殷春武 佟 威 何 波

西安建筑科技大学信息与控制工程学院，西安 710055

航天器在执行空间任务时，必须保证其姿态稳定，但受环境和航天器自身运动的影响，航天器的姿态常会发生偏移，姿态跟踪控制器主要用于航天器的姿态稳定控制。航天器一方面受导航带宽及角速度陀螺量程的限制，存在角速度有界约束，另一方面，航天器附件的形状改变(如机械臂伸展、太阳帆展开)会带动其质心偏移，导致姿态控制系统中的参数发生未知摄动。因此，研究存在角速度有界约束、参数摄动及外部干扰等约束下的姿态跟踪控制，具有重要的实际工程应用价值。

学者在不同的假设条件下，采用非线性控制理论和方法，设计了不同的航天器姿态跟踪控制器[1-5]，其中滑模控制因其对参数摄动的强鲁棒性，被广泛应用于干扰上界已知条件下的姿态跟踪控制器设计[1-2]。实际工程应用中，转动惯量摄动和外部干扰的上界均不可能预先知道，因此，航天器动力学方程的干扰上界已知的假设并不成立。为解决航天器动力学方程的干扰上界未知的问题，学者利用自适应技术[3-4]或智能逼近技术[5-6]对上界未知干扰进行估计或补偿，设计自适应姿态跟踪控制器，解决了航天器姿态控制系统中存在未知参数摄动的问题。但这些自适应姿态控制器在设计过程中，并没有考虑角速度有界的约束问题，且控制器结构较为复杂，无形中会增加航天器的故障率。因此，考虑角速度有界约束和简化控制器结构，提升姿态控制器的鲁棒性是本文的主要研究目的。……