刘富钰， 崔培玲

0 引言

从航天应用需求分析可知，很多航天任务要求卫星具有快速姿态机动能力，此类卫星称为敏捷卫星。利用敏捷姿态机动能力，在测绘领域可实现同轨立体成像;在空间对抗领域，可实现攻击载荷的快速瞄准，提高快速反应能力。世界各航天大国意识到敏捷卫星快速机动所具有的战略价值，都纷纷发展敏捷卫星。国际上具有敏捷姿态机动能力的代表性卫星有Pleiades，IKonos，Bilsat，WorldView等。快速姿态机动控制作为敏捷卫星的关键技术之一，日益为学者们所关注。控制力矩陀螺(Control Moment Gyro，CMG)因其输出力矩大、响应速度快等优点，成为敏捷卫星实现快速机动的理想执行机构［1］。相比单框架 CMG，双框架 CMG(Double Gimbal CMG，DGCMG)具有操纵奇异问题不突出，能够提供最多的控制自由度，系统冗余性好，可用最少的单机实现航天器的三轴姿态控制等优点［2］。早在20世纪70年代，国外DGCMG已进入工程应用阶段。三正交安装的DGCMG被成功应用于空天实验室(Skylab)［3］;而目前在轨的国际空间站(ISS)采用了四平行构型的 DGCMG［4］。

目前基于CMG的航天器姿态控制已经有一些研究成果［5－7］。现有的姿态控制系统通常是将控制律和操纵律独立设计。控制律在计算指令力矩时并不考虑可能带来的CMG奇异问题，将奇异问题的避免和逃离完全交予操纵律处理，这样难以从全局的角度对CMG的奇异问题进行回避。而一种有效的奇异回避方法是在整个机动过程中考虑航天器和CMG的综合模型进行路径规划［8－9］。此外，在卫星大角度姿态机动的任务中，如果直接使用常规的控制器进行控制，由于初始的误差较大，容易造成执行机构饱和，并且不容易实现初末角速度均不为零的机动。……