耿云海，吴炜平，2，马玉海

(1.哈尔滨工业大学卫星技术研究所，150001哈尔滨;2.中国运载火箭技术研究院研发中心，100076北京)

大多数的挠性敏捷卫星，既要求具有快速大角度姿态机动能力，又涉及到高精度成像时的稳定控制问题.对于快速大角度机动卫星来说，多采用控制力矩陀螺(CMG)作为执行机构.Wie B［1-2］对控制力矩陀螺的操纵律和构型进行了大量的研究，并针对单轴机动要求高的卫星提出双SGCMG的平面构型.控制力矩陀螺提供的输出力矩大，但是控制力矩陀螺具有过零摩擦特性，它所能提供的最小输出力矩很难满足高精度指向控制的要求.本文针对此类卫星的特征，设计混合执行机构系统.

姿态快速机动时容易激起挠性附件振动，在轨运行也会受到各种外加干扰的作用，因此要求卫星控制系统应具有较强的鲁棒性.变结构控制具有克服模型不确定性、未建模动态特性以及输入非线性等问题的特性.国内外学者将变结构理论应用到航天器姿态机动等方面进行了大量的研究［3-5］，许多文献中将挠性附件弹性振动考虑为卫星控制系统输入干扰项或者控制系统模型不确定项，不能反应挠性卫星系统多变量强耦合的特征.在离散和时滞系统，加入积分项的变结构控制可以有效的补偿系统本身带来的控制量输出量的相位差，在复杂挠性卫星系统中同样存在着类似的问题，而且还体现出多变量强耦合的特性.

文献［6］采用模态观测器……