● 摘要
航天器在轨运行时，各方面因素的共同作用下，传感器、执行机构及系统的内部元件存在一定概率出现故障。故障的发生将使系统控制性能显著下降、稳定性遭受破坏，甚至导致航天器失效，这是航天器在轨执行任务时不愿出现的情况。为此，本论文开展了航天器姿态稳定控制中，执行机构发生故障情况下的控制方案设计，旨在使执行机构发生故障时仍使航天器姿态保持稳定。
首先，本文建立了刚体航天器执行机构（单框架常速控制力矩陀螺）在故障情况下的动力学方程。动力学方程中引进一个矩阵表征执行机构力矩输出能力，为分析执行机构发生故障对系统的影响提供了可能。
其次，研究了陀螺框架角组合避免陷入奇异状态的操纵律设计问题。既知框架角速度求解不唯一的情况下，必须考虑单框架常速控制力矩陀螺的奇异问题，以避免在操纵过程中，陀螺陷入奇异框架角组合。
最后，在同时考虑航天器执行机构出现故障、存在系统惯量参数变化和外界干扰力矩作用下的系统姿态稳定控制问题，提出了一种将自适应滑模技术与神经网络技术相结合的鲁棒容错控制方案。利用切比雪夫神经网络（CNN）逼近动力学方程中的不确定非线性项；运用自适应滑模技术在线辨识执行机构故障信息上界限值，因此不需要准确的故障信息值，避开了主动容错控制技术因需要执行机构准确的故障信息和控制器重构这两部分给系统带来的复杂性。
研究结果表明，所提出的控制方法，使航天器在面对系统参数不确定、外界干扰和执行机构部分失效的情况下依然使滚转、俯仰、偏航姿态角渐进收敛于零。李亚普诺夫稳定性证明以及刚体航天器姿态稳定数值仿真结果表明该方法理论可行，且具有一定应用前景。