刘敏 徐世杰 韩潮

（北京航空航天大学宇航学院，北京 100191）

1 引言

在航天器执行姿态控制任务时，不但会改变航天器的姿态，也会引起挠性部件的振动，而挠性部件的振动会影响航天器的控制精度甚至导致航天器失稳［1］，所以挠性航天器的姿态控制问题一直是航天领域的研究热点之一。针对挠性航天器姿态控制问题，文献［2－4］提出了基于状态相关的Riccati方程（State－Dependent Riccati Equation，SDRE）控制方法、变结构控制、鲁棒控制等诸多控制方法。其中，直接自适应控制方法是由Sobel等于1979年首先提出的［5］，因其具有无需被控系统全状态可测，不依赖实际被控对象参数，无需进行实时参数估计，可以实现低维控制器对高维被控对象进行控制等特点，而在挠性空间结构控制［6－7］、航天器控制［8－9］以及飞机飞行控制［10］等领域有广泛理论研究和应用。然而为了保证直接自适应控制闭环系统的稳定性，被控对象需满足近似严格正实性条件（Almost Strict Positive Real，ASPR）［7，11］。在大部分实际工程问题中，被控对象因其相对阶数不小于2而不满足ASPR 条件。尽管Mehiel等研究了以速度加上位移的比例项作为输出的二阶或者近似二阶系统满足近似严格正实性的条件，并给出了位移比例系数的取值范围［12］，但是该比例系数的取值依赖系统参数，且该方法无法处理具有高相对阶数的系统。而Bar－Kana则提出了多种可以使得非ASPR 系统满足ASPR 条件的平行前馈补偿方法［11］，但是在引入平行前馈补偿后，实际输出只能保证对参考输出的有界跟踪，且平行前馈补偿器的设计需要被控对象的参数，从而降低了直接自适应控制对被控对象参数的独立性。……