朱孟萍，徐世杰，陈新龙，李 志，江 玲

(1.中国空间技术研究院钱学森空间技术实验室，北京100094;2.北京航空航天大学，北京100191)

0 引 言

控制力矩陀螺(CMG，control moment gyro)无工质消耗、输出力矩大，是大型航天器的理想干扰力矩执行机构.长期在轨飞行，CMG需要吸收较大环境时，角动量迅速达到饱和，需要频繁卸载.传统卸载方案是用推力器卸载，这种方法会带来工质的不断消耗.另一种途径是磁力矩器卸载，但其卸载能力有限，不能满足大扰动力矩下的卸载需求.考虑到环境扰动力矩大部分与姿态有关，为此可以对航天器进行姿态控制/角动量管理(ACMM，attitude control/momentum management)一体化控制，通过调整航天器姿态指向使引起CMG积累的气动力矩、引力梯度力矩、陀螺耦合力矩等扰动力矩相互抵消，从而使CMG角动量基本不积累.

ACMM控制器的设计的任务便是如何建立航天器姿态和CMG角动量之间的平衡.最早的ACMM控制器是线性控制器，有静态[1]和动态[2-3]之分.静态线性化指航天器系统方程在固定姿态处线性化.动态线性化中线性化点是系统当前TEA，线性控制器设计简单，但控制效果很大程度依赖于线性化点的选取.当系统力矩平衡姿态(TEA，torgue eguilibrium)远离线性化点时，控制器无法成功完成任务.Lee[3]基于那什博弈论，Flasher等[4]基于神经网络，Zhu等[5]采用状态相关黎卡提方法设计的非线性自适应或鲁棒控制器不存在线性化带来的误差问题，可以通过不断调整控制参数保证姿态和角动量之间的动态平衡，但控制器结构相对复杂，在线计……