卫星姿态控制系统概述姿态控制系统是卫星控制系统最重要的部分，它关系着卫星是否能够在进入轨道后对惯性系或者其他参考系在预定的方向或指向上保持一定的精度。卫星姿态控制系统主要由姿态敏感器、控制器以及执行机构三个部分构成[5]。63960

姿态敏感器（attitude sensor）是姿态控制系统的测量部件，主要包括红外地平仪、数字太阳敏感器、紫外敏感器、星敏感器、光纤陀螺以及磁强计等。

执行机构主要有推力器、反作用飞轮、动量轮、控制力矩陀螺和磁力矩器[6]。

对于控制器，当前的控制方法主要有：PID控制方法、最优控制方法、鲁棒控制方法、自适应控制方法、变结构控制方法以及智能控制方法等。

2  机动路径规划研究现状

挠性卫星的快速机动要求卫星机动到期望位置所用的时间尽可能短，且振动也尽可能小。文献[7]提出了Bang-Coast-Bang（下简称BCB型机动路径）方案，该方案被应用于美国小型月球探测器Clementine。BCB型机动路径将卫星的机动角速度路径分成了加速、匀速和减速三个阶段，该路径可以使系统快速响应，且不易激起挠性附件的振动，但是控制精度却并不高。文献[8]在BCB型机动路径的基础上，提出了时间优化-零振动（TO-ZV）机动路径，其零振动控制是通过寻找执行机构的最佳切换时间来实现的，但该路径对系统模型的误差比较敏感，控制的鲁棒性较差，并且切换控制比较复杂。文献[9]针对加速度突变的问题，提出了基于S型角速度曲线的机动路径规划方法，该方法主要是应用多目标优化算法来寻找S函数的参数，并以此来确定卫星实际机动的最佳路径。但是该路径的形式较为复杂，且速度较大，很容易使执行机构饱和。针对以上出现的问题，文献[10]又提出了一种基于抛物线型角加速度曲线的机动路径（下简称抛物线型机动路径）。1996年，Draper实验室的Bedrossian在研究集中动量管理概念时，最早提出了零燃料姿态机动（Zero Propellant Maneuver，ZPM）[11]。ZPM主要用来解决机动路径规划的问题，通过规划出合理的机动路径，然后在机动过程中采用动量管理和简单的姿态控制算法，便可以实现只采用角动量交换装置就能进行的大角度姿态机动。