董瑞琦，吴爱国，张 颖，贺 亮

(1. 哈尔滨工业大学 机电工程与自动化学院·深圳·518055；2. 上海航天控制技术研究所·上海·201109)

0 引 言

姿态稳定控制律设计是航天器控制系统设计最重要的一部分，为了满足姿态控制系统设计的高精度、高稳定度的要求[1]，很多控制方法被提出，比如比例微分(Proportion Differentiation，PD)控制算法[2]、滑模控制方法[3]以及自适应律[4]。

滑模控制律(Sliding Mode Control, SMC)是一种非线性控制策略，由于它自身的强鲁棒性和易实现性，吸引了很多学者的注意。实际上，滑模控制律还具有对于模型匹配不确定性以及外部干扰的不敏感性[5]等优点。因此，滑模控制律被广泛应用于航天器姿态控制律设计中。在文献[6]中，通过解一个简化模型的最优控制问题，提出了滑模控制律。该文基于姿态角速度和姿态角信息构造了最优的切换面。为了进一步提高到达滑模面过程中系统状态的瞬态响应，文献[7]提出了光滑的模型参考滑模控制律。在文献[8]中，滑模控制律用于解决航天器的姿态跟踪问题。为了处理滑模控制律的抖振问题，文献[9]针对刚体航天器设计了高阶滑模控制律。文献[10]针对挠性航天器设计滑模姿态控制律。

前述的滑模控制律包含两个部分：由被控系统的名义部分推导得到的等效控制，以及处理系统的不确定性和外部干扰的控制项。并且上述文献中提出的算法在设计滑模控制律过程中，要求由系统不确定性和外部干扰构成的函数的上界可以得到。然而，在实际应用中，这个函数的上界很难得到。……