航天器控制的現(xiàn)狀與未來*

吳宏鑫，談樹萍

(1.北京控制工程研究所，北京100190;2.空間智能控制技術(shù)重點實驗室，北京100190)

學(xué)術(shù)研究

航天器控制的現(xiàn)狀與未來*

吳宏鑫1，2，談樹萍1，2

(1.北京控制工程研究所，北京100190;2.空間智能控制技術(shù)重點實驗室，北京100190)

航天器控制技術(shù)是決定航天器發(fā)展水平的關(guān)鍵技術(shù)之一.針對不同航天活動對航天器控制的特殊要求，分析了高性能衛(wèi)星、載人航天器、月球探測器和深空探測器等航天器控制的現(xiàn)狀.楊嘉墀院士指出航天器控制必將走向智能自主控制之路.進一步提出，航天器智能自主控制應(yīng)秉承“理論方法、系統(tǒng)結(jié)構(gòu)、器部件要同步研究”的思想和方法.從目前應(yīng)用情況看，北京控制工程研究所提出的基于特征模型的智能自適應(yīng)控制方法是大有前途的方法.

航天器姿態(tài)與軌道控制;智能自主控制;特征模型;智能自適應(yīng)控制

航天活動簡介

人類為了探索、開發(fā)和利用太空，進行了一系列航天活動.

1895年，現(xiàn)代航天和火箭理論的奠基人俄國康士坦丁·齊奧爾科夫斯基，在《地球與空間之夢》中首次提出了人造地球衛(wèi)星的可能性.1957年10月4日蘇聯(lián)發(fā)射了第一顆人造地球衛(wèi)星.1961年4月12日，蘇聯(lián)加加林遨游太空108分鐘.1969年美國載人登月開創(chuàng)了人類登上其他星球的新紀元.1970年8月蘇聯(lián)實現(xiàn)了金星表面軟著陸，開創(chuàng)了人類深空探測新時代.1971年美國發(fā)射的“水手”9號火星探測器成為首顆環(huán)繞火星飛行的探測器.到目前全世界已發(fā)射衛(wèi)星、飛船、航天飛機、空間站和深空探測器等各種航天器6000多顆.中國從1970年4月發(fā)射第一顆人造地球衛(wèi)星，至今已發(fā)射航天器130多顆，為航天事業(yè)做出了突出貢獻.

人類在地球衛(wèi)星、載人航天和空間探測三大領(lǐng)域開展了廣泛活動，取得了輝煌的成就.

1 航天器控制現(xiàn)狀

航天器控制技術(shù)(包括制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制)在航天活動中起著極其重要的作用，是確保航天器能夠完成飛行任務(wù)和代表航天器運行水平的重要關(guān)鍵技術(shù)之一.

北京控制工程研究所承擔(dān)了中國80%以上的航天器控制系統(tǒng)設(shè)計和產(chǎn)品研制工作:

1)已掌握了三軸穩(wěn)定衛(wèi)星、自旋穩(wěn)定衛(wèi)星、雙自旋穩(wěn)定衛(wèi)星的姿態(tài)和軌道控制技術(shù)以及深空探測制導(dǎo)與導(dǎo)航技術(shù);

2)形成了6大類航天器控制系統(tǒng)與3大類航天器推進系統(tǒng).

航天器控制的水平和特點主要體現(xiàn)在3個方面，即航天器控制性能、航天器控制方法和不同類型航天器對控制性能的特殊要求.

航天器控制性能可分為4個等級，具體見表1.中國現(xiàn)有的在軌飛行衛(wèi)星達到了高精度水平，正在預(yù)研超高精度的航天器，探索甚高精度的航天器.美國1990年發(fā)射的哈勃空間望遠鏡實現(xiàn)了甚高精度水平.日本的ALOS衛(wèi)星實現(xiàn)了超高精度水平.

表1 航天器姿態(tài)控制性能Tab.1 Performance of spacecraft attitude control

從航天器控制方法來看，21世紀前航天器控制技術(shù)基本上屬于地面站干預(yù)的自動控制.控制方法主要用的是經(jīng)典的PID控制和相平面控制.在少數(shù)領(lǐng)域探討和嘗試一些新的方法，如H∞、魯棒控制、自適應(yīng)控制、最優(yōu)控制等.

從不同航天活動對航天器控制的特殊要求來看，根據(jù)航天器的結(jié)構(gòu)、執(zhí)行任務(wù)及控制性能的不同，可將航天器控制分三種情況:

① 高性能衛(wèi)星控制;② 載人航天器控制;③ 月球探測器與深空探測器的控制.

1.1 高性能衛(wèi)星的控制

人造地球衛(wèi)星按運行軌道劃分，可分為中低軌道衛(wèi)星、高軌道衛(wèi)星.

按姿態(tài)控制精度一般可分為:一般精度，高精度(包括一般高精度、超高精度、甚高精度).

高性能包括衛(wèi)星本體姿態(tài)精度高及有效載荷指向精度高.對于結(jié)構(gòu)和參數(shù)基本不變的衛(wèi)星，其高精度控制要考慮撓性、干擾、噪聲等方面的影響.對于具有結(jié)構(gòu)和參數(shù)時變的復(fù)雜航天器，要實現(xiàn)高精度和高穩(wěn)定度控制，控制系統(tǒng)必須具有很強的適應(yīng)能力和魯棒性.

1.1.1 高精度衛(wèi)星姿態(tài)控制

(1)中低軌道衛(wèi)星的高精度控制

衛(wèi)星的高精度姿態(tài)控制不僅需要解決控制器的算法問題，還必須從系統(tǒng)、結(jié)構(gòu)、材料等方面采取多種技術(shù)措施來保證.

下面以美國哈勃空間望遠鏡為例簡單介紹.參考文獻[1]和[2]介紹，哈勃空間望遠鏡科學(xué)觀測模式的指向精度0.01″，姿態(tài)抖動度達到0.007″(不小于10小時)，屬甚高精度的控制范圍.

哈勃空間望遠鏡姿態(tài)控制方法主要為PID控制加結(jié)構(gòu)濾波器，并采取以下措施:

1)采用星敏感器及精確制導(dǎo)敏感器[3](Fine Guidance Sensors)提供高精度姿態(tài)測量信息，精確制導(dǎo)敏感器的測量范圍約±0.02″，能提供0.001″的測量精度;

2)為了滿足有效載荷成像，提出了十分苛刻的抖動指標(biāo)[1];在飛輪電機驅(qū)動電路設(shè)計中采用了飛輪隔振器降低電噪聲的措施.這些措施使哈勃空間望遠鏡達到了極高的姿態(tài)控制精度與抖動抑制水平[3];

3)采用動力學(xué)參數(shù)在軌辨識技術(shù)，解決在進出地影時姿態(tài)受熱擾影響的問題;

4)撓性振動一直是困擾衛(wèi)星高精度控制的主要問題，通過更換太陽帆板、安裝帆板撓性阻尼器，消除了哈勃空間望遠鏡大撓性附件的“熱拍”和振動.

(2)高軌道衛(wèi)星姿態(tài)控制

中國高軌通信衛(wèi)星在進入地球同步軌道之前，通過大推力發(fā)動機點火進行遠地點變軌.遠地點變軌時系統(tǒng)動力學(xué)具有不確定性、時變、非線性等特點:

1)液體燃料的晃動帶來相應(yīng)的干擾力矩;

2)繼電器型的噴氣執(zhí)行機構(gòu)以及具有飽和特性的敏感器帶來了較強的非線性;

3)燃料的不斷消耗導(dǎo)致系統(tǒng)動力學(xué)特性隨時間變化;

4)通過有限元和地面實驗建立液體晃動模型，存在參數(shù)和結(jié)構(gòu)的不確定性.

針對遠地點變軌時控制對象的時變特性，目前采用的主要做法是結(jié)合工程經(jīng)驗反復(fù)校核、折衷，按特征點分別設(shè)計多組控制器.但這種設(shè)計方法適用范圍有限.為此，加強了自適應(yīng)控制方法的研究.

1.1.2 快速機動與穩(wěn)定姿態(tài)控制

復(fù)雜衛(wèi)星大角度機動時，衛(wèi)星姿態(tài)動力學(xué)非線性問題變得更加嚴重，同時大角度快速機動，容易激勵帆板等撓性附件的振動、推進劑的晃動，使得機動后姿態(tài)達到甚高精度穩(wěn)定所需的時間大大增加;星上部件的實際輸出特性對控制性能同樣具有較大的影響.

上述問題對衛(wèi)星的控制提出了新的要求，傳統(tǒng)的基于集中參數(shù)式的姿態(tài)控制方法難以抑制結(jié)構(gòu)振動.必須對整個系統(tǒng)結(jié)構(gòu)進行設(shè)計以達到性能要求，包括采用具有高動態(tài)性能的敏感器和執(zhí)行機構(gòu)、提高帆板剛度等.

以美國衛(wèi)星WorldView1為例，衛(wèi)星采用超穩(wěn)平臺、高精度姿態(tài)敏感器(如星敏感器)和 GPS，采用控制力矩陀螺使得具有姿態(tài)快速重定位能力，可以實現(xiàn)同軌立體成像.衛(wèi)星可實現(xiàn)2.5(°)/s2最大加速度和4.5(°)/s的最大角速度[4].通過設(shè)計提高了帆板結(jié)構(gòu)剛度.

1.1.3 星座控制

星座控制涉及到兩個方面的內(nèi)容，一是傳統(tǒng)的單星軌道和姿態(tài)控制，二是星座構(gòu)型保持與軌道控制，即相對姿態(tài)與相對軌道控制.美國GPS星座和中國的二代導(dǎo)航星座是典型的星座.

以中國二代導(dǎo)航星座為例，為了實現(xiàn)高精度導(dǎo)航，與以往高軌衛(wèi)星相比，單星的姿態(tài)和軌道控制系統(tǒng)主要有以下幾個特點:

(1)盡量消除姿態(tài)控制對衛(wèi)星軌道的影響，保證一段時間內(nèi)導(dǎo)航信號的連續(xù)性;

(2)采取有效的控制補償措施，消除太陽光壓等干擾力矩對衛(wèi)星姿態(tài)的影響;

(3)實施衛(wèi)星偏航角和太陽帆板轉(zhuǎn)角的主動測量和控制(特別是傾斜軌道衛(wèi)星)，保證衛(wèi)星能源的供應(yīng).

1.2 載人航天器控制

載人航天器包括空間站以及往返于天地之間的載人飛船、貨運飛船、航天飛機.

控制關(guān)鍵技術(shù)包括:高精度安全返回技術(shù);交會對接技術(shù).

1.2.1 載人飛船返回再入控制

為了保障航天員的安全著陸，載人飛船要求能夠準確、安全、平穩(wěn)返回地球，因此對控制器設(shè)計提出了很高的要求.

在飛船再入段落點控制設(shè)計中，美蘇等國家掌握了可用于返回再入控制器設(shè)計的重要參數(shù)，采用解析制導(dǎo)、查表設(shè)計控制參數(shù)等方法.中國由于環(huán)境數(shù)據(jù)及參數(shù)不確知，由胡軍研究員等創(chuàng)造性地應(yīng)用全系數(shù)自適應(yīng)控制理論和思想設(shè)計返回再入控制，八艘“神舟”飛船開傘點控制精度均優(yōu)于總體技術(shù)指標(biāo)，穩(wěn)定于10km左右，著陸平穩(wěn)，飛船返回著陸精度達到國際先進水平.

1.2.2 交會對接控制

交會對接一般有兩種方式:直接碰撞對接和用機械臂抓捕對接.中國目前采用第一種方式.按控制方式又可分為人控交會對接和自動控制交會對接.

近十多年來，交會對接技術(shù)逐漸向自主方向發(fā)展.除俄羅斯因為已經(jīng)擁有具有自動交會能力的聯(lián)盟號和進步號飛船外，美國、日本和歐洲都進行了與自主交會對接技術(shù)相關(guān)的飛行試驗.典型的有:日本的ETS-VII和HTV、美國的XSS系列衛(wèi)星、美國的DART衛(wèi)星、美國的“軌道快車”計劃和歐洲的ATV飛船等.中國“神舟八號”飛船也采用自主交會對接.

2011年11月中國“神舟八號”飛船與“天宮一號”目標(biāo)飛行器交會對接圓滿成功，水平很高.“神舟八號”飛船副總師胡軍研究員和主任設(shè)計師解永春研究員為代表的團隊正確地將理論、工程和經(jīng)驗很好結(jié)合，將“基于特征模型的智能自適應(yīng)控制”作為重要理論依據(jù)之一[5]，緊緊抓住工程的實際特點，創(chuàng)造性地對交會對接的制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制方案進行了設(shè)計和系統(tǒng)優(yōu)化，實現(xiàn)了準確測量、精確控制、完美對接，摘取了航天器控制的一顆明珠，達到了國際先進水平，使中國成為世界上第三個獨立掌握交會對接技術(shù)的國家，為未來空間站建設(shè)奠定了重要基礎(chǔ).

交會對接有關(guān)說明如下:

(1)空間交會對接過程簡要說明

圖1 空間交會對接簡圖Fig.1 Sketch of space rendezvous and docking

交會對接過程(見圖1)一般分為遠程地面導(dǎo)引段和自主控制段，自主控制段又分為尋的段、接近段、平移靠攏段和對接段，逐步實現(xiàn)相對距離由遠到近、控制精度由粗到精的高精度控制，最后實現(xiàn)對接[5].

(2)交會對接控制難點及解決途徑:①撓性、時延、姿態(tài)與位置耦合和羽流干擾;②基于特征模型的相平面自適應(yīng)控制，即基于二階結(jié)構(gòu)型原理，采用相平面框架并按照黃金分割比計算相平面中的控制參數(shù)、根據(jù)相對距離自動修改相平面參數(shù)[5].

(3)交會對接精度包括?？攸c精度和接觸點精度，中國首次交會對接均達到世界先進水平.

1.2.3 空間站控制

從動力學(xué)和控制的角度來看，空間站具有如下特點:

(1)結(jié)構(gòu)顯著變化.

(2)質(zhì)量、空間跨度大，氣動力矩、引力梯度力矩等外部力矩不可忽視.

(3)空間站上的太陽帆板、大型天線等具有大撓性的有效載荷或是在空間在軌組裝的，或是在空間展開的，因此在地面上難以準確獲知其動力學(xué)參數(shù).

這些特點使得空間站的姿態(tài)控制比一般航天器的姿態(tài)控制難度更大.

從控制理論上看，提出了帶有撓性有效載荷的大型組合體在結(jié)構(gòu)變化、動力學(xué)參數(shù)不確定情況下實現(xiàn)具有性能魯棒性、適應(yīng)性的控制系統(tǒng)設(shè)計問題.

1.3 月球探測器和深空探測器的控制

1.3.1 地月轉(zhuǎn)移軌道修正控制[6-7]

衛(wèi)星奔月的方式有兩種:第一種是直接發(fā)射進入地月轉(zhuǎn)移軌道，“嫦娥二號”(CE-2)衛(wèi)星直接由火箭發(fā)射至地月轉(zhuǎn)移軌道，節(jié)省了地月轉(zhuǎn)移的時間，但要求火箭具有大的推力;第二種是繞地球變軌之后進入地月轉(zhuǎn)移軌道，“嫦娥一號”(CE-1)衛(wèi)星就采用了第二種方式，所需時間較長(見圖2).

“嫦娥一號”衛(wèi)星制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制系統(tǒng)實現(xiàn)了高可靠、高精度的變軌控制.

圖2 CE-1衛(wèi)星奔月軌道Fig.2 Lunar transfer orbit of CE-1 satellite

“嫦娥二號”衛(wèi)星直接由火箭發(fā)射至地月轉(zhuǎn)移軌道，取消了調(diào)相軌道，節(jié)省了地月轉(zhuǎn)移的時間(見圖3).

圖3 CE-2衛(wèi)星奔月軌道Fig.3 Lunar transfer orbit of CE-2 satellite

1.3.2 對月三體自主指向的耦合控制

中國“嫦娥一號”衛(wèi)星實現(xiàn)了自主三體指向控制:星本體對月定向;帆板法線對準太陽，即與太陽方向夾角最小;雙軸天線指向地球.

“嫦娥二號”衛(wèi)星在地月轉(zhuǎn)移段驗證了以下技術(shù):①兩個紫外敏感器視場做到無縫覆蓋，用軟件方法解決了月球邊緣信息提取和晨昏線去除的難題;②由紫外敏感器獲取月心視線方向和視半徑信息，結(jié)合星敏感器提供的姿態(tài)信息，采用濾波技術(shù)獲得衛(wèi)星的位置和速度.

1.3.3 月球軟著陸控制

中國探月二期的工程目標(biāo)之一是成功實施月面軟著陸.制導(dǎo)、導(dǎo)航和控制技術(shù)是月球軟著陸的關(guān)鍵技術(shù).在月球軟著陸過程中，著陸器GNC系統(tǒng)的任務(wù)和工作條件與以往研制的衛(wèi)星和飛船差別非常大.月球軟著陸過程時間很短(10m in左右)，而地面測控時延大，因此要求GNC系統(tǒng)具有很高的自主性和實時性;軟著陸過程依靠主動制動減速，推進劑消耗量很大(約占動力下降段初始探測器質(zhì)量的一半)，制導(dǎo)律的設(shè)計需要充分考慮推進劑優(yōu)化;軟著陸任務(wù)要求保證著陸的高安全性，因此對著陸過程的導(dǎo)航、障礙識別和避障制導(dǎo)都提出了很高的要求;另外，還需要考慮月面特殊環(huán)境的影響.

主要關(guān)鍵技術(shù)包括:

(1)月球軟著陸動力學(xué)建模與姿態(tài)控制方法;

(2)月球軟著陸自主導(dǎo)航方法;

(3)月球軟著陸制導(dǎo)控制方法;

(4)月面障礙識別與安全著陸區(qū)選取算法;

(5)基于光學(xué)的特征匹配跟蹤導(dǎo)航算法.

而月面巡視探測器必須具有月面移動性、環(huán)境適應(yīng)性、任務(wù)自主性和科學(xué)實用性四個基本性能，開拓了空間探測器研制的新領(lǐng)域.

1.3.4 自月球返回地球再入控制

自月球返回地球的再入控制是中國探月三期的重要關(guān)鍵技術(shù)之一.

為了滿足在第二宇宙速度下精確再入任務(wù)的要求，返回再入控制方式目前可分為直接進入大氣層式和跳躍式等不同形式.

跳躍式返回再入控制的優(yōu)點是延長返回器再入航程，擴展再入走廊寬度，提高著陸精度(見圖4). 1.3.5 深空探測的自主導(dǎo)航和自主控制

圖4 再入彈道鉛垂面示意圖Fig.4 Sketch figure for plumb plane of re-entry ballistic trajectory

星地距離遠、時延大，無法實時監(jiān)控，尤其在長時間的日凌期間，地面測控站將無法與探測器建立聯(lián)系，而對于遠距離天體捕獲和環(huán)繞探測任務(wù)，必須有足夠高的軌道控制精度才能保證制動和環(huán)繞飛行安全.因此，自主導(dǎo)航、自主軌道規(guī)劃與控制能力是深空探測GNC的重要技術(shù)之一.

1998年10月24日發(fā)射的美國“深空一號”第一次成功地在軌驗證了真正的深空探測自主導(dǎo)航系統(tǒng).參考文獻[8]介紹，在巡航階段驗證了基于導(dǎo)航相機獲取的小行星和背景恒星圖像的自主導(dǎo)航方法.在接近和飛越小行星或彗星階段利用基于目標(biāo)天體圖像的自主導(dǎo)航，所采用的自主導(dǎo)航方案及試驗飛行結(jié)果如圖5所示.其自主導(dǎo)航系統(tǒng)能夠自主地進行拍照序列規(guī)劃、圖像處理和分析、軌道確定、星歷修正、軌道修正和姿態(tài)機動.微型圖像相機和分光儀是深空1號自主導(dǎo)航系統(tǒng)的關(guān)鍵敏感器，具有獲得高質(zhì)量小行星圖像和背景恒星圖像的能力.

圖5 深空一號地火轉(zhuǎn)移段自主導(dǎo)航方案及試驗飛行結(jié)果Fig.5 Autonomous navigation scheme and flight experimental results for the Earth-Mars transfer course of DS-1

2 航天器控制的發(fā)展

隨著航天事業(yè)的發(fā)展，航天器的結(jié)構(gòu)越來越復(fù)雜，從小衛(wèi)星到大衛(wèi)星;航天器控制的任務(wù)從單一到多種;航天器控制性能要求越來越高.

為使航天器控制滿足航天事業(yè)發(fā)展的需要，必須發(fā)展智能自主控制，從航天器系統(tǒng)以及關(guān)鍵部件和航天器控制理論兩個方面同步進行.

2.1 航天器智能自主控制

所謂航天器智能自主控制就是在航天器控制系統(tǒng)中引入人工智能與智能控制等相關(guān)技術(shù)，使航天器在不確定環(huán)境下以及內(nèi)部結(jié)構(gòu)和參數(shù)變化時，在無外界幫助條件下，自主實現(xiàn)高精度、高穩(wěn)定度、強適應(yīng)和長壽命的正常運行.利用智能控制實現(xiàn)航天器自主運行，即航天器不依賴地面站和人造坐標(biāo)的支持，完全依靠航天器上軟硬件設(shè)備自身的能力實現(xiàn)航天器的自主運行.

楊嘉墀院士于1995年提出了發(fā)展空間智能自主控制的倡議，并指出航天器控制必將走向智能自主控制之路[9].自主運行是目的，智能和自主是航天器自主運行的手段.這與國際上的發(fā)展思路相一致.據(jù)有關(guān)報道，美國最近明確提出航空航天在控制領(lǐng)域的突破點是智能自主控制，為此美國制定了一系列相應(yīng)的政策.

楊嘉墀院士1995年發(fā)表文章明確提出，對中國來說發(fā)展智能自主控制技術(shù)更有其必要性[9]:

(1)提高航天器控制性能的需要;

(2)保證航天器長期可靠運行的需要; (3)地面測控站資源有限性的需求;

(4)在軌運行的航天器數(shù)量增加的需求;

(5)國防事業(yè)的需求.

目前航天智能自主控制主要研究以下四個方面:

(1)航天器自主導(dǎo)航;

(2)航天器姿態(tài)和軌道的智能自主控制; (3)航天器故障的自主診斷和系統(tǒng)重構(gòu); (4)航天器信息智能自主管理.

鑒于航天器智能自主控制的實現(xiàn)不僅是一個數(shù)學(xué)模型和算法，還需要多方面的研究成果集成.因此航天器智能自主控制應(yīng)秉承“理論方法、系統(tǒng)結(jié)構(gòu)、器部件要同步研究”的思想和方法.

航天器智能自主控制必須要有一個長期的規(guī)劃，北京控制工程研究所提出了分三個階段進行航天器智能自主控制的發(fā)展思路:

(1)初級智能自主控制——地面為主，星上為輔;

(2)中級智能自主控制——半自主運行;自主導(dǎo)航180天，地面測控網(wǎng)與星上自主相結(jié)合;

(3)高級智能自主控制——全自主運行，有臨場決策能力.

2.2 航天器控制系統(tǒng)及部件的發(fā)展

從控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)上看，原先為單一的集中模式，現(xiàn)在正在向分布式、多模塊切換、組合協(xié)調(diào)方式過渡，向著自主故障診斷和系統(tǒng)重構(gòu)方式發(fā)展.北京控制工程研究所已在故障自主安全運行模式等方面做了大量工作，并且已經(jīng)形成了六大類航天器控制系統(tǒng)與三大類航天器推進系統(tǒng)，包括:返回式三軸穩(wěn)定衛(wèi)星控制及程控系統(tǒng)、靜止軌道雙自旋穩(wěn)定控制系統(tǒng)、靜止軌道三軸穩(wěn)定控制系統(tǒng)、太陽同步軌道三軸穩(wěn)定控制系統(tǒng)、載人飛船GNC系統(tǒng)、小衛(wèi)星控制系統(tǒng)、冷氣推進系統(tǒng)、單組元統(tǒng)一推進系統(tǒng)、雙組元統(tǒng)一推進系統(tǒng)等.

從部件方面看，正在從大型、分散化向小型化、集中化方向發(fā)展，從跟蹤引進方式已逐步走向自主研發(fā)的道路，如星敏感器、紫外敏感器、飛輪、各種能力的推力器.經(jīng)過五十多年的艱苦奮斗，北京控制工程研究所在慣性測量單元、光學(xué)敏感器、星載計算機、角動量交換執(zhí)行機構(gòu)、帆板驅(qū)動機構(gòu)、天線驅(qū)動機構(gòu)、磁力矩器、推力器等敏感器、控制器、執(zhí)行機構(gòu)器部件等方面取得了系列成熟的型譜化星載產(chǎn)品.

2.3 航天器控制理論的發(fā)展

航天器控制自20世紀后半葉至今，主要是以頻域方法為主的PID控制及相平面控制.

先進控制方法鮮見應(yīng)用于航天器控制主要緣于兩方面的原因:一是過去簡單航天器對先進控制方法需求不迫切;二是目前先進控制理論研究與工程需求存在脫節(jié).

以自適應(yīng)控制發(fā)展為例，自適應(yīng)控制方法自上世紀五十年代提出至今，在理論研究方面獲得了大量豐富的結(jié)果.但現(xiàn)有自適應(yīng)控制對高階參數(shù)未知對象的參數(shù)辨識存在困難:首先在工程上，系統(tǒng)測量儀器一般只能測得位置、速度和加速度信息，而高階的信息在工程上無法測得，一般只能通過已測信息進行數(shù)學(xué)計算獲得，這對具有多個未知參數(shù)系統(tǒng)的辨識在工程上是難以實現(xiàn)的.再則，在辨識過程中，未知參數(shù)未收斂之前如何能保證系統(tǒng)在過渡過程穩(wěn)定?另外，自適應(yīng)控制調(diào)節(jié)參數(shù)過多，并且自適應(yīng)控制難以解決小性噪比的情況.目前很多的自適應(yīng)控制理論研究論文對上述問題很少涉及，理論研究與實際需求脫節(jié).

為解決航天器智能自主控制問題，北京控制工程研究所提出一種智能自主控制方法[10]，即基于特征模型的智能自適應(yīng)控制，把智能與自適應(yīng)控制結(jié)合考慮.從目前應(yīng)用情況看，這是大有前途的方法.

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Spacecraft Control:Present and Future

WU Hongxin1，2，TAN Shuping1，2
(1.Beijing Institute of Control Engineering，Beijing 100190，China; 2.Science and Technology on Space Intelligent Control Laboratory，Beijing 100190，China)

Spacecraft control technology is one of the key techniques dom inating the spacecraft development level.According to special requirements for spacecraft control raised by different space activities，the state of the art of the spacecraft control in high-performance satellites，manned spacecraft，lunar and deep space exploration is analyzed.Academician Yang Jiachi pointed out that spacecraft control was bound to walk towards intelligent autonomous control.It is further proposed in this paper that spacecraft intelligent autonomous control ought to inherit the idea and methodology of“synchronous research of theoretical approach，system architecture and components”.The characteristic-model-based intelligent adaptive control is presently proposed at Beijing Institute of Control Engineering，being shown to be a prom ising method from the view point of the current application.

spacecraft attitude and orbit control;intelligent autonomous control;characteristic model; intelligent adaptive control

V44

A

1674-1579(2012)05-0001-07

吳宏鑫(1939—)，男，院士，研究方向為自適應(yīng)控制和智能控制理論與應(yīng)用研究;談樹萍(1978—)，女，高級工程師，研究方向為航天器控制.

*本文是根據(jù)2011年中國自動化大會和2011年中國宇航學(xué)會大會報告修改整理而成.國家自然科學(xué)基金重點資助項目(60736023).

2012-04-10

DO I:10.3969/j.issn.1674-1579.2012.05.001