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姿态控制系统概述当航天器进入轨道后，它需要保持在预定的方位或者指向上，如果任务需要，对它的控制还要在一定的精度范围内，这与姿态控制系统（Attitude Control System,ACS）性能的优劣有着莫大的关系。一般来说，航天器姿态控制分为以下几个部分：
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(1) 定向：某些应用下，需要按照一定精度保持中心体或挠性结构(如太阳帆板、桁架)在预定的转动或惯性的参考方向上。这时姿态控制系统不仅要保证单轴或者三轴稳定，还要克服外部干扰的影响，达到一定的精度，这就需要通过添加控制方法来实现。26752
(2) 姿态机动(再定向)：星体本体参考方向发生改变的定向过程。
(3) 捕获：当航天器处于不确定姿态中时，需要系统通过对它进行姿态控制使它进入定向状态。航天器姿态由不确定到确定的过程叫捕获。如初始姿态角与姿态角速度不确定，通过机动控制使它进入定向状态。因此捕获又称为初始对准。捕获通常分为两个阶段：粗对准和精对准，首先由粗对准进行速度较快、精度较低的对准，然后在粗对准的基础上进行精对准，这种对准方式可以有效缩短捕获时间，提高捕获速度。论文网
(4) 跟踪：保持对活动目标的定向。
本文主要研究挠性航天器在轨运行中的姿态机动控制问题。近年来已出现许多方法，如Vadali[2]通过姿态四元数分析、设计了一种基于二次型性能指标的线性的变结构控制律。徐世杰[3]Lyapunov函数出发，在姿态机动的同时保证系统的增益呈现指数规律的变化。胡庆雷[4]设计出双回路鲁棒主动振动的控制方法，这样抑制振动的效果明显。赖爱芳[5]针对高度非线性的卫星姿态控制系统，提出了一种Backstepping控制算法。该算法中加入了RBF神经网络，能够补偿系统中存在的不确定性，使卫星姿态达到高性能控制。Tiwari[6]等设计了有限时间收敛的二阶滑模姿态控制器。为了解决系统不确定性和外部扰动信号，在算法中采用自适应方法。Kim等[7]针对有两个控制输入的欠驱动航天器系统，提出了一个顺序子机动策略，可以有效地解决机动过程中跳跃不连续的问题。但针对挠性航天器姿态机动控制的研究还不够理想，例如变结构控制存在抖振，Lyapunov函数的选择存在一定困难等。
2 基于状态相关的Riccati方程（SDRE）研究现状
基于状态相关的Riccati方程(State-Dependent Riccati Equation,SDRE)的非线性规划思想是在1962年由Pearson首先提出的[8]。上世纪90年代中期，SDRE方法不断发展[9]并被证明具有一定的鲁棒性，因此得到了广泛应用。近年来，由于SDRE方法提供的算法较为简单且控制效果较好，它在非线性系统的最优控制器设计中有了较多的应用。Donald T. Stansbery等[10]采用SDRE的非线性控制方法来同时调节卫星飞行的姿态与位置。Noboru等[11]采用SDRE的方法控制在柔性基座上的单摆稳定运动。张军等[12]通过将非线性系统动力学模型伪线性化，然后用SDRE获得具有自适应能力的控制律。孙凯丽等[13]采用状态相关的Riccati方程设计高超声速飞行器控制系统，最后通过仿真验证SDRE方法在该系统中的可行性以及优越性。以上研究充分显示了SDRE方法在非线性系统中的良好性能，因此它受到了更多关注。Menon深入研究并设计了基于SDRE的离散时间系统中的控制器[14]，Bracci估计了SDRE控制器的吸引区域范围[15]，Pittner则对SDRE控制器在过程控制领域的应用做了研究[16]；另外，为了获得更精确的控制效果，不少学者拓展了研究，将SDRE方法与其它先进控制方法相结合。Xin等[17]为了处理系统中存在的参数不确定性的问题，在基于SDRE方法设计的控制系统中引入了人工神经网络。文献[18-19]中采用SDRE与动态逆控制相结合的方法获得系统的动力学方程；Gasbarri等[20]基于航天器的简化模型，利用SDRE方法设计非线性姿态控制器，来控制系统的完整模型（包括刚体、弹性与轨道耦合几部分）。为了减少刚性姿态与挠性动力学之间的相互作用，在SDRE方法中引入了输入成形技术来修正期望跟踪轨迹。