王梦菲 张 军 李金哲

1.北京控制工程研究所，北京 100190 2.空间智能控制技术国家级重点实验室，北京100190

空间站长期在轨飞行时，采用控制力矩陀螺(Control Moment Gyros, CMGs)作为姿态控制的执行机构。由于其大质量、大惯量的特点，长期飞行时无法像普通卫星一样利用磁力矩器进行CMGs的角动量卸载，而需要借助空间环境力矩进行系统的角动量卸载；同时CMGs还要进行空间站的姿态控制。在轨运行时，这2个任务是同时完成的，从而导致了空间站这种大型组合体航天器所特有的姿态控制和角动量管理(Attitude Control and Momentum Management, ACMM)问题[1-2]。

目前国内外对于空间站姿态控制和动量管理方面已有不少研究成果。Wie等解耦空间站姿态，引入滤波状态量并采用线性二次型调节器(Linear Quadratic Regulator, LQR)设计控制器，减小了由气动力矩引起的空间站姿态和CMG角动量振荡[3]；Sunkel等基于矩阵符号函数，将高维系统分解成块解耦较低维子系统，再利用循环次优LQR算法设计控制器，将极点配置在扇形开区域内[4]；Harduvel等基于三轴耦合模型，引入滤波状态量将原系统扩维，利用传统的LQR算法设计了一种ACMM控制器，能有选择性地抑制姿态或动量状态中恒定或周期性干扰，这种算法在国际空间站中得到了应用[5]；Elgersma等利用μ分析技术评估了H∞控制算法和简化控制补偿器设计方法(内环姿态控制和外环动量管理)对于系统惯量变化的鲁棒性[6]；倪茂林等对于线性不确定系统提出一种具有二次性能指标的鲁棒稳定控制器设计方法，对某型空间站的俯仰动力学控制系统进行了鲁棒设计并取得了较好的控制效果，但需要冗余的CMG且被控对象维数较低，反馈增益阵求解相对容易[7]；……