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龙图腾网获悉安徽工程大学申请的专利一种用于刚性航天器系统的预定义时间容错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：CN119847201B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2025-10-17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：202411966960.3，技术领域涉及：G05D1/495；该发明授权一种用于刚性航天器系统的预定义时间容错控制方法是由陶玫玲;方吴昊;陶慧敏;刘立景;曾德丽;张帅设计研发完成，并于2024-12-30向国家知识产权局提交的专利申请。

本一种用于刚性航天器系统的预定义时间容错控制方法在说明书摘要公布了：本发明公开了一种用于刚性航天器系统的预定义时间容错控制方法，涉及航空航天飞行控制技术领域，包括以下步骤：S1、建立刚性航天器姿态跟踪误差的容错控制系统的运动学和动力学模型，初始化系统状态以及控制参数；S2、基于刚性航天器的姿态误差跟踪控制系统，设计非奇异预定义时间滑模面；S3、设计非奇异自适应容错预定义时间控制器，本发明设计基于预定义时间预设性能函数和非奇异自适应容错预定义时间控制方法，有效地解决了控制器设计过程中潜在的抖振问题，在控制器故障、惯性不确定性和外部干扰同时存在的情况下，保证了姿态跟踪误差的稳态性能和状态约束，保证系统预定义时间收敛。

本发明授权一种用于刚性航天器系统的预定义时间容错控制方法在权利要求书中公布了：1.一种用于刚性航天器系统的预定义时间容错控制方法，其特征在于：包括以下步骤： S1、建立刚性航天器姿态跟踪误差的容错控制系统的运动学和动力学模型，初始化系统状态以及控制参数； S2、基于刚性航天器的姿态误差跟踪控制系统，设计非奇异预定义时间滑模面； S3、设计非奇异自适应容错预定义时间控制器； 所述步骤S1中，刚性航天器角速度误差跟踪控制系统的动力学模型表达形式为： 1 其中，和分别是刚性航天器的角速度和角加速度，和分别是刚性航天器的角速度误差和角速度误差的时间导数，和分别是刚性航天器的角速度期望值和角速度期望值的时间导数，是反作用飞轮的角速度，是运算符号，将运算符号应用于和，表示如下：和，是反作用飞轮的转动惯性矩阵，和分别表示转动惯性矩阵的标称部分和不确定部分，是反作用飞轮的控制力矩分配矩阵，表示相应的旋转矩阵，，是反作用飞轮输入，是执行器控制效率矩阵，表示第个反作用飞轮的有效系数，是反作用飞轮的附加故障输入，是外部扰动； 刚性航天器姿态跟踪误差系统的运动学模型表达形式为： 2 3 其中，，,表示姿态跟踪误差的向量部分，,表示姿态跟踪误差的标量部分,和分别是和的时间导数； 所述步骤S2中，设计过程如下： 设计性能函数为： 4 其中，，和是的初始值和最终值，是预先定义的性能函数的收敛时间上界； 设计标准化跟踪误差为： 5 设计非奇异预定义时间滑模面为： 6 其中，,，为符号函数，是的向量形式，函数，为的一阶导数；，；是预先定义的非奇异预定义时间滑模面的收敛时间上界； 对进行时间上的求导： 7 其中，，，，，，,是的一阶导数，，是的逆矩阵； 所述步骤S3中，设计过程如下： 设计函数为： 8 其中，； 设计非奇异自适应容错预定义时间控制器为： 9 其中，为的范数，为的范数，是预先定义的姿态跟踪误差的收敛时间上界，，，是惯性矩阵特征值的最大值，与是估计参数，与是与的自适应律，，； 设计自适应参数的更新律为： 10 11 其中，，，，，，，是的范数形式； 设计李雅普诺夫函数和： 12 13 其中，是的转置，和是估计参数的误差值； 对式6进行求导得： 14 将刚性航天器动力学模型式1、式2和式3代入到式7中得到： 15 其中，为的二阶导数，，，； 对式13进行微分得到： 16 将式14带入式16中得到： 17 将式15带入式17中得到： 18 将式9，式10和11带入式18中得到： 19 由于存在和的两种情况，如果将式19写成的形式，则判定系统是预定义时间收敛的；其中，，，，，； 由此可以得出结论刚性航天器系统中的姿态跟踪误差可以收敛到足够小的区域，其收敛的区域为： 20 其中，，，为的时间上界。

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