本發(fā)明公開了一種考慮飛輪不確定性的航天器姿態(tài)控制方法,包括以下步驟:考慮追蹤航天器的姿態(tài)控制機(jī)構(gòu)飛輪存在不確定性的情況下,建立追蹤航天器與自由翻滾失效航天器之間的姿態(tài)跟蹤動(dòng)力學(xué)模型;設(shè)計(jì)非奇異固定時(shí)間抗退繞滑模面;構(gòu)建追蹤航天器的自適應(yīng)容錯(cuò)滑模姿態(tài)跟蹤控制器,并且給出該控制器可處理的飛輪安裝偏差角范圍。本發(fā)明的控制方法具有響應(yīng)時(shí)間快,控制器魯棒性強(qiáng),節(jié)省能量等特性,適合應(yīng)用于存在飛輪不確定性(安裝偏差和故障)的追蹤航天器完成對(duì)自由翻滾失效航天器觀測(cè)的姿態(tài)跟蹤控制任務(wù)。
聲明:
“考慮飛輪不確定性的航天器姿態(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(qǐng)聯(lián)系該技術(shù)所有人。
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