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5.2 反步控制 43
5.3 本章小结 56
结论 57
致谢 58
参考文献59
附录A 61
附录B 62
1 引言
1.1 课题研究背景
姿态控制系统是各类航天器中的一个关键分系统，直接决定了航天器快速机动任务完成的质量。自20世纪90年代以来，越来越多的航天任务要求用较小的卫星实现更强的功能：例如，用于跟踪地面移动目标的导弹跟踪卫星和雷达卫星，高精度地球观测和空间监测、分布式平台、卫星交会和小型星际探测器等，此类任务的实现需要快速的旋转机动能力，要求卫星有着良好的机动性能，能够高效快速地完成姿态机动任务[1-2]。
要实现一个高性能的姿态控制系统，仅把反作用控制系统作为唯一的执行机构显然是不够的。因为这不但增加了燃料的消耗，而且其指向精度相对比较低，同时喷气对挠性结构模态的激励以及对环境的污染也是不容忽视的。另一方面，对于卫星的快速机动任务而言，要求执行机构在机动过程中能够提供连续并且较大的控制力矩，然而目前的姿态控制系统常用的执行机构(如推力器，磁力矩器等)无法有效地提供这种快速姿态机动能力。相对而言，惯性执行机构则可避免以上的诸多问题，适于作为航天器正常运行过程中的姿态稳定机构[1,3]。
惯性执行机构通常有以下几种类型：反作用飞轮(reaction wheel，简称RW)、动量轮(Momentum wheel，简称MW)和控制力矩陀螺(Control Momentum Gyroscope，简称 CMG)等。总结发达国家航天器的研制经验和规律，姿态控制系统普遍采用CMG作为其执行机构，其本身所具有的优点，如控制力矩大、响应速度快、拥有极高的力矩放大作用及功耗较低等显著特点，可满足大型航天器大角度快速机动的控制要求。此外，CMG可以在不增加功耗、质量和体积的条件下为小卫星提供独特的控制力矩、角动量和姿态机动能力，这将有助于小卫星变得更加机动灵活，大大地增加了地球观测和科学任务的数据返回率。因此，通过研究控制力矩陀螺的控制方法及特性来提高航天器姿态控制性能具有重要的现实意义[2-3]。
根据框架的不同，控制力矩陀螺又可分为单框架(Single Gimbal CMG，简称SGCMG)和双框架(Double Gimbal CMG，简记DGCMG)两种[1]。目前，控制力矩陀螺在航天器姿态控制系统中已有广泛的应用。已发射或正在研究的利用SGCMG作为执行机构的航天器主要有：和平号空间站(MIR)、BIlSAT-1侦查卫星、WorldView地球成像卫星以及Pleiades光学遥感卫星(未发射)等。其中BIlSAT-1侦查卫星使用的是飞轮和SGCMG相结合的系统作为执行机构，仅以SGCMG作为执行机构的卫星只有WorldView地球成像卫星和Pleiades光学遥感卫星。以DGCMG作为姿态执行器的典型航天器有：天空实验室(Skylab)、KH-11侦查卫星、国际空间站(International Space Station)等[1]。
1.2 控制力矩陀螺研究现状
1.3 控制力矩陀螺概述
1.3.1 控制力矩陀螺原理
控制力矩陀螺由飞轮、支撑飞轮的框架以及框架转动伺服系统组成。框架转动迫使动量飞轮的角动量改变方向，飞轮角动量进动产生陀螺力矩作用在框架上，以抵消外部扰动力矩或按要求进行机动。陀螺力矩为转子角动量矢量与框架转动角速度矢量的叉积，其作用方向沿其角动量变化的相反的方向，大小为角动量在单位时间内的变化率[9]。
1.3.2 控制力矩陀螺特性
(1)进动性：陀螺沿着其自转轴进行转动的方向垂直于所加的外力矩方向。
双自由度陀螺仪为例，介绍控制力矩陀螺的进动特性。双自由度陀螺仪受外力矩作用时，若外力矩绕内环轴作用，则陀螺仪绕外环轴转动；若外力矩绕外环轴作用，则陀螺仪绕内环轴转动。陀螺仪的转动方向与外力矩的作用方向相垂直，称为陀螺仪的进动性[10]。