1、液體燃料作為一種廣泛使用的航天能源，其晃動不可避免地對航天器姿態(tài)穩(wěn)定造成負面影響，而充液航天器作為一類固-液耦合的復雜模型，其動力學建模研究涉及到流體力學、經典力學等，系統(tǒng)中存在的強非線性、強耦合性、零動態(tài)不穩(wěn)定等問題都是控制領域研究的重點和難點。
　　首先，介紹了課題的研究背景和研究意義，綜述了充液航天器動力學建模研究及姿態(tài)控制技術研究現(xiàn)狀。
　　其次，針對一類在二維平面內平動的充液航天器模型，在其等效控制輸入的簡化模型基

2、礎上提出了一種滑模狀態(tài)觀測器的設計方法，通過選取可測狀態(tài)航天器姿態(tài)角間接估計出了晃動角狀態(tài)，并通過有界性證明及誤差分析得出晃動估計角在一定誤差范圍內可以快速逼近真實值的結論。該方法有效解決了液體晃動角度實際中無法測量的情況，具有一定的工程意義。
　　再次，本文直接針對充液航天器實際控制器設計了滑?？刂破?。相比于采用等效控制輸入的簡化模型方法，由于不存在等效控制器與實際控制器的轉換誤差問題，因此在滑?？刂破髯饔孟鲁湟汉教炱鞯淖藨B(tài)能夠

3、快速穩(wěn)定，系統(tǒng)魯棒性較強。隨后，針對航天器實際控制器出現(xiàn)的未知推力及扭矩故障，采用自適應方法估計了未知故障信息，所設計的容錯滑?？刂破饕材軌蛟诠收洗嬖诘那闆r下穩(wěn)定充液航天器姿態(tài)。
　　最后，針對三維面內的充液航天器進行了建模研究。首先，在建立的地心慣性坐標系、軌道坐標系、航天器體坐標系及液體晃動坐標系的基礎上采用角動量守恒定律建立了充液航天器各個部分對其質心的慣性力矩，并將其與三軸充液航天器的拉格朗日方程相結合，得出完整的動力學方