题目：欠驱动非完整航天器的姿态控制问题研究

本文研究欠驱动航天器的姿态控制问题。

首先，基于非线性控制理论分析了使用RWs/MWs、SGCMGs、VSCMG的刚体欠驱航天器系统的小时间局部可控性（STLC）和可镇定性。在整星零角动量假设下，证明了带有两个SGCMGs或一个VSCMG的航天器可以被时不变分段连续的反馈和周期时变连续反馈镇定到任意静止姿态。针对带有三个及以上SGCMGs的航天器，将陀螺群奇异时的系统视为一个瞬时欠驱动系统，并以框架转速为输入对其进行控制特性分析，表明经典的独立型陀螺群和屋顶型陀螺群的内奇异与绝大部分外奇异不影响航天器姿态的STLC特性和可镇定性。

其次，针对两个力矩分别沿星体惯量主轴的情况，利用可行轨迹拼接法，研究了姿态机动路径规划问题。设计了至多需要两次单轴转动的视线指向控制方案和至多需要三次单轴转动的任意姿态机动方案，并给出实现这两类任务所需要的所有转角的解析表达式。

然后，分析了带有两对推力器、两个RWs/MWs、两个平行安装或斜装的SGCMGs、一个VSCMG的航天器的姿态运动方程，发现在一定条件下它们均可以用统一的系统方程描述。利用动态逆法和退步法设计了时不变不连续的姿态镇定控制律，并证明了闭环系统稳定性。提出了避免控制过程中飞轮转速饱和的方案，以及通过操纵律设计折衷处理陀螺奇异规避与精确姿态镇定之间矛盾的方法。

最后，针对使用两个RWs/MWs、两个平行安装的SGCMGs、一个VSCMG的航天器，使用横截函数法设计了姿态跟踪控制器，证明了其对任意参考轨迹的跟踪误差一致终极有界。针对满足持续性条件的可行参考轨迹，构造了渐近稳定的闭环系统零动态，使跟踪误差渐近收敛到零。

通过数值仿真检验了多种工程因素对所设计的控制器的控制效果的影响，分析了控制参数的选取原则。为验证所提出的控制方案的正确性和可行性，对两个SGCMGs斜装的情况在三轴气浮台上成功地进行了大角度姿态机动实验。