中文摘要：

航天器姿态控制系统的正常运行，是航天器顺利完成各种飞行任务的根本保证。而当姿态控制系统的执行机构出现故障只能输出两维或一维的控制力矩时，完整驱动航天器将退化为欠驱动航天器。系统地研究欠驱动航天器姿态动力学与控制问题，对于保证航天器正常的姿态控制性能，提高系统可靠性、降低执行机构配置的冗余度、降低成本等有重要作用。然而，目前关于欠驱动航天器姿态控制的研究还很不充分，且很少考虑到实际工程背景。本项目主要研究欠驱动航天器的姿态动力学与控制问题。主要研究内容包括欠驱动航天器的可控性和可镇定性分析；使用控制力矩陀螺的欠驱动姿态控制器设计；应用欠驱动系统控制理论，解决陀螺群奇异时的操纵问题；欠驱动航天器的姿态机动和跟踪控制器设计；考虑工程背景的欠驱动航天器姿态控制器设计，如存在干扰和不确定性等。项目完成后，将大大丰富欠驱动航天器姿态控制方面理论，为航天器姿态控制系统设计提供新的理论和技术基础。

结论摘要：

欠驱动航天器是指执行机构可以提供的控制力矩个数少于航天器姿态运动的自由度数目的航天器。对于单刚体航天器，当其仅受一个或两个力矩控制时即为欠驱动航天器。欠驱动航天器的运动方程存在非完整约束，具有强非线性特性，这使得其控制问题与完全驱动航天器有本质区别。研究主要包括五个方面，1）欠驱动航天器的全局与局部可控性、可镇定性分析；2）完全避免奇异的冗余陀螺群操纵律设计；3）欠驱动航天器的姿态机动和姿态跟踪控制器设计；4）(w, z)姿态描述法的应用；5）实际工程背景下的欠驱动航天器姿态控制。研究对象主要集中在执行机构为推力器、飞轮、动量轮和控制力矩陀螺的情况。具体成果如下1） 分析了分别带有一对、两对推力器，或者一个、两个飞轮或陀螺的航天器的姿态的小时间局部可控性（Small-Time Local Controllability, STLC）和可镇定性，得到了相应的充分条件和必要条件。特别地，对于带有两个飞轮或两个陀螺的航天器，在整星角动量为零的情况下，航天器的姿态可以被时不变分段连续或时变连续反馈控制律镇定。2） 在整星零角动量的情况下，提出四元数奇异控制器，分别解决了带有两个平行安装、斜装陀螺的航天器的姿态稳定与机动控制，在国内外属首次得到。3）提出利用陀螺与航天器的组合动力学模型进行姿态控制器设计，分析了由航天器与三个或者三个以上的陀螺组成的组合系统的STLC特性与可镇定性。研究表明陀螺的内奇异并不影响组合系统的STLC特性与可镇定性，这表明为实现三轴姿态稳定，并不需要规避或者脱离陀螺的内奇异，甚至可以接近并在航天器到达期望姿态时，使陀螺群处于内奇异。4） 针对带有两对推力器的航天器，利用微分平滑法设计了可行性机动轨迹，并利用Radau伪谱法设计了时间最优机动轨迹，利用退步控制法设计了非线性姿态跟踪控制律。5） 基于(w, z)参数的姿态描述方式，研究了带有两个飞轮的航天器的指向稳定控制问题，利用(w, z)参数带来的运动学方程的解耦特性，分析得到了视线轴的位置，设计了LQR控制器使视线轴稳定到空间中的任意方向。6）针对带有两个飞轮的航天器，提出了使两个飞轮免于出现转速饱和的姿态机动控制器。研究了周期干扰力矩和柔性附件对欠驱动刚体航天器的姿态可控性的影响。针对带有两对推力器的航天器，利用退步法分别设计了能抑制外部干扰的角速度稳定控制律和三轴稳定控制律。