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龙图腾网恭喜深圳航天东方红卫星有限公司申请的专利一种在轨航天器纯三轴磁控预设性能姿态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：CN115562003B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2025-04-29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：202211066081.6，技术领域涉及：G05B13/04；该发明授权一种在轨航天器纯三轴磁控预设性能姿态控制方法是由李春;谢成清;袁勤;丁雪静;高尔远;韩飞设计研发完成，并于2022-09-01向国家知识产权局提交的专利申请。

本一种在轨航天器纯三轴磁控预设性能姿态控制方法在说明书摘要公布了：本发明提供了一种在轨航天器纯三轴磁控预设性能姿态控制方法，包括以下步骤：步骤1：给出单一使用磁力矩器作为执行器时航天器控制力矩计算公式；步骤2：给出姿态跟踪系统数学模型；步骤3：设计预设性能的姿态控制器完成预设性能的姿态控制。本发明的有益效果是：本发明的在轨航天器纯三轴磁控预设性能姿态控制方法仅仅将磁力矩器作为执行器，并且考虑到为解决航天器在实际工作环境中所需要的静态动态性能的要求，设计了预设性能控制器实现对于航天器的姿态响应的动态稳态性能的控制，提高了磁控航天器系统的安全性与性能的可靠性，在航天器对接分离、在轨组装、编队飞行、故障航天器救援和废弃航天器离轨等领域具有广泛应用前景。

本发明授权一种在轨航天器纯三轴磁控预设性能姿态控制方法在权利要求书中公布了：1.一种在轨航天器纯三轴磁控预设性能姿态控制方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1：给出单一使用磁力矩器作为执行器时航天器控制力矩计算公式；步骤2：给出姿态跟踪系统数学模型；步骤3：设计预设性能的姿态控制器完成预设性能的姿态控制；在所述步骤1中，给出的航天器纯磁控控制力矩计算公式为：T＝M×B1其中，M是磁偶极矩，是由磁力矩器控制线圈中的电流来产生指定方向的磁偶极矩，与地球磁场产生作用，进而产生与地球磁场B矢量垂直的控制外力矩T；磁力矩器的输出力矩具有有界性，因此采取如下限制：u＝[u1，u2，u3]T，|ui|≤0.005N·m，i＝1，2，33其中，u代表航天器受到的控制力矩，i的值1,2,3分别对应磁力矩器输出力矩在体坐标系x轴，y轴，z轴方向上的分量；在所述步骤2中，还包括：步骤2.1，给出航天器姿态动力学模型为： 其中，其中表示固定坐标系相对于惯性坐标系姿态方向的单位四元数，R4表示四维向量，q0为姿态四元数的实数部分，q为四元数的虚数部分，并且满足ω表示航天器在固定坐标系中的三轴角速度，J表示航天器转动惯量矩阵，u表示航天器受到的控制力矩，d表示航天器受到的外部干扰，q02是四元数实数部分的平方，ωx表示坐标角速度的叉乘的矩阵形式，I3表示三阶单位矩阵；步骤2.2，给出航天器姿态运动学模型为： 其中，表示误差的单位四元数，其中R4表示误差四元数是一个四维数，包括一个实部和三个虚部，其中qe0表示误差四元数的实部，qe表示误差四元数的虚部，ωe表示角速度误差，记为ωe＝ω-Rωd，wd表示角速度的期望值，表示角速度期望值的导数值，J表示航天器转动惯量矩阵，R表示旋转矩阵，定义为： 步骤2.3：联立式6、式7给出姿态跟踪模型为： 其中，P＝Q-110M＝PTJP11 其中，为额外故障，P乘起来记作M，没有具体含义，仅仅是一个便于简化的代号，D为推力分配矩阵，E为推进器效率矩阵，C表示式12的计算结果，H表示式13的计算结果，C和H无实际含义；在所述步骤3中，还包括：步骤3.1，给出预设性能函数为：Plit＜qeit＜Puit17Puit＝ksiρuit+1-ksikoiρlit18Plit＝-ksikoiρlit+1-ksiρuit19其中ksi和koi是设计参数，ρjit是性能函数，j为代号，j的值只能为u或者l； 其中ρji0，ρji∞和lji是正常数，ρji0＝ρji0；Pli和Pui分别为误差四元数预设的下界和上界，误差四元数应当大于Pli，小于Pui；步骤3.2，选用误差变换函数为： 预设性能指标转换为|εit|＜1始终成立，情况qei0＝0需要选择koi＝1；步骤3.3，通过误差变换，姿态误差系统变为： 其中，综合误差状态变量转换误差ε＝[ε1,ε2,ε3]T；D为推力分配矩阵，E为推进器效率矩阵，κ为一个待设计常数，guc为一个待设计的辅助中间信号；步骤3.4，使用反步法给出控制律。

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