随着空间技术的发展,全球每年卫星发射数量在逐步增加,但卫星在轨失效的数目也在逐步增加。当航天器达到寿命末期时,大部分情况下其有效载荷仍然能够继续工作,但由于推进系统携带的燃料耗尽或执行机构失效,从而使其丧失了三轴姿态控制能力和轨道位置保持能力,若能够恢复其姿态与轨道控制能力,则可使其继续在轨工作。采用接管控制技术来延长航天器在轨寿命为合理处置这些失效卫星提供了一种新思路。目标航天器接管控制主要是指服务航天器通过空间机械手、对接机构或者其它等设备与目标航天器固连形成组合体后,接管其姿态与轨道控制功能,通过自身的执行机构来实现对目标航天器姿态与轨道的精确控制。由于非合作目标航天器无交会对接相关辅助设备,与其进行对接比较困难,故采用空间机器人对其进行抓捕更具有普遍性。因此,本文以美国的SUMO/FREND项目为背景,研究空间机器人目标抓捕后姿态接管控制相关的关键技术问题,为未来的卫星寿命延长、失控卫星救助、轨道垃圾清理等在轨服务提供理论支持。由于目标航天器的质量特性参数未知,这种参数的不确定性和未知性给目标航天器的精确姿态接管控制带来了很大的挑战。空间机器人抓捕目标后形成的组合体属于变参数变构型的非线性强耦合时变系统,具有参数变化大、构型突变、动力学强耦合和目标控制系统失效等新特性,而目前国内外关于空间机器人目标抓捕后姿态接管控制的研究很少,在理论研究和验证实验方面都比较欠缺,且存在很多未解决的关键技术问题。因此,论文主要针对空间机器人目标抓捕后姿态接管控制中涉及到的质量特性参数辨识、控制系统重构和执行机构控制重分配等方面的关键技术问题进行了研究。论文的主要研究内容和研究成果如下:首先,研究了空间机器人抓捕后目标航天器的质量特性参数辨识问题,提出一种基于机械臂运动的目标航天器质量特性参数辨识方法。该辨识方法利用空间机械臂进行大范围运动来改变组合航天器系统的质量分布,从而改变组合航天器的线速度和角速度,并分别利用线动量守恒和角动量守恒来辨识出目标航天器质量特性参数,包括质量、质心与惯量。该辨识方法仅需要空间机械臂进行较大范围的运动即可辨识,不需要消耗航天器上宝贵的喷气燃料;同时,该辨识方法还实现了质量、质心与惯量等辨识参数的相互解耦,仅需要测量航天器的速度,而不是加速度和力,可操作性强,辨识精度较高。其次,研究了控制系统失效和确定模型目标航天器的姿态稳定接管控制问题,提出了一种基于反作用轮控制系统重构的目标航天器姿态稳定接管控制方法。该方法采用-?稳定度设计的SDRE(Sate-Dependent Riccati Equation)控制方法来重构服务航天器的姿态控制律,并通过?-D求解方法得到SDRE控制器的次最优控制律,然后采用伪逆控制分配算法将姿态重构控制律给出的期望控制量在服务航天器的各反作用轮之间进行控制力矩重分配,实现对控制系统失效目标航天器的姿态稳定接管控制。该方法能够使系统的闭环极点按要求远离虚轴,具有更好的稳定性,且大幅度减少了计算量,具有较高的实时性。但是,考虑反作用轮控制力矩有限,容易饱和,而机械臂运动对组合体平台产生的较大耦合力矩可以作为姿态控制力矩,因此,针对目标航天器姿态偏差较大情况,提出一种基于机械臂耦合力矩评估的目标航天器姿态稳定接管控制方法。该方法采用CPSO算法来寻找机械臂的最优姿态调整轨迹,并通过机械臂耦合力矩评估的反作用轮控制补偿的方式,实现对控制系统失效目标航天器的姿态稳定接管控制。该方法充分利用了机械臂耦合力矩大的特点,避免了传统姿态控制中反作用轮控制力矩有限,易出现饱和等缺点,且不需要消耗燃料。然后,研究了控制系统失效和未知模型目标航天器的姿态机动接管控制问题,提出一种基于推力器控制系统重构的目标航天器姿态机动接管控制方法。该方法通过参数线性化方法从Lagrange动力学方程中分离出组合航天器的未知惯量参数,并采用改进的自适应动态逆控制技术来重构服务航天器的姿态接管控制律,然后考虑到控制输入受限问题,通过零空间修正伪逆的控制分配算法将姿态重构控制律给出的期望控制量在服务航天器的各推力器之间进行推力重分配,实现对控制系统失效和未知模型目标航天器的姿态机动接管控制。该方法不仅能够保证位置跟踪误差和速度跟踪误差全局收敛,而且克服了传统伪逆法难以考虑的控制输入受限问题,能够满足航天器的在轨实时性要求。最后,研究了部分执行机构失效和不确定模型目标航天器的姿态机动接管控制问题,提出一种基于冗余推力器动态控制分配的目标航天器姿态机动接管控制方法。该方法采用指令滤波Backstepping控制来重构服务航天器的姿态接管控制律,并利用Lyapunov方法分析系统稳定性,然后考虑到燃料消耗和控制输入受限问题,通过基于约束最优二次规划的动态控制分配算法来对服务航天器和目标航天器推力器进行推力重分配,实现对部分执行机构失效和不确定模型目标航天器的姿态机动接管控制;最后从燃料消耗角度考虑,与仅采用服务航天器推力器对目标航天器进行姿态机动接管控制方法进行了比较。该方法不仅能够对推力器进行幅值和速度限制约束,避免航天器受到推力器喷气羽流冲击影响,而且在特定冗余推力器构型下,可以充分利用服务航天器的推力器和目标航天器的部分推力器对目标航天器进行姿态机动接管控制,相比较仅采用服务航天器推力器控制所消耗燃料大幅度减少。