型化、撓性化和多體化，就不能忽略衛(wèi)星在宇宙空間與在地面所處的重力、大氣影響、支撐等環(huán)境的差異。有必要利用在軌飛行數(shù)據(jù)和系統(tǒng)辨識方法，對撓性多體衛(wèi)星結(jié)構(gòu)模態(tài)、干擾力矩等參數(shù)進行辨識，因此研究高精度在軌辨識技術(shù)不可或缺。

圖1 衛(wèi)星動力學模型與模態(tài)試驗流程Fig.1 Satellite dynamics model and modal experiment process

撓性衛(wèi)星姿態(tài)控制以及快速準確的姿態(tài)機動控制中的關(guān)鍵步驟是在軌辨識。在軌辨識在國外尚屬于較新的技術(shù)，第一次利用在軌辨識技術(shù)的航天器是美國的木星探測器（Galileo），在控制器設(shè)計中采用了陷波濾波器。為精確獲知衛(wèi)星的關(guān)鍵模態(tài)參數(shù)，1993年1月20日進行的在軌離線辨識過程中，輸入采用執(zhí)行機構(gòu)的脈沖信號，輸出為速率陀螺測量的角速率，用FFT算法對頻率低于15Hz撓性模態(tài)進行了開環(huán)辨識。1994年1月對HST進行了27h的周期干擾模型在軌辨識試驗，用FFT方法辨識外部周期干擾，對衛(wèi)星遭受周期干擾時姿態(tài)控制系統(tǒng)的輸出信號（速率陀螺測量的角速度）進行采樣（采樣頻率40Hz），對采樣后信號作FFT變換，其最大幅值對應(yīng)頻率等于系統(tǒng)的主要頻率，即衛(wèi)星姿態(tài)的主要振蕩頻率。因該頻率是由外界干擾激發(fā)的，故就是干擾對應(yīng)的頻率。通過在軌辨識試驗，不僅辨識出HST視軸負向正對太陽和視軸負向垂直太陽兩種姿態(tài)下的主要干擾頻率，還意外發(fā)現(xiàn)了在地面試驗中未激勵出的多個撓性模態(tài)，引起撓性振動的主要是高頻模態(tài)，而不是地面試驗中認為的0.1Hz撓性模態(tài)。根據(jù)在軌試驗，可確定主要模態(tài)的形狀，如頻率0.1Hz的模態(tài)主要是平面外彎曲模態(tài)［1－2］。

日本ETS－VI衛(wèi)星辨識試驗采用衛(wèi)星反作用噴氣產(chǎn)生輸入力矩，形成能充分激勵衛(wèi)星撓性模態(tài)的信號，由加速度計、姿態(tài)和姿態(tài)角速度測量儀器給出輸出信號。ETS－VIII衛(wèi)星辨識試驗利用衛(wèi)星卸載時的輸入輸出數(shù)據(jù)，采用子空間方法進行在軌離線辨識，修正控制器參數(shù)，提高控制精度。研究表明采用此法可精確提取撓性振型和剛性振型的模態(tài)參數(shù)［20］。ALOS衛(wèi)星利用多種精確測量敏感器（64Hz的加速度計9個，675Hz的抖動傳感器1個，1Hz三頭星體跟蹤儀1個，10Hz慣性基準裝置1個）的在軌測量值評估衛(wèi)星姿態(tài)特性及性能，對太陽帆板驅(qū)動、數(shù)傳中繼通信天線驅(qū)動和反作用飛輪工作引起的動力學運動及擾動進行了在軌辨識試驗，辨識結(jié)果顯示了預期的和未預期的特性。設(shè)計者利用精確測量敏感器和在軌分析結(jié)果，重新修正了整星動力學模型，并2次更新控制律，衛(wèi)星姿態(tài)穩(wěn)定度提高了20%，有效改進了衛(wèi)星的姿態(tài)穩(wěn)定性［5］。

在軌辨識技術(shù)能對復雜衛(wèi)星動力學的數(shù)學模型進行高精度修正，為提高衛(wèi)星控制精度提供了重要手段，有望成為高精度衛(wèi)星控制系統(tǒng)的組成部分。

2.3 高精度姿態(tài)確定

遙感衛(wèi)星對控制精度、圖像定位精度的要求越來越高，而衛(wèi)星姿態(tài)確定精度是控制精度和圖像定位精度的重要誤差源之一，衛(wèi)星姿態(tài)確定是高精度高穩(wěn)定度控制的一項關(guān)鍵技術(shù)。影響高精度姿態(tài)確定精度的有姿態(tài)敏感器測量精度、濾波算法、敏感器布局設(shè)計、姿態(tài)敏感器在軌熱變形等。

a）高精度姿態(tài)敏感器和濾波算法

目前國內(nèi)外多用星敏感器和陀螺組合實現(xiàn)高精度姿態(tài)確定（見表1），而姿態(tài)敏感器的硬件很大程度決定了姿態(tài)確定精度的高低。目前，國外星敏感器的精度已達3″，如法國SODERN公司的SED36（用于Pleiades衛(wèi)星）噪聲等效角（NEA）為3.6″；一體化HYDRA星敏感器NEA為2.6″，一些小視場星敏精度優(yōu)于1″；美國Ball公司HAST星敏感器精度0.6″。光纖陀螺因壽命長、高精度、數(shù)字化等特點而獲得了廣泛應(yīng)用，法國IXSEA公司光纖陀螺已用于高軌通信衛(wèi)星、科學衛(wèi)星和低軌地球觀測衛(wèi)星，隨機漂移指標0.001（°）／h，Pleiades衛(wèi)星的高性能光纖陀螺的隨機游走0.000 15（°）／h1／2。

按ESA標準，根據(jù)誤差變化周期的不同，星敏感器誤差分為常值偏差、低頻誤差（LFE）、NEA。常值偏差可通過在軌恒星敏感標定，NEA可通過陀螺數(shù)據(jù)進行濾波抑制，指標可適當放寬。低頻誤差分成兩類：一是表現(xiàn)為熱變形誤差的軌道誤差，由軌道周期性變化引起；另一是視場觀測誤差（天區(qū)誤差），由被敏感的恒星位置變化引起的包括星表誤差、恒星殘余標定系數(shù)等。低頻誤差難以修正，很大程度決定了衛(wèi)星姿態(tài)基準，選型時應(yīng)將LFE作為重點指標。陀螺誤差主要包括常值漂移、隨機漂移和隨機游走系數(shù)三部分，隨機漂移是低頻慢變誤差，隨機游走是陀螺高頻誤差。在衛(wèi)星姿軌控系統(tǒng)中，大角度姿態(tài)機動或衛(wèi)星入軌段的姿態(tài)調(diào)整范圍較大時，主要考慮隨機漂移指標；衛(wèi)星在軌穩(wěn)態(tài)運行時，高精度姿態(tài)確定主要考慮隨機游走指標，因短時間內(nèi)星敏感器測量值能修正陀螺漂移。

陀螺與星敏感器組成的高精度姿態(tài)確定系統(tǒng)中，利用陀螺的輸出構(gòu)成姿態(tài)預估器，星敏的輸出用于姿態(tài)濾波修正，同時對陀螺漂移進行估計和補償。擴展卡爾曼濾波（EKF）是非線性系統(tǒng)常用的一種遞推濾波算法，將非線性系統(tǒng)線性化后用近似方法解決非線性問題，是基于準確的動力學模型最優(yōu)誤差估計算法。影響EKF姿態(tài)確定精度的因素主要有系統(tǒng)模型的線性化誤差、敏感器模型及噪聲統(tǒng)計特性、敏感器的采樣頻率、初始誤差、濾波參數(shù)等［21－22］。

表1 部分高精度衛(wèi)星姿態(tài)確定方案設(shè)計Tab.1 Several design of attitude determination of high accuracy satellite

b）姿態(tài)敏感器布局設(shè)計

當衛(wèi)星軌道為低軌、低傾角軌道，軌道面進動速率快，衛(wèi)星的光照條件、陰影時間變化大，導致星上光學敏感器的布局約束條件多、濾波算法復雜。美國TRMM衛(wèi)星因地平儀在軌道特定位置受到太陽和月亮的干擾，滾動姿態(tài)會出現(xiàn)跳變，影響了姿態(tài)測量精度，其星上采用的卡爾曼濾波由于軌道的進動導致確定的姿態(tài)與實際姿態(tài)出現(xiàn)了最大0.2°的偏差，后經(jīng)地面校正才解決了卡爾曼濾波精度問題［23］。為避免出現(xiàn)同樣的狀況，須對部分特殊衛(wèi)星軌道特性導致的姿控敏感器（特別是地平儀和星敏等光學敏感器）布局約束條件和相應(yīng)的姿態(tài)確定算法進行研究。

c）有效載荷與姿態(tài)敏感器熱變形一體化補償控制

根據(jù)美國靜止軌道GOES衛(wèi)星在軌經(jīng)驗，星上光學載荷熱形變量達到1 000μrad時，熱形變導致掃描鏡光軸的長周期變化嚴重影響圖像定位精度（定位誤差增大30km），需對熱形變產(chǎn)生的光軸指向誤差進行控制與補償［24］。部分高精度衛(wèi)星采用有效載荷和星敏感器熱變形一體化安裝的方法，兩者共用一個安裝面或?qū)⒆藨B(tài)敏感器安裝在有效載荷上，在軌熱變形大小、方向基本保持一致。因此，實現(xiàn)有效載荷基準的姿態(tài)測量是姿態(tài)確定的最終目標，需探索姿態(tài)敏感器基準與有效載荷基準間相對變化的規(guī)律，針對影響兩基準關(guān)系的形變、振動、抖動等因素，開展測量機理和方法、敏感器配置優(yōu)化、數(shù)據(jù)處理方法等研究［25］。

3 實現(xiàn)途徑

3.1 撓性多體衛(wèi)星動力學建模仿真及地面試驗驗證

遙感衛(wèi)星的撓性多體動力學特性和試驗驗證技術(shù)可分為以下三個技術(shù)層次。

a）撓性多體衛(wèi)星動力學建模與仿真

步驟一般為：首先用有限元軟件分析各類撓性部件模態(tài)，分別給出各類撓性附件的模態(tài)參數(shù)、模態(tài)振型和慣量矩陣等；然后用撓性動力學分析軟件計算耦合動力學參數(shù)；最后對耦合參數(shù)的準確性進行慣性完備性檢驗，還包括用模態(tài)有效質(zhì)量進行對比驗證，并從工程和物理概念分析振動振型對衛(wèi)星平動和轉(zhuǎn)動的影響，尤其要注意由于構(gòu)形相對衛(wèi)星質(zhì)心的不對稱產(chǎn)生的附加耦合影響等。如圖2所示。

在衛(wèi)星撓性多體動力學設(shè)計過程中，仿真環(huán)節(jié)必不可少。撓性多體衛(wèi)星動力學仿真任務(wù)涉及的專業(yè)學科主要有多體動力學、運動學、材料學、結(jié)構(gòu)動力學等。針對不同學科，采取Adams，Matlab，Nastran／Patran等仿真軟件建模，利用多學科聯(lián)合仿真，可有效解決動力學分析中撓性多體復雜系統(tǒng)仿真問題。在分析衛(wèi)星及撓性附件結(jié)構(gòu)模態(tài)時，以往只針對一階模態(tài)進行分析和設(shè)計控制系統(tǒng)，但對衛(wèi)星高精度高穩(wěn)定度控制需分析至少5階的結(jié)構(gòu)模態(tài)。

圖2 撓性多體衛(wèi)星動力學研究流程Fig.2 Process of flexible multi－body satellite dynamic studying

b）基于大型氣浮平臺的衛(wèi)星結(jié)構(gòu)辨識

在地面進行整星結(jié)構(gòu)模態(tài)辨識試驗時，很難模擬空間零重力的力學環(huán)境，設(shè)計抵消掉地球重力的設(shè)備是進行試驗驗證的前提條件。撓性衛(wèi)星的結(jié)構(gòu)辨識物理試驗系統(tǒng)，主要以氣浮平臺（如圖3所示）為結(jié)構(gòu)基礎(chǔ)，氣浮裝置通過產(chǎn)生壓縮氣流支撐衛(wèi)星系統(tǒng)以抵消重力，模擬零重力環(huán)境中衛(wèi)星系統(tǒng)的自由漂移；衛(wèi)星結(jié)構(gòu)模型及其太陽帆板等附件，在氣浮臺運動或附加外界干擾力矩后，會產(chǎn)生模擬太空真實情況的振動狀態(tài)，進而測定出零重力環(huán)境中的衛(wèi)星結(jié)構(gòu)模態(tài)。

衛(wèi)星結(jié)構(gòu)模態(tài)辨識可分為頻域辨識和時域辨識兩大類。頻域辨識的模型用傳遞函數(shù)描述，典型的有正弦掃描法和譜分析法。時域模型辨識的模型一般用狀態(tài)空間模型或輸入輸出模型描述，典型方法有最小二乘法和系統(tǒng)實現(xiàn)法等。如正弦掃描法和譜分析方法在美國的伽利略航天器上獲得了應(yīng)用，系統(tǒng)實現(xiàn)方法在日本的ETS－VI和美國的MIT實驗室模型上得到了檢驗［26］。

圖3 基于氣浮平臺的衛(wèi)星結(jié)構(gòu)辨識試驗系統(tǒng)Fig.3 Tlexible multi－body satellite dynamic testing system based on gas－lubricated stage

c）大型旋轉(zhuǎn)運動載荷動平衡檢測與控制

為滿足遙感任務(wù)需要，需配置大型旋轉(zhuǎn)運動載荷，對其動平衡特性如不能進行有效的高精度動平衡控制，如轉(zhuǎn)動體總成質(zhì)心偏離旋轉(zhuǎn)軸線則由質(zhì)心偏心產(chǎn)生干擾力矩，而轉(zhuǎn)動體總成相對轉(zhuǎn)軸的慣性積不為零則由慣性積引起干擾力矩。過大的殘余干擾力矩會擾動衛(wèi)星姿態(tài)，影響姿態(tài)穩(wěn)定度。

基于建立的衛(wèi)星多體撓性姿態(tài)動力學模型，利用動平衡檢測和控制技術(shù)控制轉(zhuǎn)動體殘余干擾力矩，按誤差識別、靜平衡試驗、轉(zhuǎn)動部分動平衡試驗、整機動平衡試驗和校驗等步驟實現(xiàn)轉(zhuǎn)動體的動平衡檢測與控制，減小由轉(zhuǎn)動體動不平衡產(chǎn)生的干擾力矩。實際工程應(yīng)用表明該動平衡檢測與控制方法的效果較好［18］。

3.2 撓性多體衛(wèi)星姿態(tài)控制

衛(wèi)星控制系統(tǒng)中常用的經(jīng)典控制方法主要是帶濾波器的PID控制，但缺點是跟蹤突變干擾的能力和魯棒性等較差。為實現(xiàn)衛(wèi)星的高精度高穩(wěn)定度控制，有必要研究其他撓性結(jié)構(gòu)控制方法。

a）H∞控制

基本要點是選擇一控制器，使從不確定因素（包括干擾、不確定參數(shù)）至系統(tǒng)輸出的傳遞函數(shù)的功率極小化，實現(xiàn)容許某些誤差的目的。其優(yōu)點是控制系統(tǒng)魯棒性好，缺點是魯棒控制不可能完全消除誤差影響，不能使真實控制系統(tǒng)的指標達到最優(yōu)；此外H∞控制器階數(shù)一般很高。

針對HST進出陰影區(qū)時太陽帆板振動問題，NASA對控制系統(tǒng)重新設(shè)計，用解析H∞多輸入多輸出回路成型方法，進一步提高了控制指標。該方法在出現(xiàn)太陽帆板擾動的低頻范圍內(nèi)獲得靈敏度函數(shù)的衰減，降低擾動對太空望遠鏡的影響；在干擾衰減的同時盡可能提高系統(tǒng)對模型不確定性的魯棒性。仿真結(jié)果表明：H∞的擾動抑制作用效果較好，較SAGA－II方法多提供了20dB的擾動衰減。改進期間還采用了模型參考降階技術(shù)、LQG控制方法、H∞方法、協(xié)方差控制法，以及雙模擾動補償先進等現(xiàn)代控制理論［1］。

法國對SPOT衛(wèi)星進行了線性二次高斯／回路傳遞復現(xiàn)（LQG／LTR）控制方法研究。與經(jīng)典控制技術(shù)相比，LQG／LTR能有效抑制干擾，但該方法是針對太陽帆板的某個特定位置設(shè)計的，當帆板位置變化時需改變控制參數(shù)。為解決衛(wèi)星多種不確定性，考慮采用H∞方法。應(yīng)用一個簡單模型：將衛(wèi)星視作一剛體，太陽帆板作為撓性附件，衛(wèi)星模型中含阻尼非常弱的零極點、參數(shù)不確定性和動力學變化。在此基礎(chǔ)上開展了H∞控制方法研究，通過求解互質(zhì)因子、魯棒鎮(zhèn)定等問題得到控制器，用μ分析驗證系統(tǒng)在撓性模態(tài)頻率不確定時的魯棒性。對完整模型的時域仿真結(jié)果表明：用一固定H∞控制器能在全軌道上穩(wěn)定衛(wèi)星姿態(tài)并保證系統(tǒng)性能指標達到設(shè)計要求［4］。

b）自適應(yīng)濾波前饋控制

該方法最先用于噪聲控制，自20世紀80年代拓展至結(jié)構(gòu)振動控制，近年來又被用于智能結(jié)構(gòu)的振動控制，以抵消外擾引起的受控對象的響應(yīng)為出發(fā)點，基本點是設(shè)計自適應(yīng)濾波器，其輸出通過執(zhí)行機構(gòu)產(chǎn)生控制力（力矩）作用于受控對象，使受控對象中對振動水平有一定要求的位置上的響應(yīng)與外擾在這些位置上的響應(yīng)抵消，實現(xiàn)消除或減少受控對象振動。

現(xiàn)代衛(wèi)星一般帶大型旋轉(zhuǎn)運動部件、撓性天線（如靜止軌道微波氣象衛(wèi)星天線口徑3m，電子偵察衛(wèi)星天線為幾十米等）和太陽帆板。當驅(qū)動這些運動部件時，會產(chǎn)生外干擾力矩，作用于衛(wèi)星本體將影響衛(wèi)星的姿態(tài)精度。為保持姿態(tài)精度，必須消除這種干擾。一般采用飛輪進行前饋補償，即根據(jù)運動體運動方程計算驅(qū)動產(chǎn)生的外干擾，在運動部件驅(qū)動過程中實時驅(qū)動飛輪消除外干擾，既不提高姿態(tài)控制系統(tǒng)的反饋增益又抑制姿態(tài)變化［27］。

對撓性體衛(wèi)星，姿態(tài)機動過程中可激起帆板撓性振動，此振動會影響衛(wèi)星姿態(tài)，嚴重時將導致系統(tǒng)不穩(wěn)定，故機動過程中的振動抑制尤為重要。國外對撓性結(jié)構(gòu)衛(wèi)星的大角度姿態(tài)機動提出了控制方法，其中應(yīng)用廣泛的是輸入成型方法。輸入成型是指由脈沖系列與一定的期望輸入相卷積，所形成的指令作為系統(tǒng)的輸入控制系統(tǒng)運動。其中：期望的輸入根據(jù)系統(tǒng)的剛體運動要求得到，可保證實現(xiàn)剛體運動；脈沖系列根據(jù)振動系統(tǒng)的頻率和阻尼得到，用于抑制振動。脈沖系列中各脈沖的幅值和作用時間通過求解一定的約束方程組（如對余留振動幅值的約束、對魯棒性的約束、對成型器時間長度的約束等）得到。實際上，輸入成型是一種特殊的指令成型技術(shù)，用脈沖系列將期望的指令成為新的系統(tǒng)輸入，實質(zhì)是一種前饋控制。

HST姿態(tài)控制方法體現(xiàn)了當前航天器三軸穩(wěn)定控制技術(shù)的最高水平。在足夠精確的模型基礎(chǔ)上應(yīng)用經(jīng)典控制理論能由并不復雜的控制器實現(xiàn)航天器高精度姿態(tài)控制，但從長遠角度看，應(yīng)用先進控制理論更利于解決未來面臨的更復雜和更困難的控制問題。另外，HST事例說明，僅靠地面設(shè)計不一定能保證航天飛行任務(wù)的順利完成。因此，航天器姿控系統(tǒng)的設(shè)計在條件許可時應(yīng)延伸至在軌運行階段，在軌進行必要的測試和辨識，根據(jù)飛行數(shù)據(jù)對原始控制方案進行優(yōu)化以確保達到甚至超過預定的系統(tǒng)性能要求。

3.3 衛(wèi)星結(jié)構(gòu)模態(tài)和干擾力矩在軌辨識

衛(wèi)星的不確定性因素客觀存在，在軌辨識技術(shù)是解決不確定性影響下高精度高穩(wěn)定度控制問題，提高衛(wèi)星穩(wěn)定運行能力的關(guān)鍵技術(shù)。為滿足進一步提升衛(wèi)星姿態(tài)控制精度的需要，用現(xiàn)代辨識理論對在軌衛(wèi)星模態(tài)、干擾力矩、轉(zhuǎn)動慣量、敏感器和執(zhí)行機構(gòu)噪聲等特性參數(shù)辨識進行研究，為在軌或后續(xù)衛(wèi)星前饋控制參數(shù)修正、衛(wèi)星動力學模型修正等提供參考。

a）自由響應(yīng)模態(tài)辨識

衛(wèi)星在展開太陽帆板后的一段時間內(nèi)，衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)一般處于關(guān)閉狀態(tài)，以免消耗過多的燃料。上述情形相當于衛(wèi)星在初始時刻受到了一種輸入擾動，然后輸入擾動消除；衛(wèi)星姿態(tài)輸出可認為是開環(huán)自由響應(yīng)，它包含了撓性模態(tài)參數(shù)信息，利用這種自由響應(yīng)可進行模態(tài)參數(shù)辨識。在軌進行衛(wèi)星撓性附件的模態(tài)辨識，能對地面試驗驗證情況進行檢驗和性能評價。

b）穩(wěn)態(tài)響應(yīng)的干擾力矩辨識

不失一般性，考慮衛(wèi)星俯仰軸干擾模型進行辨識。可利用特征系統(tǒng)實現(xiàn)算法確定其離散時間狀態(tài)空間模型，進而確定干擾頻率的估值。若衛(wèi)星閉環(huán)控制系統(tǒng)的傳遞函數(shù)已知，則可進一步確定干擾的幅值和相位。

星上執(zhí)行機構(gòu)（如飛輪）和各種敏感器（星敏、陀螺）的數(shù)學模型和噪聲特性也可通過在軌數(shù)據(jù)進行辨識。如三浮陀螺的噪聲特性為有色噪聲，光纖陀螺噪聲特性近似為白噪聲，通過時間序列分析法分析在軌數(shù)據(jù)分析陀螺噪聲的相關(guān)時間、狀態(tài)噪聲協(xié)方差矩陣等。

3.4 高精度姿態(tài)確定技術(shù)

遙感衛(wèi)星圖像定位中，與軌道誤差相比，姿態(tài)誤差對定位精度的影響更大。衛(wèi)星的姿態(tài)確定精度取決于姿態(tài)敏感器硬件水平和濾波算法。在甚高精度姿態(tài)測量中，目前我國國產(chǎn)星敏感器最高精度20″，較國外1″精度還有差距；陀螺隨機漂移0.01（°）／h，與國外陀螺精度水平相差甚遠。因此，受到硬件的限制，改進衛(wèi)星姿態(tài)確定算法及軟件處理技術(shù)成為提高國產(chǎn)衛(wèi)星姿態(tài)確定精度的主要途徑。

a）基于陀螺和星敏感器的高精度姿態(tài)確定

目前，國內(nèi)外高精度衛(wèi)星多采用陀螺與星敏感器組合進行姿態(tài)確定，精度為角秒量級。因受星載計算機運算能力的限制，不可能在軌進行實時計算，故一般采用定增益卡爾曼次優(yōu)濾波算法，在地面將設(shè)計的濾波增益矩陣加載到星載計算機中?？柭鼮V波算法是一種基于準確模型的最優(yōu)估計算法，敏感器噪聲統(tǒng)計特性的準確性對姿態(tài)確定精度有很大影響，而地面測定的噪聲特性與在軌有很大差異，可利用在軌辨識方法對敏感器的噪聲特性進行辨識，重新設(shè)計濾波增益矩陣并通過在軌注數(shù)修改，以提高姿態(tài)確定的精度。

b）基于衛(wèi)星動力學模型估計的高精度姿態(tài)確定

由于陀螺造價高、在軌壽命短等因素，設(shè)計無陀螺的高精度姿態(tài)確定系統(tǒng)變得十分有意義。利用衛(wèi)星動力學模型估計（如圖4所示）衛(wèi)星姿態(tài)角度，確定的姿態(tài)用于高頻姿態(tài)信息，而星敏感器姿態(tài)用于低頻姿態(tài)信息，利用最終的姿態(tài)估值設(shè)置每個濾波周期內(nèi)動力學模型的初值。隨著星敏感器精度和輸出頻率的不斷提高，未來在穩(wěn)態(tài)運行階段星敏感器完全可替代陀螺實現(xiàn)甚高精度的姿態(tài)確定。

圖4 基于衛(wèi)星動力學和姿態(tài)敏感器的姿態(tài)確定系統(tǒng)原理Fig.4 Attitude determination system based on dynamics and attitude sensors of satellite

c）星敏感器誤差、在軌熱變形標定

采用不同組合的星敏感器定姿，姿態(tài)測量基準會因各自星敏感器的安裝誤差和變形不一致而發(fā)生變化。在載荷成像過程中，由于某種原因（如接入定姿系統(tǒng)的星敏感器出現(xiàn)數(shù)據(jù)無效等），定姿的星敏感器組合發(fā)生變化，這將引起星上姿態(tài)確定值的變化。星敏感器低頻誤差難以用現(xiàn)有的姿態(tài)確定卡爾曼濾波算法消除，作為測量誤差的星敏感器低頻誤差會表現(xiàn)在姿態(tài)確定結(jié)果中，使姿態(tài)確定的精度受到限制?？紤]具有成像能力的衛(wèi)星有效載荷具備獲取地標或恒星信息的能力，且測量精度較高（到達角秒級），可作為姿態(tài)基準對星敏感器低頻誤差進行估計和補償。為提高衛(wèi)星姿態(tài)確定精度，根據(jù)有效載荷提供的一個時間序列中的地標或恒星測量信息，采用批處理方式，估計星敏感器低頻誤差參數(shù)，進而模擬低頻誤差輪廓，將其用于補償衛(wèi)星姿態(tài)估值中星敏感器低頻誤差的影響。

4 結(jié)束語

本文對遙感衛(wèi)星高精度高穩(wěn)定度控制技術(shù)進行了綜述。國外在高精度測量中應(yīng)用了高精度的測量敏感器，并用卡爾曼濾波實現(xiàn)高精度姿態(tài)確定；高穩(wěn)定度控制中，對經(jīng)典控制理論進行了改進并對應(yīng)用先進控制方法進行了嘗試并取得了很好的效果；通過在軌試驗對衛(wèi)星結(jié)構(gòu)模態(tài)、干擾力矩辨識等參數(shù)進行辨識，使衛(wèi)星動力學模型更精確。目前國內(nèi)軌遙感衛(wèi)星的性能與國外相比還有一定的差距，迫切需要提高遙感衛(wèi)星控制系統(tǒng)的綜合能力。未來遙感衛(wèi)星對控制系統(tǒng)的高精度高穩(wěn)定度及快速機動等將會有更高要求，其中亟需研究大型撓性多體動力學、高精度姿態(tài)確定等技術(shù)，特別是需通過地面試驗驗證系統(tǒng)提高衛(wèi)星動力學建模分析與高精度姿態(tài)控制能力。

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