史忠军，邵长宝，张剑桥，赵艳彬

（1.上海航天技术研究院，上海 201109；2.上海卫星工程研究所，上海 201109；3.上海航天技术研究院 北京研发中心，北京 100081）

0 引言

航天器姿态控制是实现编队飞行、交会对接、卫星通信、高分辨率对地观测等任务的关键技术［1-4］。对于在轨运行航天器，受恶劣太空环境以及燃料消耗等因素影响，在进行航天器控制器设计时，往往需要解决转动惯量不确定性以及外部干扰等问题。此外，航天器姿态动力学的非线性特性为高精度姿态控制的实现增加了难度。因此，近年来有大量学者在考虑航天器存在转动惯量不确定性以及外部干扰情况下，采用非线性控制理论进行控制器设计，解决航天器姿态控制问题。

文献［2，5］利用反步控制理论，解决了服务航天器与非合作航天器构成的组合体航天器的姿态稳定控制问题。LIU 等［6］通过设计H∞控制器解决了柔性航天器姿态稳定控制和振动抑制问题。XIAO 等［7］利用滑模控制理论设计控制器，解决了航天器姿态跟踪和执行机构容错控制问题。其中，反步控制方法因具有针对控制器设计、对干扰的鲁棒性高等特点，在航天器控制领域被广泛应用［8］。需要指出的是，在上述文献中航天器的姿态或采用局部坐标表示，或利用四元数和修正罗德里格参数（Modified Rodriguez Parameters，MRPs）进行描述。然而，采用局部坐标或修正罗德里格参数描述航天器姿态运动时存在奇异问题，四元数则需要考虑退绕问题［1］。

由于方向余弦矩阵可以在SO（3）上全局无奇异地描述刚体姿态，因此文献［9-10］基于方向余弦矩阵描述航天器姿态来建立动力学模型，解决了姿态跟踪控制问题。……