摘要
随着空间技术的飞速发展，航天器的结构开始变得越来越复杂。为了使航天器完成更多的太空探索任务，现代航天器上增加了很多的挠性部件，比如：太阳能帆板和卫星天线。这些挠性部件的加入，给航天器的控制带来了很多新的问题。在挠性航天器的在太空中进行在轨机动作业时，挠性部件将会由于航天器的运动而产生弹性振动，这种振动传到至航天器本体，会影响到航天器的姿态控制精度，严重时甚至会导致航天器失稳。另外，航天器在轨运行时会不可避免的受到一些扰动力矩的影响，这些扰动力矩会加剧挠性部件引起的弹性振动。此外，挠性航天器的很多物理参数是无法精确获得的，这也会给此类航天器的姿态控制带来困难。本文以挠性航天器为研究对象，针对其在轨运行过程中的转动惯量参数存在不确定性、姿态控制受到外部环境干扰和挠性附件的振动模态不可测的情况下的姿态跟踪控制问题展开深入研究，提出了几种控制器设计方法，主要研究内容包括： 针对存在转动惯量的不确定性、未知的外部干扰以及不可测量的挠性模态的挠性航天器，研究了在干扰的上界已知时的滑模控制。为此，利用对系统模型参数敏感性低的终端滑模控制算法，设计了一种新型的滑模面，构造了一种新型的有限时间滑模控制器。通过Lyapunov稳定性理论证明了在所设计的新型有限时间滑模控制器的作用下，该闭环系统可以实现有限时间稳定，并通过仿真实例验证了所设计的新型有限时间滑模控制器的可行性以及有效性。 考虑到来自太空环境中的外部干扰力矩的上界在很多情况下其实是不可知的，引入了一类线性的扩张状态观测器，用以估计航天器系统中存在的不可测量的控制量，其中包括上界未知的环境干扰力矩。然后将估计值引入控制器内，实现对总干扰项的补偿。再利用终端滑模控制算法设计了一类基于线性扩张状态观测器的终端滑模有限时间姿态跟踪控制器。通过Lyapunov稳定性理论证明了在所提出的控制器作用下的闭环系统可以实现在有限的时间内收敛，仿真对比分析验证了所设计的基于线性扩张状态观测器的终端滑模有限时间姿态跟踪控制器的有效性和优越性。 最后，在前面几部分的研究基础上，进一步考虑了航天器运行过程中可能会出现的执行机构饱和现象。利用前面得到的扩张状态观测器和滑模控制的方案，设计了一种结构简单的基于扩张状态观测器的有限时间终端滑模姿态跟踪控制器，解决了同时存在外部环境干扰、转动惯量参数不确定性、挠性模态不可测量以及执行器饱和的挠性航天器的有限时间姿态跟踪控制问题。同样，对这一部分结果也通过仿真对比验证了该控制器的有效性和优越性。
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