CN118011838B - 一种基于仿生激励干扰分离器的航天器误差标定方法 - Google Patents
一种基于仿生激励干扰分离器的航天器误差标定方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN118011838B CN118011838B CN202410412175.7A CN202410412175A CN118011838B CN 118011838 B CN118011838 B CN 118011838B CN 202410412175 A CN202410412175 A CN 202410412175A CN 118011838 B CN118011838 B CN 118011838B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- error
- spacecraft
- interference
- bionic
- excitation
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
- 230000005284 excitation Effects 0.000 title claims abstract description 49
- 239000011664 nicotinic acid Substances 0.000 title claims abstract description 41
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 28
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 claims abstract description 24
- 230000008878 coupling Effects 0.000 claims abstract description 15
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 claims abstract description 15
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 claims abstract description 15
- 238000000926 separation method Methods 0.000 claims abstract description 12
- 230000003068 static effect Effects 0.000 claims abstract description 9
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 claims description 28
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 claims description 4
- 238000013461 design Methods 0.000 claims description 3
- 230000009466 transformation Effects 0.000 claims description 2
- 238000012512 characterization method Methods 0.000 abstract 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 8
- 230000006399 behavior Effects 0.000 description 3
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 2
- 230000007774 longterm Effects 0.000 description 2
- 230000008569 process Effects 0.000 description 2
- 241001465754 Metazoa Species 0.000 description 1
- 241000287509 Piciformes Species 0.000 description 1
- 229910052788 barium Inorganic materials 0.000 description 1
- DSAJWYNOEDNPEQ-UHFFFAOYSA-N barium atom Chemical compound [Ba] DSAJWYNOEDNPEQ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 230000003592 biomimetic effect Effects 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 238000004132 cross linking Methods 0.000 description 1
- 238000013016 damping Methods 0.000 description 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 1
- 201000010099 disease Diseases 0.000 description 1
- 208000037265 diseases, disorders, signs and symptoms Diseases 0.000 description 1
- 239000003814 drug Substances 0.000 description 1
- 210000001035 gastrointestinal tract Anatomy 0.000 description 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 1
- 235000012054 meals Nutrition 0.000 description 1
- 230000005486 microgravity Effects 0.000 description 1
- 210000003205 muscle Anatomy 0.000 description 1
- 230000009022 nonlinear effect Effects 0.000 description 1
- 230000010355 oscillation Effects 0.000 description 1
- 238000002601 radiography Methods 0.000 description 1
- 238000004088 simulation Methods 0.000 description 1
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
本发明涉及一种基于仿生激励干扰分离器的航天器误差标定方法，属于航天器控制领域，针对挠性振动干扰与执行机构误差下的航天器姿态控制系统，所述方法包括如下步骤：首先，基于航天器姿态动力学方程、挠性振动干扰的动态模型以及执行机构误差的静态模型，建立航天器深耦合姿态动力学模型；其次，基于干扰可分离性条件给定仿生激励信号，设计仿生激励干扰分离器实现对挠性振动干扰与执行机构误差的分离估计；最后，提出基于仿生激励干扰分离器的执行机构误差标定方法，实现对效率因子、死区非线性右边界参数和死区非线性左边界参数的在线标定。本发明具有干扰表征精细、误差标定精度高等优点，可用于航天器高精度在轨误差标定与姿态控制。
Description
技术领域
本发明属于航天器控制领域，具体涉及一种基于仿生激励干扰分离器的航天器误差标定方法。
背景技术
随着航天技术的发展，航天任务日益复杂化与精密化，对姿态控制的精度与稳定度等指标需求不断提升。然而，航天器姿态控制系统受到多来源干扰与误差因素的影响，包括来自太阳帆板与天线的挠性振动干扰、执行机构长时运行带来的失效误差、执行机构死区非线性以及空间环境干扰等。与地面环境不同，空间微重力环境下航天器姿态对干扰与误差更加敏感，极易产生姿态振荡与漂移的问题，影响航天任务的精确性与可靠性。此外，与地面无人系统不同，航天器长期在轨运行，具有可靠性需求高且难以维护的特点，这对航天器的智能自主性提出迫切需求。如何对航天器多来源干扰与误差进行自主地在轨识别、标定与补偿，进而完成高精度的姿态控制成为实现精密航天任务的重要保障。
执行机构作为航天器姿态控制的“肌肉”，其输出精度直接决定了姿态控制的性能。然而，长期在轨运行造成的失效以及死区非线性等因素带来的执行机构误差不可避免。执行机构误差的智能自主在轨标定具有重要的理论与实际意义。对于执行机构误差标定而言，一项挑战性问题是多来源干扰与误差交联混杂，挠性振动干扰、环境干扰与执行机构误差在同一控制通道内相互耦合。因此，要实现对执行机构误差的在轨精确标定，亟需解决多来源干扰与误差的分离问题。
通过输入与输出信息进行干扰反演的干扰估计技术在航天器的误差标定过程中具有重要的应用价值。常用的干扰估计技术包括干扰观测器与扩张状态观测器等。干扰观测器在充分利用干扰特征信息的基础上实现对干扰的精细估计，扩张状态观测器将系统中所有干扰归结为单一集总干扰进行实时估计。然而，这些干扰估计技术仅针对单一类型干扰，无法实现干扰分离。中国发明专利申请ZL201710579481.X发明了一种基于干扰观测器与扩张状态观测器的干扰估计技术；中国发明专利申请ZL201710904100.0发明了一种挠性航天器强抗扰姿态控制技术，利用干扰观测器与扩张状态观测器分别估计挠性振动干扰与环境干扰，但是，基于干扰观测器与扩张状态观测器的估计技术仅适用于可建模干扰与慢时变干扰并存的情形，对失效误差等乘性干扰的适用性较低。
值得说明的是，目前的干扰估计技术中所涉及的控制输入均是为保证姿态控制性能而设计的，没有从信号分离的角度去构造控制输入、施加控制激励，造成干扰可分离性差。控制输入信号的构造与激励是一种典型的仿生技术，在人类或动物行为中广泛存在。例如，医学中通过钡餐造影检查消化道疾病，啄木鸟通过敲打树干判别空隙等。将仿生激励技术用于航天器智能自主的误差标定具有重要的应用前景，可为解决航天器精细的误差补偿与高精度的姿态控制提供一种重要技术手段。
发明内容
针对现有航天器姿态控制系统难以实现多来源干扰与误差分离、误差自主标定能力不足的问题，本发明提供一种基于仿生激励干扰分离器的航天器误差标定方法，将仿生激励行为纳入到航天器智能自主的误差标定过程中。具体地，建立航天器深耦合姿态动力学模型，在此基础上，设计仿生激励干扰分离器实现对挠性振动干扰与执行机构误差的分离估计，进而提出执行机构误差标定方法，实现航天器误差的在轨自主标校，为星间激光通信、空间/对地观测等精密姿态控制任务提供理论与技术支撑。
为达到上述目的，本发明采用如下技术方案：
一种基于仿生激励干扰分离器的航天器误差标定方法，包括以下步骤：
步骤1、基于航天器姿态动力学方程、挠性振动干扰的动态模型以及执行机构误差的静态模型，建立航天器深耦合姿态动力学模型；
步骤2、基于干扰可分离性条件给定仿生激励信号，设计仿生激励干扰分离器实现对挠性振动干扰与执行机构误差的分离估计；
步骤3、提出基于仿生激励干扰分离器的执行机构误差标定方法，实现对效率因子、死区非线性右边界参数和死区非线性左边界参数的在线标定。
本发明的有益效果在于：
本发明针对挠性振动干扰与执行机构误差下的航天器误差在轨自主标定问题，设计了一种基于仿生激励干扰分离器的航天器误差标定方法，借助仿生激励行为设计了一种仿生激励干扰分离器，克服了传统干扰估计技术难以实现多来源干扰与误差精细分离、无法实现精细误差标定的难题，可显著提升星间激光通信、空间/对地观测等精密航天任务中航天器的抗干扰能力与姿态控制精度。
附图说明
图1为本发明的一种基于仿生激励干扰分离器的航天器误差标定方法的流程图。
具体实施方式
下面结合附图及实施例对本发明进一步详细说明。
如图1所示，本发明的一种基于仿生激励干扰分离器的航天器误差标定方法包括如下步骤：
第一步，基于航天器姿态动力学方程、挠性振动干扰的动态模型以及执行机构误差的静态模型，建立航天器深耦合姿态动力学模型：
挠性振动干扰与执行机构误差下的航天器姿态动力学方程为：
，
其中，为航天器的惯量矩阵；/>与/>分别表示航天器的绝对角速度与角速度跟踪误差，/>为/>的一阶时间导数，/>与/>分别表示/>的叉乘矩阵和/>的叉乘矩阵；/>表示期望角速度，/>表示/>的一阶时间导数，/>表示坐标转换矩阵，/>代表控制输入，/>表示执行机构误差；/>与/>分别表示挠性振动干扰与环境干扰；
由于刚挠耦合作用，挠性振动干扰与航天器的绝对角速度以及控制输入存在动态耦合关系，因此，将挠性振动干扰表征为动态模型的形式：
，
其中，表示挠性振动干扰的动态模型状态变量，/>表示/>的一阶时间导数；/>、/>和/>为已知的系数矩阵，其表达式为、/>和；/>表示刚挠耦合矩阵，/>表示/>的转置矩阵，/>表示航天器的惯量矩阵/>的逆矩阵；/>与/>分别表示挠性振动干扰的阻尼矩阵与刚度矩阵；与/>分别表示/>行/>列与/>行3列的零矩阵，/>表示/>行/>列的单位矩阵，/>代表挠性振动干扰的模态阶次；
航天器的三个控制通道配置三个独立的执行机构；在执行机构失效与死区非线性作用下，执行机构误差与控制输入/>存在静态耦合关系；此时，将执行机构误差表征为静态模型的形式：
，
其中，表示第/>个控制通道的执行机构误差，/>为正整数，在1、2和3中取值；表示第/>个控制通道的控制输入，/>表示第/>个控制通道的效率因子；/>表示第/>个控制通道的死区非线性右边界参数，/>表示第/>个控制通道的死区非线性左边界参数；
联立航天器姿态动力学方程、挠性振动干扰的动态模型以及执行机构误差的静态模型，建立航天器深耦合姿态动力学模型为：
，
其中，表示执行机构误差/>的一阶时间导数，/>表示3行3列的零矩阵，、/>和/>分别表示/>行3列、3行/>列以及/>行1列的零矩阵。
第二步，基于干扰可分离性条件给定仿生激励信号，设计仿生激励干扰分离器实现对挠性振动干扰与执行机构误差的分离估计：
在建立的航天器深耦合姿态动力学模型中，航天器的角速度跟踪误差可测，如果执行机构误差/>为分段常值的形式，那么挠性振动干扰与执行机构误差/>满足干扰可分离性条件；为此，给定仿生激励信号为分段常值的形式，表达式为：
，
其中，为仿生激励信号，/>表示仿真时刻，/>表示激励结束时刻；/>和/>为固定时刻，与激励结束时刻/>相关；/>、/>和/>均为正的常数；在给定的仿生激励信号下，控制输入/>设计为/>，其中，/>表示执行机构误差/>的估计值；然后设计仿生激励干扰分离器实现对挠性振动干扰与执行机构误差的分离估计；仿生激励干扰分离器包括挠性振动干扰观测器/>和执行机构误差观测器/>两部分：
，
其中，和/>分别代表挠性振动干扰/>的估计值和执行机构误差/>的估计值，/>表示挠性振动干扰的动态模型状态变量的估计值，/>和/>均为辅助状态变量，/>和/>分别表示/>的一阶时间导数和/>的一阶时间导数，/>为挠性振动干扰观测器/>的增益矩阵，/>为执行机构误差观测器/>的增益矩阵；/>表示同时大于死区非线性右边界参数和死区非线性左边界参数的正数；/>为关于/>的切换函数，定义为，/>代表符号函数，在-1、0和1中取值；/>表示第/>个控制通道的仿生激励信号，/>为正整数，在1、2和3中取值；上标“T”表示转置运算；
第三步，提出基于仿生激励干扰分离器的执行机构误差标定方法，实现对效率因子、死区非线性右边界参数和死区非线性左边界参数的在线标定：
基于仿生激励干扰分离器的估计信息，提出执行机构误差标定方法为：
，
其中，表示第/>个控制通道的效率因子/>的估计值，/>表示第/>个控制通道的死区非线性右边界参数/>的估计值，/>表示第/>个控制通道的死区非线性左边界参数/>的估计值；/>、/>和/>为给定时刻，分别满足/>、/>和；/>表示第/>个控制通道的执行机构误差/>的估计值；/>表示/>从给定时刻/>到固定时刻/>的积分值，/>表示/>从给定时刻/>到固定时刻/>的积分值，/>表示/>从给定时刻/>到激励结束时刻/>的积分值；将效率因子、死区非线性右边界参数以及死区非线性左边界参数的在线标定结果纳入控制输入/>的设计中，实现对执行机构误差的实时标定与补偿。
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术。
Claims (3)
1.一种基于仿生激励干扰分离器的航天器误差标定方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤1、基于航天器姿态动力学方程、挠性振动干扰的动态模型以及执行机构误差的静态模型，建立航天器深耦合姿态动力学模型；
步骤2、基于干扰可分离性条件给定仿生激励信号，设计仿生激励干扰分离器实现对挠性振动干扰与执行机构误差的分离估计；
步骤3、提出基于仿生激励干扰分离器的执行机构误差标定方法，实现对效率因子、死区非线性右边界参数和死区非线性左边界参数的在线标定；
所述步骤3包括，基于仿生激励干扰分离器的估计信息，提出执行机构误差标定方法，实现对效率因子、死区非线性右边界参数和死区非线性左边界参数的在线标定：
，
其中，表示第/>个控制通道的执行机构误差，/>为正整数，在1、2和3中取值，/>表示第个控制通道的执行机构误差/>的估计值，/>、/>和/>均为正的常数；/>表示第/>个控制通道的效率因子，/>表示第/>个控制通道的死区非线性右边界参数，/>表示第/>个控制通道的死区非线性左边界参数；/>、/>和/>分别表示第/>个控制通道的效率因子/>、第/>个控制通道的死区非线性右边界参数/>和第/>个控制通道的死区非线性左边界参数/>的估计值；/>表示激励结束时刻；/>和/>为固定时刻，与激励结束时刻/>相关；/>、/>和/>为给定时刻；/>表示/>从给定时刻/>到固定时刻/>的积分值，/>表示/>从给定时刻到固定时刻/>的积分值，/>表示/>从给定时刻/>到激励结束时刻/>的积分值；将效率因子、死区非线性右边界参数以及死区非线性左边界参数的在线标定结果纳入控制输入/>的设计中，实现对执行机构误差的实时标定与补偿。
2.根据权利要求1所述的一种基于仿生激励干扰分离器的航天器误差标定方法，其特征在于，所述步骤1包括，建立挠性振动干扰与执行机构误差下的航天器姿态动力学方程；将挠性振动干扰表征为动态模型的形式，将执行机构误差表征为静态模型的形式；联立航天器姿态动力学方程、挠性振动干扰的动态模型以及执行机构误差的静态模型，建立航天器深耦合姿态动力学模型为：
，
其中，与/>分别表示航天器的绝对角速度与角速度跟踪误差，/>为/>的一阶时间导数，/>与/>分别表示/>的叉乘矩阵和/>的叉乘矩阵；/>表示期望角速度，/>表示/>的一阶时间导数，/>表示坐标转换矩阵，/>代表控制输入，/>表示环境干扰；/>为航天器的惯量矩阵，/>表示航天器的惯量矩阵/>的逆矩阵；/>表示挠性振动干扰的动态模型状态变量，表示/>的一阶时间导数；/>、/>和/>为已知的系数矩阵；/>表示执行机构误差，/>表示执行机构误差/>的一阶时间导数；/>表示3行3列的零矩阵，/>、/>和/>分别表示行3列、3行/>列以及/>行1列的零矩阵；/>代表挠性振动干扰的模态阶次。
3.根据权利要求2所述的一种基于仿生激励干扰分离器的航天器误差标定方法，其特征在于，所述步骤2包括，针对建立的航天器深耦合姿态动力学模型，基于干扰可分离性条件给定仿生激励信号为分段常值的形式，然后设计仿生激励干扰分离器实现对挠性振动干扰与执行机构误差的分离估计；所述仿生激励干扰分离器包括挠性振动干扰观测器和执行机构误差观测器/>两部分：
：/>，
：/>，
其中，和/>分别表示挠性振动干扰和执行机构误差，/>和/>分别代表挠性振动干扰的估计值和执行机构误差/>的估计值，/>表示挠性振动干扰的动态模型状态变量的估计值，/>和/>均为辅助状态变量，/>和/>分别表示/>的一阶时间导数和/>的一阶时间导数，为仿生激励信号，/>为挠性振动干扰观测器/>的增益矩阵，/>为执行机构误差观测器的增益矩阵；/>表示同时大于死区非线性右边界参数和死区非线性左边界参数的正数；为关于/>的切换函数。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202410412175.7A CN118011838B (zh) | 2024-04-08 | 2024-04-08 | 一种基于仿生激励干扰分离器的航天器误差标定方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202410412175.7A CN118011838B (zh) | 2024-04-08 | 2024-04-08 | 一种基于仿生激励干扰分离器的航天器误差标定方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN118011838A CN118011838A (zh) | 2024-05-10 |
| CN118011838B true CN118011838B (zh) | 2024-06-07 |
Family
ID=90945566
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202410412175.7A Active CN118011838B (zh) | 2024-04-08 | 2024-04-08 | 一种基于仿生激励干扰分离器的航天器误差标定方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN118011838B (zh) |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN103885450A (zh) * | 2014-03-03 | 2014-06-25 | 天津大学 | 无人直升机姿态非线性控制方法及验证平台 |
| CN106020221A (zh) * | 2016-05-30 | 2016-10-12 | 北京航空航天大学 | 一种基于输出反馈的抗干扰姿态控制验证平台及验证方法 |
| CN113835340A (zh) * | 2021-09-08 | 2021-12-24 | 哈尔滨工程大学 | 一种考虑输入量化和非线性死区的水下机器人无模型控制方法 |
| CN116500891A (zh) * | 2023-04-19 | 2023-07-28 | 北京航空航天大学 | 基于强化学习的航天器容错控制方法 |
| CN117311377A (zh) * | 2023-11-30 | 2023-12-29 | 北京航空航天大学 | 一种基于复合干扰分离估计的航天器精细姿态控制方法 |
| CN117648000A (zh) * | 2024-01-30 | 2024-03-05 | 北京航空航天大学 | 一种挠性充液卫星紧耦合抗干扰姿态控制方法 |
Family Cites Families (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6473034B2 (en) * | 2000-09-19 | 2002-10-29 | American Gnc Corp. | Method and system for anti-jamming simulation |
-
2024
- 2024-04-08 CN CN202410412175.7A patent/CN118011838B/zh active Active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN103885450A (zh) * | 2014-03-03 | 2014-06-25 | 天津大学 | 无人直升机姿态非线性控制方法及验证平台 |
| CN106020221A (zh) * | 2016-05-30 | 2016-10-12 | 北京航空航天大学 | 一种基于输出反馈的抗干扰姿态控制验证平台及验证方法 |
| CN113835340A (zh) * | 2021-09-08 | 2021-12-24 | 哈尔滨工程大学 | 一种考虑输入量化和非线性死区的水下机器人无模型控制方法 |
| CN116500891A (zh) * | 2023-04-19 | 2023-07-28 | 北京航空航天大学 | 基于强化学习的航天器容错控制方法 |
| CN117311377A (zh) * | 2023-11-30 | 2023-12-29 | 北京航空航天大学 | 一种基于复合干扰分离估计的航天器精细姿态控制方法 |
| CN117648000A (zh) * | 2024-01-30 | 2024-03-05 | 北京航空航天大学 | 一种挠性充液卫星紧耦合抗干扰姿态控制方法 |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Velocity-Tracking Control Based on Refined Disturbance Observer for Gimbal Servo System With Multiple Disturbances;Cui Yangyang 等;IEEE TRANSACTIONS ON INDUSTRIAL ELECTRONICS;20211111;第69卷(第10期);第10311-10321页 * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN118011838A (zh) | 2024-05-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Zhang et al. | Prescribed performance adaptive attitude tracking control for flexible spacecraft with active vibration suppression | |
| Zhu et al. | An enhanced anti-disturbance attitude control law for flexible spacecrafts subject to multiple disturbances | |
| Glida et al. | Optimal model-free backstepping control for a quadrotor helicopter | |
| Liang et al. | Observer-based H∞ fault-tolerant attitude control for satellite with actuator and sensor faults | |
| Hu | Robust adaptive sliding-mode fault-tolerant control with L2-gain performance for flexible spacecraft using redundant reaction wheels | |
| Calise | Development of a reconfigurable flight control law for the X-36 tailless fighter aircraft | |
| Zhang et al. | Adaptive nonsingular terminal sliding mode control design for near space hypersonic vehicles | |
| CN109164709A (zh) | 一种基于改进型Smith预估器的光电跟踪系统控制方法 | |
| CN109143866A (zh) | 一种考虑执行器受限问题的刚性飞行器自适应固定时间姿态跟踪控制方法 | |
| Zhao et al. | Adaptive dynamic sliding mode control for near space vehicles under actuator faults | |
| Qin et al. | Robust parameter dependent receding horizon H∞ control of flexible air‐breathing hypersonic vehicles with input constraints | |
| Wei et al. | On novel adaptive saturated deployment control of tethered satellite system with guaranteed output tracking prescribed performance | |
| Shao et al. | Input-and-measurement event-triggered control for flexible air-breathing hypersonic vehicles with asymmetric partial-state constraints | |
| Jia et al. | Observer-based reaction wheel fault reconstruction for spacecraft attitude control systems | |
| Bu et al. | Robust tracking control of hypersonic flight vehicles: A continuous model-free control approach | |
| CN111439392B (zh) | 一种航天器编队位置协同控制方法 | |
| Qiao et al. | Adaptive control of missile attitude based on BP–ADRC | |
| Jin et al. | Adaptive finite-time consensus of a class of disturbed multi-agent systems | |
| CN115220467A (zh) | 一种基于神经网络增量动态逆的飞翼飞行器姿态控制方法 | |
| CN118011838B (zh) | 一种基于仿生激励干扰分离器的航天器误差标定方法 | |
| Gunes et al. | Output feedback sliding mode control of a fixed-wing UAV under rudder loss | |
| Fu et al. | Coordinated attitude control for synthetic aperture radar satellites with quantization and communication delay | |
| Bierling et al. | Comparative analysis of mrac architectures in a unified framework | |
| Liu et al. | Gust response stabilization for rigid aircraft with multi-control-effectors based on a novel integrated control scheme | |
| CN117022674A (zh) | 一种抗退绕挠性航天器姿态跟踪复合控制方法 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |