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航天器的大角度快速机动中的姿态确定问题已经成为近年来的研究热点与难点,高精度、大角度的快速机动任务对卫星姿态确定系统与姿态控制系统同时提出了较高的精度要求,针对这一背景,本次研究主要围绕快速机动卫星姿态确定与控制问题的以下方面进行:快速机动卫星姿态确定算法的设计。首先,针对姿态动力学模型非线性强的特性,引入误差模型的概念,基于最小模型误差原理,给出了模型误差的状态估计方程,对于滤波系统模型进行修正,从而实现对于滤波精度的提升;针对星敏感器精度高但采样周期长,陀螺仪精度相对较低但采样周期短的特性,引入互补滤波算法,给出了对于卫星姿态确定系统的互补滤波算法;针对近似线性模型与真实模型相差较大的特性,引入鲁棒滤波算法,将系统误差视为系统模型中的不确定项,通过矩阵不等式变换将误差方差矩阵限定在某一可接受范围内,从而实现对于系统状态的估计。其中基于最小模型误差原理的改进EKF算法与基于互补滤波算法的姿态确定算法均属于本次研究的创新内容。快速机动卫星时间最优路径的设计。采用伪谱法与配点法对于卫星姿态机动进行路径规划,基于输出力矩处于饱和状态时有时间最优路径的假设条件,给出了卫星姿态机动的时间最优路径。对于卫星姿态机动的时间最优问题进行描述,引入配点法与伪谱法,给出了基于这两种方法的非线性规划模型,对于卫星姿态机动中的三轴耦合与三轴独立情形分别进行分析,给出了rest to rest机动的时间最优路径。同时基于传统的Bang-Bang控制律设计卫星单轴机动的最优路径,对二者的结果进行了对比。快速机动卫星姿态跟踪控制律的设计。对于前文提出的姿态时间最优路径设计跟踪控制律,引入有限时间控制,设计了基于积分滑模与终端函数的有限时间姿态跟踪控制律,以实现卫星真实轨迹在有限时间内追踪上期望轨迹。同时考虑到卫星不可能一直处于快速机动的状态,并考虑到输出力矩上限,设计了有限输出力矩跟踪控制律。