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龙图腾网获悉东南大学申请的专利基于分数阶滑模的航天器容错控制方法与系统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：CN119689856B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2025-11-07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：202411800233.X，技术领域涉及：G05B13/04；该发明授权基于分数阶滑模的航天器容错控制方法与系统是由温广辉;张猛;王利楠;张祚铭;赵丹设计研发完成，并于2024-12-09向国家知识产权局提交的专利申请。

本基于分数阶滑模的航天器容错控制方法与系统在说明书摘要公布了：本发明公开了一种基于分数阶滑模的航天器容错控制方法与系统，属于自动控制领域。其中方法包括：首先，构建航天器姿态动力学模型，包括航天器混合故障执行器建模、航天器惯性矩阵不确定部分建模和航天器外部扰动建模。根据构建航天器姿态动力学模型，基于有限时间理论设计航天器的集中扰动观测器，对航天器集中扰动进行补偿。其次，基于分数阶滑模理论设计新型航天器姿态有限时间容错控制器，确保航天器能够在有限时间内稳定地达到并维持在期望的姿态与角速度状态,最后，将容错控制器与事件触发技术相结合，设计航天器姿态系统事件触发机制，降低控制器更新频率，避免控制中心与航天器之间的通信资源消耗，从而提高航天器在执行任务过程中的高效性和可靠性。

本发明授权基于分数阶滑模的航天器容错控制方法与系统在权利要求书中公布了：1.基于分数阶滑模的航天器容错控制方法，其特征在于，包括以下步骤： S1、基于姿态四元数构建刚体航天器的姿态运动学与动力学模型，并引入集中扰动模型； 在受到外部干扰、惯性矩阵不确定部分和执行器混合故障条件下，单个航天器运动学和动力学模型改写为： 其中为集中干扰；qv＝[q1,q2,q3]T为四元数的矢量部分；q0为四元数的标量部分；为单位矩阵；为航天器刚体坐标系下的角速度；为q0的导数；为为qv的导数；为ω对时间的导数；J0为第i个卫星的转动惯量；ω×为ω的反对称矩阵；是通过航天器姿态控制系统控制指令的期望值；d0表示外部干扰；J为航天器惯性矩阵；J0为惯性矩阵；ΔJ为惯性矩阵不确定部分；τa＝Γt+Pt-Iτc；为航天器的偏置故障，Pt＝diagρ1,ρ2,ρ3为故障失效因子矩阵； S2、设计基于有限时间理论的干扰观测器； 针对航天器，并同时考虑到执行器故障、外部扰动以及惯性矩阵不确定部分的多重干扰因素，设和分别是航天器角速度ω和集中干扰d的估计值，设计如下形式的有限时间干扰观测器： 上式中d为集中干扰，为d的导数，sign表示符号函数，具体定义如下： 该观测器能够在有限时间内有效地估计出未知的集中干扰值；即，当t＞t0时，由有限时间非光滑理论可知，所设计的有限时间干扰观测器，能够在有限时间内精确估计航天器所受到的集中干扰值d； S3、设计基于分数阶滑模理论的航天器姿态有限时间容错控制器； 给出如下控制器形式： 其中，μ1＝diagμ11,μ12,μ13，μ2＝diagμ21,μ22,μ23分别是两个常对角矩阵，每一个分量均为大于零的正数；α1，α2分数阶并满足0＜α1，α2＜1；γ1，γ2是指数并满足0＜γ1，γ2＜1；Dax为分数阶微分算子；0＜λ＜1，|s|1-λ＝diag|s1|1-λ,|s2|1-λ,|s3|1-λ，η＝diagη1,η2,η3是正实数矩阵；qe和ωe分别是与姿态角和角速度相关的跟踪误差；是一个自适应时变矩阵，并定义为如下形式： 上式中，ηmax是的一个上界，正参数饱和函数satx定义为： 该控制器能够确保航天器的姿态和角速度的期望跟踪误差在有限时间内收敛到一个领域内；即，航天器的姿态和角速度将在有限时间内趋近于期望值； S4、设计航天器姿态系统事件触发机制，在违反预定义的触发条件时，通过无线网络将值τct更新到执行器中； S5、将步骤S3中控制器输入步骤S1中航天器的运动学和动力学模型，得到的闭环系统即航天器容错控制系统。

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