范睿超 孔宪仁 胡文坤 钟智雄

0 引言

随着航天技术的快速发展,小推力推进技术的日益成熟,以及航天器空间在轨服务、交会对接、高精度观测等复杂航天任务的相继出现,对航天器动力学建模以及控制系统设计等问题提出了更严苛的要求．航天器姿轨一体化建模与控制策略充分考虑了航天器姿轨耦合动力学特性,可以实现姿态以及轨道的同步控制,并能够保证更优良的控制精度、更强的机动性能和更高的控制效率,因此受到了国内外学者的广泛关注[1-4]．特别是基于对偶四元数建立的航天器姿轨一体动力学模型,具有形式简洁、结构紧凑、清晰明了等优势,近年来越来越多的学者进行了深入研究,并且已产出了丰富的理论成果[6-11]．

另一方面,从实际工程角度出发,受到航天器成本、体积、质量、可靠性以及技术的限制,或者由于测量元件的故障、失效等情况,很多航天器的速度信息都无法精确测得,所以在角/线速度信息未知的情况下进行航天器姿轨控制器的设计具有很大的工程意义．目前针对速度信息缺失问题的航天器控制方式主要有三种:一种是利用卡尔曼滤波及其衍生算法对速度信息进行估计,而后利用估计的速度进行控制器的设计[12-14],但卡尔曼滤波器具有计算量较大、参数选取无固定方法、观测状态的收敛性无法严格论证等缺陷,限制了其在高精度速度估计方面的进一步应用;第二种方法是结合无……