國外航天器高精度高穩定度高敏捷指向技術綜述

徐廣德 武江凱 茍仲秋 張柏楠

(中國空間技術研究院載人航天總體部，北京 100094)

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國外航天器高精度高穩定度高敏捷指向技術綜述

徐廣德 武江凱 茍仲秋 張柏楠

(中國空間技術研究院載人航天總體部，北京 100094)

調研了國外航天器高精度高穩定度高敏捷指向技術發展現狀，分析了其實現的主要技術途徑，研究表明高精度高穩定度高敏捷指向作為一項系統性技術，需要從構型布局、結構動力學、控制等多方面開展綜合分析與設計。文章對其中一體化構型布局設計、微振動抑制、多級復合控制和大力矩執行機構等關鍵技術進行了總結和分析，可為我國高性能航天器的發展提供借鑒。

高精度高穩定度高敏捷指向；復合控制；微振動抑制；一體化構型設計

1 引言

隨著空間天文觀測、激光通信、遙感等航天任務需求的不斷提升，航天器所攜帶的載荷設備越來越精密，相應地對航天器指向精度、指向穩定度、敏捷機動能力的要求也越來越高。高精度、高穩定度、高敏捷指向能力指的是航天器具備高指向精度、高姿態穩定度和快速機動能力。高指向精度指的是衛星或有效載荷姿態相對于期望方位或指向的偏差小。高姿態穩定度指的是衛星姿態在規定時間內的變化量小以及有效載荷在操作時間內的姿態高頻抖動量小。后文對于天文衛星，采用角度(″)表示有效載荷的姿態高頻抖動量(指向穩定度)，對于遙感衛星，采用角速度(°)/s表示衛星姿態穩定度?？焖贆C動能力指的是衛星或有效載荷機動時間短。美國新一代的詹姆斯-韋伯空間望遠鏡(JWST)要求指向穩定度達到0.007″(24h)；NASA的太陽系外行星探測計劃之一的主動校正日冕儀(ACCESS)衛星要求短時間內指向穩定度高達0.000 7″；為滿足遙感衛星的觀測范圍和實時性，要求在短時間內快速側擺并大角度俯仰機動，如昴宿星要求25 s機動60°，姿態到位后穩定度優于10-4(°)/s。

本文對國外具備高精度、高穩定度、高敏捷指向能力的天文衛星、遙感衛星、激光通信衛星等進行了調研，對微振動抑制、多級指向復合控制、構型布局一體化設計等關鍵技術進行了分析，可為我國高性能航天器的發展提供借鑒。

2 國外高精度高穩定度高敏捷指向技術發展現狀

2.1 天文觀測衛星

2.1.1 哈勃空間望遠鏡

哈勃(Hubble)空間望遠鏡(HST)的主要任務是對空間中譜段在紫外到紅外之間光譜進行高精度觀測，1990年4月24日，由發現號航天飛機送入太空，迄今仍在軌運行，主要采用了姿態控制和被動減隔振相結合的方法，達到0.007″(24 h)的指向穩定度[1-2]。

平臺姿態控制系統采用速率陀螺與星敏感器組合實現粗級慣性姿態測量，采用速率陀螺與精細導星儀組合實現精確慣性姿態測量，由反作用輪提供姿控力矩，控制器采用比例-積分-微分(PID)控制律，最終實現平臺指向精度為90″，指向穩定度為0.007″(24h)?？偣舶惭b了3個導星儀，分別均勻布置在主鏡焦平面外圍圓周上，任意2個導星儀工作即可進行高精度的姿態測量，量程為0.02″，精度為0.001″。

HST的減隔振設計主要集中在太陽能電池陣和動量輪振動抑制方面。根據對太陽翼柔性模型的分析，選擇控制系統工作頻率為1 Hz，將太陽翼柔性振蕩頻率1.3 Hz排除在控制頻帶之外，而將其剛性模態固有頻率0.1 Hz置于控制系統帶寬之內集中控制；對動量輪振動的抑制主要是利用被動隔振部件將其振動頻率高于2 Hz的分量進行抑制隔離；安裝了Honeywell公司生產的D-Strut飛輪隔振器，消除了星上的高頻抖動干擾(見圖1)。

HST入軌后，原裝的太陽翼因為每天18次頻繁進出地影，造成熱致微振動現象。空間望遠鏡軌道周期為90 min，但其等待熱致微振動衰減所需的時間就高達45 min，大大影響了正常的科學觀測。為解決該問題，通過在軌維修，用新的太陽翼SA3替換了原來的太陽翼，在SA3的設計中新增了一種太陽翼阻尼器(見圖2)。根據對太陽翼模態頻率和阻尼的要求，CSA Engineering公司與NASA一起，完成了一種黏彈性/鈦合金阻尼器的設計和建造，并成功運用于SA3。

2.1.2 詹姆斯-韋伯空間望遠鏡

詹姆斯-韋伯空間望遠鏡(JWST)用來觀測早期宇宙紅移[3]，以推測第一顆星和星系的形成時間，采用了日地L2點軌道來降低軌道環境干擾，預期于2018年發射，擬通過多級控制實現0.007 3″的指向穩定度[3]。JWST由航天器平臺及遮陽板，光學望遠鏡和集成科學儀器模塊三大部分組成，控制系統由平臺姿態控制系統、精密穩像控制系統和兩級被動隔振系統組成[4]。

JWST采用多級控制方案，如圖3所示。第一級為平臺姿態控制，平臺慣性定向姿態控制敏感器為星敏感器，執行機構為反作用輪，6個反作用輪呈金字塔型安裝，控制帶寬為0.02 Hz，實現指向精度優于6.5″，粗指向穩定度1″/0.1 s。第二級為精級穩像控制，為雙軸快反鏡(FSM)視線穩定控制，敏感器為導星儀，執行機構為FSM，控制帶寬2 Hz，經過FSM補償后，精級指向穩定度達到0.007 3″。

JWST采用粗太陽敏感器、星敏感器和導星儀作為指向控制敏感器，其配置與主要技術指標見表1。

表1 JWST敏感器配置與主要技術指標Table 1 Senors and main specificaitons of JWST

注：1σ為1倍的標準差噪聲。

為了抑制反作用輪動靜不平衡、軸承擺振引起的2 Hz以上的擾動，JWST采用二級被動隔振系統：針對動量輪的局部隔振裝置，位于動量輪與平臺之間，隔振頻率7 Hz；平臺和載荷之間設置塔形隔振裝置，實現隔振頻率1 Hz。通過在4根低模碳纖維復合材料管上面包覆黏彈阻尼材料，提高整個系統阻尼比，黏彈性阻尼桿如圖4所示。

2.1.3 “高級大口徑空間望遠鏡”

“高級大口徑空間望遠鏡”(ATLAST)是NASA規劃的繼JWST之后的大口徑展開式天文望遠鏡。ATLAST-8采用8 m口徑的相機/光學設施方案，預計在2020年發射至L2點。ATLAST-8擬采用兩級控制系統+隔振實現高精度高穩定度控制，指向穩定度要求為0.001 6″[5]。

粗級控制為平臺姿態控制系統，由安裝在相機上的敏感器(陀螺、星敏感器)測量姿態，采用控制力矩陀螺群作為執行機構，應用基于動力學模型的反饋線性化算法、濾波和標定算法，實現2″的控制精度。精級控制為超精密穩像控制系統，包括精密導星儀、快擺鏡和活動次鏡組成，通過PID算法實現0.001 6″的高精度穩像控制指標。

為隔離控制力矩陀螺(CMG)的振動，將轉子進行了5自由度氣浮，同時將CMG經由振動吸收框架安裝在衛星本體上，使得CMG產生擾振傳遞至相機造成的影響精度降低至0.000 2″。

同時在衛星本體和光學設備之間安裝主動隔振系統(Active Vibration Isolation ,AVI),進一步降低光軸抖動，主動隔振系統有兩種可能的選擇：一種是洛馬公司的無擾動載荷(Disturbance Free Payload，DFP)；另一種是Northrop Grumman公司的主動隔振支腿技術。

2.1.4 ACCESS衛星

太陽系外行星探測計劃之一的ACCESS衛星[6]，擬通過三級控制實現0.000 1″(1000 s)的高穩定度指向控制[7]，各級控制的指向需求見表2。第一級為平臺姿態控制，采用反作用輪將本體穩定度(1000 s)控制到0.1″(偏航、俯仰)，5″(滾轉)。第二級是六自由度望遠鏡指向系統Hexapod，將視線穩定在0.001″(1000 s)，同時Hexapod具備振動抑制能力。第三級是快擺鏡控制系統，實現指向穩定度0.000 1″(1000 s)。多級控制如圖5所示。

平臺姿態控制采用星敏感器和陀螺定姿，4個金字塔構型的反作用輪作為執行機構，控制器應用PID控制律。

ACCESS具有苛刻的指向抖動要求，10 Hz以上的抖動必須控制在0.000 1″以內。因此通過兩級隔振實現振動隔離與抑制，安裝反作用輪隔振器、太陽翼阻尼器實現振源隔離，反作用輪隔振器、太陽翼阻尼器如圖6所示。另外，在載荷與平臺之間安裝Hexapod隔振平臺實現對有效載荷的振動隔離。

表2 ACCESS指向需求Table 2 Pointing requirements

Hexapod主動指向控制考慮了兩種方案[8](見圖7)：一種是主動隔振平臺(AIMS)，地面試驗表明采用AIMS后10 Hz以上的微振動引起的視線抖動為0.5 nrad；另一種是Northrop Grumman公司的主/被動隔振器(APSI)，APSI是由按Hexapod布局的6根隔振桿形成的主被動一體隔振臺，隔振桿由彈簧與音圈電機組成。美國噴氣推進實驗室(JPL)針對兩種Hexapod方案進行了評估，就隔振效果來講，APSI要優于AIMS，但是因為已經有了反作用輪隔振器，抖動已大幅衰減，指向性能更為重要。最終考慮指向性能將AIMS作為首選，APSI作為備選。

精級穩像控制系統包括精密導星儀、快擺鏡和控制算法[9]，控制帶寬達到100 Hz。導星儀測量得到視線方向相對恒星的偏差，用來控制Hexapod平臺和快擺鏡。

2.2 遙感衛星

2.2.1 “世界觀測”系列衛星

“世界觀測”(WorldView)衛星[9]具有偏離星下點±40°的快速姿態機動能力，姿態機動角速度3.5 (°)/s，角加速度為1.5 (°)/s2。為實現高精度高穩定度高敏捷性，WorldView系列衛星所采取的技術實現途徑如下[10]：

(1)采用控制力矩陀螺(CMG)。CMG模塊主要包含4個轉速約6000 r/min的力矩陀螺，大幅提高衛星姿態機動能力。

(2)衛星主結構截面形狀為八邊形，結構設計采用4根框梁+板式結構形成整星合理傳力路徑，保證整星傳力路徑連續簡潔，實現了整星的高剛度設計。

(3)WorldView-2的星敏感器支撐結構安裝在相機主鏡承力框上，如圖8所示，使相機和星敏感器具有統一的安裝基準，減少星敏感器和相機的連接環節，顯著縮短了安裝距離，同時選用膨脹系數小的材料和采用高剛度的安裝基礎，最大程度減小了在軌狀態相機光軸和星敏感器光軸的相對變化。

(4)為減少CMG高速轉動對衛星成像質量的影響，對CMG群采用八桿式并聯隔振系統，減少CMG擾振對衛星姿態穩定度的影響。

2.2.2 昴宿星(Pleiades)

Pleiades衛星為一種敏捷高分辨率光學遙感衛星，為實現高精度高穩定度高敏捷指向所采取的技術途徑如下[11-12]：

(1)Pleiades采用了以載荷為中心，圍繞載荷進行布局的高度一體化設計。其載荷主承力背板既是主鏡的支撐結構，又是星上其他部件的安裝底板，有效減小了整星質量。

(2)Pleiades所采用的高精度星敏感器及陀螺頭部均是與載荷的主承力背板及CCD焦平面組件進行統一設計安裝，以保證姿態測量系統坐標基準的穩定性，提高高分辨成像過程中的姿態控制精度。

(3)為實現高指向精度、高姿態穩定度和快速機動能力，Pleiades采用了星敏感器、光纖陀螺和控制力矩陀螺等姿態敏感器及執行機構。

2.3 其他

2.3.1 激光通信衛星

圖9所示為美國噴氣推進實驗室(JPL)研制的空間激光通信演示樣機OCD[13]，可實現信標光的捕獲、高帶寬的跟蹤、高精度的瞄準以及超前補償。OCD采用復合軸實現捕獲和高帶寬跟蹤，跟蹤距離為1000 km，方位角范圍為±180°，俯仰角范圍為-10°～+90°，最大跟蹤角速度為1 rad/s，跟蹤精度2 μrad。

復合軸控制方案采用將萬向架、柔性阻尼和快速反射鏡在結構上串連的方法。

(1)萬向架由轉動電機驅動實現指向調整和粗瞄準?？焖俜瓷溏R在壓電陶瓷或音圈驅動下做小范圍快速轉動調整光路，實現精跟蹤。

(2)在萬向架與衛星平臺之間安裝有柔性阻尼，能夠對無法由快速反射鏡補償的高頻的本體振動進行補償，另外對于與光軸方向耦合的振動也能起到隔離和衰減作用。

2.3.2 “無擾動載荷衛星”

美國學者Nelson Pedreiro在文獻[14]中提出了“無擾動載荷衛星”(DFP)的概念。載荷艙(凈荷模塊)與服務艙之間不再采用機械連接，而是利用非接觸的敏感器進行測量載荷艙與服務艙的相對位置和相對姿態，然后通過不接觸執行機構在載荷艙與服務艙之間產生控制力(矩)調節姿態和相對位置，從而實現對服務艙擾動的超靜隔離。在指向控制時采用載荷艙主動、服務艙從動的方法，控制回路包括載荷艙的姿態控制回路、服務艙的姿態控制回路和兩艙相對位置保持控制回路。其工作原理如圖10所示。其中載荷艙對姿態控制精度要求較高，其姿態反饋信息由姿態敏感器給出，利用不接觸執行機構進行姿態調整；服務艙姿態和兩艙相對位置控制對控制精度要求較低，其反饋信息均由非接觸的敏感器測量信息解算得到，服務艙的姿態通過反作用輪進行調節。兩艙相對位置控制目的是保證兩艙不碰撞，通過設定相對位置滑模區域閾值，可降低相對位置控制頻次，從而減輕不接觸執行機構壓力，使其專注于載荷艙姿態控制。

采用了無擾動載荷技術后，可以使載荷艙的振動水平比任務需求低2～4個數量級。將該方法應用于“下一代空間望遠鏡”(NGST)相機的穩像控制(無快擺鏡參與精級穩像的前提下)，仿真分析結果表明X(滾動)和Y(俯仰)方向穩像精度分別為0.003 2″和0.003 4″。

但是在應用于噸級以上的大載荷且有快速姿態機動需求的任務時，這種方案暴露了天然的缺點，服務艙與載荷艙不固連，故兩艙都需要快速機動，對非接觸式作動器的能力要求很高，且兩艙極易發生碰撞。

3 關鍵技術分析

衛星在軌運行受到環境擾動、控制系統面對模型的不確定性、活動部件的干擾及振動都是影響衛星姿態穩定性能的重要因素。指向穩定度有低頻和高頻成分，為獲取高指向穩定度，一般來說低頻部分(一般是2 Hz以下)基于傳統的姿態控制，中高頻成分(如10 Hz以上)主要受平臺結構自身的阻尼、隔振器、超靜平臺等的抑制作用。

如圖11所示，影響光軸指向的因素包括測量誤差、控制誤差、抖動誤差等，需要采用多級復合控制、微振動抑制來共同實現高精度高穩定度指向。衛星的姿態機動能力由執行機構的能力和衛星慣量所決定，為提高機動能力，應盡量減小整星轉動慣量，同時采用大力矩執行機構，故高敏捷指向需要通過平臺載荷一體化構型布局設計、大力矩執行機構技術等來實現。典型衛星為實現高精度高穩定度高敏捷指向所采用的具體措施比較見表3。

衛星名稱微振動抑制措施多級復合控制措施WorldView 采用八桿式并聯隔振系統,對CMG模塊隔振-Hubble (1)采用D-Strut飛輪隔振器對動量輪隔振;(2)采用黏彈性/鈦合金阻尼器對太陽翼隔振-JWST (1)動量輪局部隔振;(2)采用黏彈性阻尼桿實現平臺與載荷間隔振 粗級控制為姿態控制,實現指向精度優于6.52,粗指向穩定度12/0.1s。精級控制為雙軸FSM視線穩定控制,敏感器為導星儀,執行機構為快反鏡(FSM),控制帶寬2Hz,經過FSM補償后,精級指向穩定度達到0.0073″。ATLAST-8 為隔離CMG的振動,將轉子進行了5自由度氣浮,同時將CMG經由振動吸收框架安裝在衛星本體上 粗級控制為平臺姿態控制系統,精級控制為超精密穩像控制系統,包括精密導星儀、快擺鏡和活動次鏡組成,通過PID算法實現0.0016″的高精度穩像控制指標ACCESS (1)安裝反作用輪隔振器、太陽翼阻尼器實現振源隔離;(2)在載荷與平臺之間安裝Hexapod隔振平臺實現對有效載荷振動隔離 采用三級控制方案,第一級為平臺姿控,采用星敏和陀螺定姿,采用反作用輪作為執行機構;第二級為Hexapod主動指向控制;第三級為穩像控制系統OCD 在萬向架與衛星平臺之間安裝柔性阻尼 萬向架粗跟蹤和快擺鏡精跟蹤兩級控制DFP 兩艙不采用機械連接,切斷傳遞路徑 采用多級控制,包括載荷姿態控制回路,相對運動控制回路和服務艙姿態回路

3.1 多級指向復合控制技術

衛星平臺自身的姿態控制受控制帶寬、測量噪聲和執行噪聲等影響，將難以滿足后續高精度高穩定度指向要求，須考慮采用多級復合控制。多級復合控制是指衛星配置多種姿態敏感設備以及執行機構，利用多回路的控制方式，分級控制使整星的指向性能逐步提高，最終達到系統指標要求。

1)多信息融合高精度測量技術

對于采用多級復合控制技術的衛星，往往安裝有多種測量敏感器，平臺有星敏感器，載荷有導星儀，對于采用Hexapod平臺的衛星，測量信息還包括Hexapod支腿的長度或Hexapod相對于衛星本體的姿態等，如何利用這些測量信息得到光軸的精確指向以及如何利用導星儀測量信息對星敏感器誤差進行標校等是須要研究的問題。

2)復合控制技術

天文衛星一般采用粗精兩級指向復合控制，粗級為衛星本體的姿態控制，采用星敏感器作為測量部件，采用反作用輪作為執行機構。精級控制一般采用導星儀與二次穩像系統。以目前國外在軌應用的導星儀為例，雖然其姿態測量精度能夠達到0.001″量級，但其觀測視場一般在1′量級，所以需要衛星利用星敏感器與執行機構為導星儀創造正常工作條件，進而利用導星儀進行精確指向控制。二次穩像系統一般采用光學載荷本身(或其一部分)作為敏感器，采用音圈電機或壓電陶瓷作為執行機構，控制光學擺鏡對進入光學載荷視場的光線進行穩像，過濾高頻振動。作為執行機構的音圈電機或壓電陶瓷，其能夠提供擺鏡最大擺角為1″量級，所以需要上一級指向控制能夠將指向精度控制在1″以內，二次穩像系統才能夠發揮作用。

對于采用Hexapod平臺的衛星，Hexapod平臺與衛星本體之間存在動力學耦合，Hexapod的指向調整對衛星本體會產生干擾力矩，因此為保證衛星本體的指向精度和穩定度，需要估計Hexapod產生的干擾力矩并進行前饋，構成前饋-反饋復合控制。

JWST、ATLAST-8、OCD、DFP、ACCESS衛星均采用了多級復合控制的方案，其中JWST和ATLAST-8采用的是平臺姿態控制+精級穩像的方案，OCD采用復合軸控制方案，DFP采用載荷主動、平臺隨動的兩級控制方案，ACCESS衛星為實現超高指向精度和穩定度，采用了平臺姿控+主動指向Hexapod平臺+快擺鏡精級穩像的三級控制方案。

3.2 微振動抑制技術

星上的中高頻振動通過艙體的柔性變形進行傳播，會引起光軸抖動，常規控制系統對此無能為力，需要通過微振動抑制來解決。微振動抑制即對中高頻抖動的抑制，從振動的三個環節出發，可以將航天器的微振動抑制手段大致分為4類，分別為：控制擾動源；對擾動源或敏感載荷進行隔離；改變擾動的傳遞路徑，或在擾振傳遞路徑上衰減振動傳播；提高敏感載荷的抗干擾能力。

1)振源隔離

振源隔離的主要應用是對平臺或載荷的主要振動設備設計局部的隔振措施，這方面應用比較廣泛的是平臺的動量輪、控制力矩陀螺等轉動執行機構。由于質量不均勻，轉速不穩或質心偏移等原因，動量輪等執行部件產生的振動是平臺的主要振源，如上節描述，在HST、JWST等衛星均對動量輪采用了被動隔振的設計，將振源振動抑制在一個特殊的頻率范圍內。

2)改變擾動的傳遞路徑

振動傳播途徑方面目前最典型的設計是JWST平臺與載荷連接部位的阻力桿設計，將動量輪+動量輪隔振系統組成的聯合系統的振動頻率進行二次隔振，從而使傳遞到載荷的振動頻率在控制系統可控范圍內。DFP則通過兩艙隔離切斷了傳遞路徑，具有超高的隔振能力。

3)敏感載荷隔離

對敏感載荷的隔離也是提高隔振能力的重要手段，ACCESS衛星通過安裝反作用輪隔振器、太陽翼阻尼器實現了振源隔離，并通過在載荷與平臺之間安裝Hexapod超靜平臺實現了載荷的主被動一體隔振。

3.3 平臺載荷一體化構型布局設計技術

載荷與平臺一體化構型布局設計是指根據不同載荷的特殊性及性能指標的要求，有針對性地進行平臺的構型布局設計，通過合理的構型布局降低控制系統設計難度，提高整星指向性能。

載荷與平臺一體化構型布局設計，一方面可以有效控制整星規模、減小整星轉動慣量，對提高衛星姿態機動能力提供支撐；另一方面也可以為衛星的高精度指向確定提供技術支持。通過合理利用星上空間安裝星上其它設備，控制整星規模以減少整星轉動慣量。在載荷-平臺一體化構型布局設計過程中，須考慮載荷安裝環境，盡可能為載荷提供穩定的空間環境，降低溫度變化導致的載荷光軸形變，從而影響光軸指向；同時需要考慮振源布置方式以降低對載荷的振動影響。

WorldView衛星、Pleiades衛星、Hubble空間望遠鏡等均采用了載荷-平臺一體化構型布局設計方法，高精度姿態測量部件(星敏感器)與載荷共基準安裝，縮短了與相機光軸之間的安裝距離，控制力矩陀螺艙段安裝位置遠離載荷以降低對光軸指向的影響。

3.4 大力矩執行機構技術

要使平臺或載荷進行快速姿態機動或目標隨動，都需要大力矩執行機構輸出力矩。WorldView衛星和Pleiades衛星均采用了控制力矩陀螺群作為執行機構，以實現姿態快速機動。不管是ACCESS衛星的接觸式隔振指向方案，還是不接觸的無擾動載荷方案，整星的快速機動能力都最終都取決于平臺或服務艙的姿態機動能力，因此需要發展大力矩的執行機構，如大力矩飛輪、控制力矩陀螺等。

大力矩執行機構在工作時往往產生高頻擾動，影響光軸指向，從激勵源上對抖動進行控制，是消除抖動保持精度最直接最有效的方式，基于磁懸浮軸承的磁懸浮飛輪和磁懸浮控制力矩陀螺是重要的發展方向。

4 結束語

通過對國外典型高精度衛星的調研，可以得到以下結論：

(1)高精度高穩定度高敏捷指向作為一項系統性技術，需要從構型布局、結構動力學、控制等多方面開展綜合分析與設計。

(2)天文觀測衛星需要對慣性空間定向，對指向精度和穩定度要求很高，國外天文觀測衛星多采用平臺載荷粗精兩級甚至三級指向控制，一般采用精密導星儀提供超高精度的姿態測量信息，為降低高頻擾動對光軸指向的影響，對星上微振動源和敏感載荷采用隔離手段，值得借鑒。

(3)遙感衛星需要快速姿態機動，國外先進的遙感衛星都采用了大力矩控制力矩陀螺提供姿態機動能力。同時平臺和載荷進行一體化布局設計，減小整星質量和慣量，姿態測量敏感器和載荷進行共基準安裝以提高測量精度，CMG安裝都遠離載荷降低其對光軸指向的影響。

(4)激光通信衛星需要對目標進行高精度的隨動指向，目前基本技術路線是采用復合軸控制方案，將載荷安裝在萬向架上，通過萬向架粗跟蹤和快擺鏡精跟蹤兩級控制實現對目標快速捕獲跟瞄，但是這種方案承載能力較差，不適用于大型載荷。

(5)美國學者在TPF任務論證中，顛覆性地提出了無擾動載荷的衛星概念，載荷艙和服務艙不再采用機械連接，可實現載荷艙的超靜環境，但技術成熟度和可靠性不高，有待進一步發展。

(6)為了減小中高頻擾動影響，除被動減隔振手段外，同時具備振動隔離和指向調節功能的主動指向Hexapod隔振平臺技術是重要的發展方向。

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(編輯：李多)

High Accuracy High Stability and High Agility Pointing Technology of Spacecraft

XU Guangde WU Jiangkai GOU Zhongqiu ZHANG Bainan

(Institute of Manned Space Systen Engineering，China Academy of Space Technology,Beijing 100094，China)

In this paper,the development of high accuracy,high stability and high agility pointing technology of spacecraft is introduced. The main methods that achieve the above performance are analyzed. The research shows that as a systematic technology,high accuracy,high stability and high agility pointing should be achieved by complex analysis and design considering all these composite factors of configuration,structural dynamics and control. Some key technologies such as integrated configuration design,micro vibration suppression,multi-stage complex control,actuators with large torque are summarized,which can provide a reference for the future development of spacecrafts of China with high performance.

high accuracy high stability and high agility pointing；composite control；micro vibration suppression；integrated configuration design

2016-10-21；

2016-12-26

徐廣德，男，博士研究生，從事航天器動力學與控制研究。Email：xuguangde.2007@163.com。

V47

A

10.3969/j.issn.1673-8748.2017.01.014