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公开(公告)号：CN110083171A
公开(公告)日：2019-08-02
申请号：CN201910364543.4
申请日：2019-04-30
Applicant: 哈尔滨工业大学(深圳)
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明提供了一种挠性航天器的动态滑模姿态跟踪控制的方法及系统，该方法包括：步骤S1：建立挠性航天器基于误差姿态四元数的运动学方程和动力学方程；步骤S2：通过引入动态切换函数，设计了挠性航天器姿态跟踪问题的动态滑模姿态跟踪控制律，并设计了一个有限时间收敛的鲁棒微分器对挠性航天器系统的部分状态进行估计。本发明的有益效果是：本发明通过切换函数的设计有效抑制了传统滑模控制律符号函数引起的抖振的问题，动态滑模姿态跟踪控制的方法可以使航天器系统进行姿态跟踪。
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