轮控欠驱动航天器的姿态控制特性

桂海潮 徐世杰 金磊 张军

（1北京航空航天大学，北京100191）（2空间智能控制技术国家级重点实验室，北京100190）

1 引言

由于执行机构故障或其他原因，航天器的控制力矩个数可能会少于3个，从而变为欠驱动航天器。研究欠驱动航天器的姿态控制问题有助于应对执行机构失效，提高航天器的可靠性。

对于使用推力器的欠驱动航天器，已经有学者得出了判定航天器姿态的全局可控性与小时间局部可控性（Small-time Local Controllability，STLC）的充要条件［1-2］。由于使用飞轮的欠驱动航天器的姿态指向与角速度不可控［1］，因此，应研究其可以实现的有实际意义的姿态控制形式。对于使用两个飞轮的航天器，在系统总角动量为零的假设下，文献［3］构造了分段连续的非线性控制律镇定航天器的姿态，但控制律产生的指令力矩信号太大以致飞轮难以输出；文献［4］、［5］分别利用罗德里格斯参数和四元数构造了带有奇点的控制律镇定航天器姿态；开环控制与最优控制也分别被用于实现航天器的姿态再定向［6-7］；文献［8］则在系统总角动量非零的情况下实现了航天器的指向稳定控制。以上大部分研究中均将飞轮视为力矩输出机构，而实际中飞轮常以其转速作为控制指令。因此，分析以飞轮转速为输入时欠驱动航天器姿态控制问题，更具有实际工程意义。

针对上述问题，本文研究了直接以飞轮转速为控制输入时航天器姿态的小时间局部可控性与可镇定性问题。证明了只有当航天器至少带有两个非平行安装的飞轮时，系统的动力学方程才有可能满足STLC，然而，此时系统已不能被时不变光滑反馈控制律镇定。……