本發(fā)明提供了一種考慮任務時間約束的航天器姿態(tài)控制方法，包括：根據航天器模型中的參數不確定性、未建模動態(tài)和外部擾動，建立航天器姿態(tài)誤差的動力學模型和運動學模型，根據建立的所述動力學模型和所述運動學模型，引入預設性能函數對航天器的姿態(tài)回路跟蹤誤差的穩(wěn)態(tài)和瞬態(tài)性能進行約束，并根據所述約束進行控制器設計；設計線性擴張狀態(tài)觀測器，選取合適的線性擴張狀態(tài)觀測器增益，獲取系統(tǒng)狀態(tài)和總擾動估計值；使面臨執(zhí)行器飽和及部分失效的情況下，系統(tǒng)的跟蹤誤差可以收斂至預先設定的區(qū)域內。本發(fā)明實現(xiàn)了對考慮任務時間約束的航天器姿態(tài)的跟蹤控制，滿足了姿態(tài)跟蹤的穩(wěn)定性和精度要求，具有良好的魯棒性。
聲明：
“考慮任務時間約束的航天器姿態(tài)控制方法” 該技術專利(論文)所有權利歸屬于技術(論文)所有人。僅供學習研究，如用于商業(yè)用途，請聯(lián)系該技術所有人。
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編輯：管理員
來源：中冶有色技術網
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2025年03月28日 ~ 30日 
