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申请/专利权人：南京航空航天大学
摘要：本发明公开了基于整形规划的双抑振自抗扰挠性航天器姿态控制方法，具体涉及航天器姿态控制技术领域，包括如下步骤：基于现有的全驱系统理论框架，根据挠性航天器姿态动力学与运动学模型，将航天器姿态模型转换为全驱系统控制模型；针对全驱系统控制模型设计姿态控制器架构；对于控制律的线性反馈部分，其参数矩阵由全驱系统理论框架下的直接参数法确定；对于控制律的非线性项补偿部分，采用扩张状态观测器对其进行综合观测估计；对于目标姿态，采用路径规划与输入成型对其进行设计，以保证快速姿态控制的同时，挠性振动得以有效抑制以实现高精度敏捷姿态控制。
主权项：1.基于整形规划的双抑振自抗扰挠性航天器姿态控制方法，其特征在于：包括如下步骤：步骤1、基于现有的全驱系统理论框架，根据挠性航天器姿态动力学与运动学模型，将航天器姿态模型转换为二阶全驱系统控制模型；步骤2、针对步骤1中的全驱系统控制模型设计姿态控制器架构；步骤3、对于步骤2中控制律的线性反馈部分，其参数矩阵A0、A1由全驱系统理论框架下的直接参数法确定；步骤4、对于步骤2中控制律的非线性项补偿部分，采用扩张状态观测器对其进行综合观测估计；步骤5、对于步骤2中目标姿态，采用路径规划与输入成型对其进行设计，以保证快速姿态控制的同时，挠性振动得以有效抑制以实现姿态控制。
全文数据：
权利要求：
百度查询： 南京航空航天大学 基于整形规划的双抑振自抗扰挠性航天器姿态控制方法
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