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龙图腾网获悉南京航空航天大学申请的专利一种输入受限的挠性航天器全驱姿态饱和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：CN117284501B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2025-07-25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：202311459788.8，技术领域涉及：B64G1/24；该发明授权一种输入受限的挠性航天器全驱姿态饱和控制方法是由吴云华;王典;马松靖;华冰;陈志明设计研发完成，并于2023-11-03向国家知识产权局提交的专利申请。

本一种输入受限的挠性航天器全驱姿态饱和控制方法在说明书摘要公布了：本发明公开了一种输入受限的挠性航天器全驱姿态饱和控制方法，包括如下步骤：步骤1、基于全驱系统理论方法，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；步骤2、针对步骤1中的挠性航天器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中控制律，考虑控制执行机构的物理限制，设计饱和函数，保证控制输入力矩在合理范围内。本发明能够在执行器能力范围内实现刚体姿态与挠性振动抑制。

本发明授权一种输入受限的挠性航天器全驱姿态饱和控制方法在权利要求书中公布了：1.一种输入受限的挠性航天器全驱姿态饱和控制方法，其特征在于，包括如下步骤： 步骤1、基于全驱系统理论方法，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；具体包括如下步骤： 步骤11、考虑输入饱和下的真实控制力矩； 步骤12、考虑输入饱和的挠性航天器经典姿态模型，运动学模型与动力学模型； 式中，J为航天器转动惯量矩阵；δ为中心刚体与挠性附件的耦合矩阵；η为挠性振动模态；u为控制力矩，C、K分别为阻尼矩阵、刚度矩阵；d＝esv+Td为集总扰动；Gσ＝0.25[1-σTσI3+2σ×+2σ·σT]为坐标转换矩阵，ω＝[ωxωyωz]T∈R3为航天器相对于惯性系在本体系下的姿态角速度，I3为单位阵，斜对称阵σ×＝[0-σzσy；σz0-σx；-σyσx0]； 步骤13、将航天器经典姿态模型转化为二阶全驱系统； 步骤2、针对步骤1中的挠性航天器全驱系统控制模型设计姿态控制器架构；姿态控制器架构包括线性状态反馈主部uf与非线性项补偿部分ud，对该控制输入上再作增益调节； v＝NDχτa τa＝uf+ud 式中，NDχ＝diag[Nχ1,Nχ2,Nχ3]为控制力矩增益调节函数，选取努斯鲍姆型函数，这里取uf为线性状态反馈部分，以获得期望线性闭环系统，ud是系统集总非线性补偿控制器，τa为全驱系统理论框架下的控制律输出； 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中控制律，考虑控制执行机构的物理限制，设计饱和函数，保证控制输入力矩在合理范围内；包括如下步骤： 步骤51、计算控制律输出； τa＝uf+ud 式中，uf为线性状态反馈部分，以获得期望线性闭环系统，ud是系统集总非线性补偿控制器，τa为全驱系统理论框架下的控制律输出； 步骤52、设计努斯鲍姆型函数的变量χ自适应律，使其关联系统状态X与控制律输出τa，通过χ的调节有效协调系统性能与系统能耗，其满足更新律； 式中，为χ更新因子；存在正定矩阵P满足式其中，Ac＝VFV-1； 步骤53、选取努斯鲍姆型函数NDχ＝diag[Nχ1,Nχ2,Nχ3]为控制力矩增益调节函数，这里取计算控制指令力矩v＝NDχτa； 步骤54、利用以下饱和函数satvi对控制指令力矩进行限幅； 其中，sgn·为符号函数，umax是执行器最大输出能力。

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