0引言
目前，大多数卫星姿态控制器都是基于精确的执行器安装信息设计而成的.然而，受机械加土技术的限制，执行器并不是精确安装的，它存在一定的安装偏差，并将影响卫星姿态控制的精度.针对卫星执行器安装偏差问题，有关学者开展了相关研究.特别地，文献针对推力器安装偏差的卫星编队控制问题，提出了一种自适应控制设计策略.但推力器产生的推力是固定不变的，而反作用飞轮提供的力矩是时变的，故文献的结果并不适用于飞轮控制的卫星.
在轨卫星部件将不可避免地产生故障，因此设计控制算法实现对故障的容错控制便成为目前姿态控制研究的热点之一例如:Jin等针对反作用飞轮失效故障，基于时间滞后法设计了姿态跟踪容错控制器;Ca等针对推力器失效故障问题，提出了一种自适应姿态跟踪控制算法;Hub等针对反作用飞轮故障，提出了一种基于KFCM法的故障诊断方法;Ruiter等针对JC2Sat-FF卫星的磁力矩棒故障问题，设计了姿态容错稳定控制器;Ma等考虑飞轮故障，采用自适应控制方法设计了一种航天器姿态补偿控制器;Cao等针对小卫星反作用飞轮故障问题，基于非奇异终端滑模控制方法提出了一种容错姿态控制策略.
虽然上述容错控制方法能够在卫星执行器故障情况下实现姿态控制，但控制器设计过程中并没有考虑执行器安装偏差这一实际问题.为此，本文在上述研究结果的基础上，针对存在外部干扰、不确定转动惯量、反作用飞轮安装偏差以及部分失效故障的卫星姿态稳定问题，提出一种滑模容错控制策略.与现有姿态容错控制方法相比，本文方法能够同时处理执行器故障及其安装偏差两大问题.特别地，所提出的方法可在有限时间内实现对姿态的几乎全局渐近稳定控制.
反作用飞轮安装偏差和部分失效故障问题设计了容错控制器，实现卫星姿态稳定控制.该控制器能够处理外部干扰以及不确定的转动惯量特性，同时在不需要任何在线或离线故障信息情况下实现对飞轮失效故障及安装偏差的容错控制.将本文所提出的姿态稳定控制方法应用十某型卫星的仿真结果验证了该方法的有效性及其工程实用价值.
