带执行机构不确定性的灵敏航天器姿态动力学与控制特性研究

现代航天器对姿态控制精度的要求越来越高，有时还要求航天器具有快速机动能力。由于部件转动、燃料消耗、对接、装配、回收和释放卫星等影响，使航天器的惯量和质心位置发生变化，并导致航天器的结构和参数的不确定性；对于使用控制力矩陀螺（CMG）的航天器，CMG的安装误差及部分陀螺的失效，将导致执行机构的参数和结构的不确定性，这些都影响到航天器的姿态控制精度与稳定性。本项目研究以CMG为执行机构的航天器的姿态动力学与控制问题，考虑航天器惯量参数、质心和执行机构结构及自旋轴安装方向的不确定性，建立航天器本体和CMG的不确定性模型；研究鲁棒和自适应的姿态控制律和CMG操纵律设计方法，分析CMG旋转轴方向错配对构型奇异的影响；研究部分陀螺失效时的奇异性分析问题及控制律重构和操纵律重构问题。目的是为我国发展具有高精度、快速姿态控制能力的航天器提供理论基础和技术支持，也为带有不确定性的陀螺力学理论增添新的内容。