本發(fā)明提供了一種考慮任務(wù)時間約束的航天器姿態(tài)控制方法,包括:根據(jù)航天器模型中的參數(shù)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(xué)模型和運動學(xué)模型,根據(jù)建立的所述動力學(xué)模型和所述運動學(xué)模型,引入預(yù)設(shè)性能函數(shù)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(jù)所述約束進行控制器設(shè)計;設(shè)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(yù)先設(shè)定的區(qū)域內(nèi)。本發(fā)明實現(xiàn)了對考慮任務(wù)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。
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“考慮任務(wù)時間約束的航天器姿態(tài)控制方法” 該技術(shù)專利(論文)所有權(quán)利歸屬于技術(shù)(論文)所有人。僅供學(xué)習(xí)研究,如用于商業(yè)用途,請聯(lián)系該技術(shù)所有人。
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