技術(shù)特征：

1.一種非對稱時變約束下的撓性敏捷航天器姿態(tài)控制方法，其特征在于：該方法包括下列步驟：

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的非對稱時變約束下的撓性敏捷航天器姿態(tài)控制方法，其特征在于：在步驟s1中，所述的姿態(tài)控制模型的表達式為：

3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的非對稱時變約束下的撓性敏捷航天器姿態(tài)控制方法，其特征在于：在步驟s2中，所述的全狀態(tài)約束不等式表示為：

4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的非對稱時變約束下的撓性敏捷航天器姿態(tài)控制方法，其特征在于：在步驟s3中，所述的敏捷航天器的模態(tài)觀測器以及干擾觀測器的結(jié)構(gòu)分別表示為：

5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的非對稱時變約束下的撓性敏捷航天器姿態(tài)控制方法，其特征在于：在步驟s4中，所述的用于處理姿態(tài)角約束的非對稱時變積分型李亞普諾夫函數(shù)具體表示為：

6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的非對稱時變約束下的撓性敏捷航天器姿態(tài)控制方法，其特征在于：在步驟s4中，所述的用于處理角速度約束的恒定積分型李亞普諾夫函數(shù)具體表示為：

7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的非對稱時變約束下的撓性敏捷航天器姿態(tài)控制方法，其特征在于：在步驟s5中，所述的非對稱全狀態(tài)約束下的撓性敏捷航天器姿態(tài)控制器具體表示為：

技術(shù)總結(jié)
本發(fā)明涉及一種非對稱時變約束下的撓性敏捷航天器姿態(tài)控制方法，包括：建立關(guān)于撓性振動、未知外界干擾力矩以及慣性參數(shù)不確定性的撓性敏捷航天器的姿態(tài)控制模型；建立敏捷航天器的全狀態(tài)約束不等式；設(shè)計敏捷航天器的模態(tài)觀測器以及干擾觀測器，構(gòu)建出非對稱全狀態(tài)約束下的撓性敏捷航天器姿態(tài)控制器，利用所述的撓性敏捷航天器姿態(tài)控制器對敏捷航天器的姿態(tài)進行控制。該方法由于無需誤差變換直接處理狀態(tài)約束的優(yōu)先性，實現(xiàn)了柔性敏捷航天器的非對稱全狀態(tài)約束控制性能。并且在存在多重約束和擾動的情況下，姿態(tài)控制性能和系統(tǒng)魯棒性能夠提高。

技術(shù)研發(fā)人員：馮振欣,趙友雪,周軍,黃河
受保護的技術(shù)使用者：西北工業(yè)大學寧波研究院
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2024/12/19