本著作針對(duì)航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)存在的諸多擾動(dòng)問(wèn)題，基于線性矩陣不等式（LMI）方法對(duì)該系統(tǒng)的多目標(biāo)優(yōu)化控制問(wèn)題進(jìn)行詳細(xì)分析及理論研究。航天器姿態(tài)控制精度及穩(wěn)定度與終端小角度姿態(tài)機(jī)動(dòng)關(guān)系密切，且極易受模型參數(shù)不確定性、控制器增益攝動(dòng)、執(zhí)行機(jī)構(gòu)故障、輸入受限及輸入時(shí)延等諸多因素影響。LMI方法具有三方面優(yōu)勢(shì)：全局最優(yōu)解和數(shù)值可靠性、多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計(jì)和成熟軟件包，在穩(wěn)定性及控制領(lǐng)域是非常有效。本著作凝聚了作者近十年的原創(chuàng)性研究成果，將剛體和柔性航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)模型進(jìn)行歸一化處理，基于此融合LMI方法進(jìn)行一系列針對(duì)具體問(wèn)題的控制算法研究。

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