1. 研究目的与意义及国内外研究现状

随着空间技术的飞速发展，新一代航天器，包括现代卫星、轨道空间站、宇宙探测器不断进入太空．使得挠性航天器的控制问题成为空间高科技研究领域的重要课题。根据所承担的任务，这类航天器刚性主体上常带有各种大型柔性空阗结构，如大型抛物面天线、太阳帆板、空间机械臂等。其结构尺寸一般较大，为了减轻运载工具的负担，这些空间结构通常采用低质量、低刚度的结构设计。这类挠性附件与中心刚体在经历大范围运动时，出现了挠性体弹性运动与大范围中心剐体运动的耦合，这会对航天器的姿态控制精度造成很大影响。目前，弹性振动仍然是影响空间飞行器指向精度和控制性能的主要原因，挠性航天器的控制方法研究是航天控制领域里的重要课题。

国内外研究现状

在过去的30年内，国内外用于挠性航天器被动控制的方法大致为古典控制理论、鲁棒控制理论、变结构控制理论、自适应控制理论、智能控制理论等。针对挠性航天器姿态控制中存在的几个关键问题，人们尝试着从新的控制理论和控制方法中寻找到一些合适的方法，并将他们应用于挠性航天器的控制回路中以解决这些问题，同时实现高质量的控制。

现代控制技术发展--h∞控制挠性结构一般都是复杂的非线性动态系统，带有内在的未建模动态特性及结构不确定性，高阶振动模态的截断经常引起不稳定，如“溢出”问题。h∞控制方法有着扎实的数学背景，且整个操作已经程序化，它现在仍然是控制理论研究的热点，用这种方法设计出来的系统有相当的鲁棒稳定性，且稳定裕度一般也满足工程实际的需要。1989 年，wie 等人首先考虑 h∞控制方法应用到空间站的姿态控制当中，主要考虑到空间站惯量变化时采用全状态鲁棒 h∞控制综合，后继又进行了一系列的研究。90 年代初开始，matrmarcon航天公司(简称 mms)在法国国家航天研究中心的资助下开创了一个新的研究领域，该研究致力于将最新的鲁棒控制技术成果应用于工业领域。ets-vi 是日本国家航空局于 1994 年发射的第六颗卫星工程测试卫星，是带有双翼太阳帆板的三轴稳定地球同步卫星。它采用双自由度的 h∞控制器以保证卫星的鲁棒稳定，并通过在轨测试证明了该方法的有效性。chen 等给出了一种混合 h2/h∞与模糊控制相结合的航天器姿态控制方法。然而，由于采用 h∞控制方法设计的控制器将会增加系统的维数，并且有时控制器的阶次比较高，在实际应用中存在一定的局限性。

变结构控制

2. 研究的基本内容

论文首先简要介绍了挠性航天器的姿态控制系统的组成和分类及控制方法，并且分析了这几种控制方式的优劣。

接着，通过对挠性航天器的构成分析建立了挠性航天器的状态空间表达式。

在此基础上，结合鲁棒h无穷控制和线性矩阵不等式方法设计了姿态控制器，并通过simulink软件对系统进行仿真。

3. 实施方案、进度安排及预期效果

实施方案：通过理论证明控制器设计的正确性，通过仿真来验证设计的有效性。最后，通过对挠性航天器姿态角和姿态角速度在不同时滞时间和不同的干扰下的响应，分析他们之间的影响关系。

进度安排：

2015年12月1日—2015年12月15日：查阅文献资料，了解航天器姿态控制系统的由来，发展与趋势。

4. 参考文献

[1] 周军. 航天器控制原理[m].西北工业大学出版社, 2001.

[2] 杨大明. 空间飞行器姿态控制系统[m].哈尔滨工业大学出版社, 2000.

[3] 刘暾. 空间飞行器动力学[m].哈尔滨工业大学出版社, 2003.