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龙图腾网恭喜南京航空航天大学申请的专利受多种扰动的柔性航天器高精度预定时间姿态跟踪控制方法获国家发明授权专利权，本发明授权专利权由国家知识产权局授予，授权公告号为：CN118795915B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2025-02-21发布的发明授权授权公告中获悉：该发明授权的专利申请号/专利号为：202411278729.5，技术领域涉及：G05D1/49；该发明授权受多种扰动的柔性航天器高精度预定时间姿态跟踪控制方法是由邓兴婷;王北超;张子扬;李爽设计研发完成，并于2024-09-12向国家知识产权局提交的专利申请。

本受多种扰动的柔性航天器高精度预定时间姿态跟踪控制方法在说明书摘要公布了：本发明公开了一种受多种扰动的柔性航天器高精度预定时间姿态跟踪控制方法，该方法包括以下步骤：步骤一，基于旋转矩阵建立柔性航天器的数学模型；步骤二，建立柔性航天器的误差运动学和动力学模型；步骤三，基于径向基神经网络RBFNN良好的非线性逼近能力，对包含外部扰动、参数不确定性，执行器故障和结构振动的集总扰动进行近似估计和补偿；步骤四，基于预定时间理论和滑模控制理论设计控制器，使得系统的最大收敛时间独立于其初始状态。本发明的有益成果在于：可以在未知先验信息的条件下利用神经网络补偿集总扰动，其中还考虑了执行器故障和饱和问题；系统稳定时间可以预先设定；提高了柔性航天器姿态跟踪控制系统的精度和稳定度。

本发明授权受多种扰动的柔性航天器高精度预定时间姿态跟踪控制方法在权利要求书中公布了：1.一种受多种扰动的柔性航天器高精度预定时间姿态跟踪控制方法，其特征在于，包括步骤如下：步骤一：基于旋转矩阵建立包含惯性参数不确定性、外部扰动、执行器饱和及故障、结构振动的柔性航天器的数学模型；步骤二：给定期望姿态和期望角速度，根据所述柔性航天器的数学模型得到柔性航天器的误差数学模型，利用等价的误差变量建立柔性航天器的误差运动学和动力学模型；设计考虑具有增益故障和附加故障的控制输入为： ；式中：u为控制输入，表示执行器的非线性饱和特性,；设定执行器的最大控制输入值为，将定义为： ; ;其中，表示执行器故障系数，，，其中是未知的正常数用来标识执行器是否正常工作； 为附加故障，满足，其中是一个未知的正标量；步骤三：设计滑模面，结合步骤二得到包含外部环境扰动、惯性参数不确定性，执行器故障和结构振动的集总扰动项，基于RBFNN网络对集总扰动项进行近似估计和补偿；所述步骤三具体为：S31设计预定时间滑模面：预定时间引理：对于非线性系统，若存在一个正定连续的Lyapunov函数，使得不等式： ；成立，式中，，，是常值，满足且；则非线性系统的平衡点是预定时间稳定的，是预定的收敛时间上界；根据所述时间引理设定预定时间滑模面的形式为： ； 的定义如下： ；结合预定时间引理，，，是可调参数，为了姿态跟踪误差满足预定时间收敛性，其变化范围满足，，且是可以预设的收敛时间上界值；S32将所述预定时间滑模面代入所述柔性航天器的误差动力学模型中，得到： ；式中，是航天器的标称动力学部分，是包含外部环境扰动、惯性参数不确定性以及执行器故障和结构振动的不确定动力学部分： ； ；利用RBFNN网络对包含外部环境扰动、惯性参数不确定性，执行器故障和结构振动的集总扰动进行补偿和近似： ；式中是最优权重矩阵，是神经网络隐含层的输出，是估计误差，且有界，；步骤四：将RBFNN对集总扰动的输出作为控制器中的不确定项的补偿信号，基于预定时间稳定性定理，设计自适应滑模控制器，使得系统的最大收敛时间独立于其初始状态，在预定时间内实现航天器的姿态跟踪误差收敛；步骤四中所述自适应滑模控制器的设计分为两步：首先设计标称控制器；再利用自适应率设计被动容错控制器，对执行器饱和及故障进行处理，则控制输入为；所述标称控制器的形式为： ； 是RBFNN的输出作为集总扰动的补偿信号，形式为，是RBFNN的实际权重，利用下列自适应率对其进行更新： ；其中，，为可调参数；选择RBFNN网络的输入向量为；设RBFNN有个神经元，则第个神经元的输出为： ； ，是隐含层第个神经元高斯基函数中心点的坐标向量，是第个神经元高斯基函数的宽度； 的形式如下： ；结合预定时间引理，，，是可调参数，其变化范围满足，，且是预定时间滑模面收敛时间上界值，且；考虑对执行器故障的处理，利用自适应率实现被动容错控制： ； 由自适应率决定，，，是自适应率的可调参数。

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