吴希岩，管 萍，戈新生

(北京信息科技大学 自动化学院，北京，100192)

0 引言

挠性航天器在大角度姿态机动中，除了将受到各种环境干扰外，太阳能电池板的驱动、航天器液体燃料晃动，以及机械臂的空间作业操作，同样会激励挠性结构产生振动并引发系统结构参数的变化，而姿态运动与挠性振动之间的相互作用会严重影响系统的稳定性。挠性航天器的高精度姿态控制以及有效的振动抑制是目前业界面临的难点问题[1]。

近几年来，很多有效的控制方法被应用到挠性航天器中。文献[2]设计了自抗扰控制律，对于带有挠性附件的深空探测航天器取得了较好的姿态控制效果。文献[3]针对欠驱动航天器设计了奇异避免的反步控制器，具有较好的控制性能。文献[4]提出了一种基于输出反馈的鲁棒极点配置设计方法，使挠性航天器姿态控制系统具有良好的动态特性。然而上述方法均未考虑转动惯量不确定性对挠性航天器系统的影响。为了减少挠性附件振动、外界干扰力矩以及转动惯量不确定性在运行过程中对挠性航天器姿态的影响，姿态控制器应具有较强的鲁棒性。

滑模控制对系统不确定性具有较强的鲁棒性和抗干扰能力，被广泛应用于挠性航天器控制中[5]。文献[6]针对挠性航天器执行器故障的姿态控制问题，采用饱和函数代替传统滑模中的符号函数，从而减小抖振对姿态性能的影响，实现姿态的高精度控制，然而此方法会使滑模控制的鲁棒性有所降低。……