高 直，陈 伟，邵 星

GAO Zhi,CHEN Wei,SHAO Xing

盐城工学院 信息工程学院，江苏 盐城 224051

College of Information Engineering,Yancheng Institute of Technology,Yancheng,Jiangsu 224051,China

1 引言

随着航天事业的不断发展，航天器在执行在轨维护、对地观测和深太空探索等航天任务时，要求姿态快速并准确地对参考姿态进行跟踪控制[1-3]。近年来，航天器的姿态跟踪控制问题引起了众多学者的广泛关注，并就此展开了大量的研究。目前，国内外学者在该领域取得了大量的姿态控制理论研究成果，如自适应控制[4-7]、反步法[8-11]、滑模控制[12-15]、有限时间控制[16-19]等方法。

由于太空环境的复杂性，在轨运行的航天器在工作过程中不可避免地会受到外界力矩干扰，这些干扰力矩主要包括太阳光压及重力梯度。此外，由于太阳帆板运动和液体晃动，航天器的惯量会发生未知变化，以及无法准确获知航天器惯量参数信息[4]。对于存在外界干扰和转动惯量不确定性的刚体航天器姿态控制问题，文献[4-6，8，10-12，16，18，20]对此进行了研究。文献[4]基于鲁棒控制、自适应控制和输出调整理论，提出了一种自适应内模方法，实现了姿态跟踪系统的全局稳定。针对存在未知转动惯量和外部干扰力矩的航天器快速大角度姿态机动问题，文献[5]结合非线性反步法和Lyapunov稳定性分析方法设计了带有转动惯量估计值的非线性鲁棒自适应控制律，并证明了姿态机动系统最终一致有界稳定。文献[6]基于自适应反步法和非线性阻尼算法，提出了一种鲁棒自适应控制器，实现了对惯量参数的估计，并且克服了外界干扰，最终保证航天器姿态控制系统全局一致最终有界稳定。……