简介： 本发明提供了一种考虑任务时间约束的航天器姿态控制方法，包括：根据航天器模型中的参数不确定性、未建模动态和外部扰动，建立航天器姿态误差的动力学模型和运动学模型，根据建立的所述动力学模型和所述运动学模型，引入预设性能函数对航天器的姿态回路跟踪误差的稳态和瞬态性能进行约束，并根据所述约束进行控制器设计；设计线性扩张状态观测器，选取合适的线性扩张状态观测器增益，获取系统状态和总扰动估计值；使面临执行器饱和及部分失效的情况下，系统的跟踪误差可以收敛至预先设定的区域内。本发明实现了对考虑任务时间约束的航天器姿态的跟踪控制，满足了姿态跟踪的稳定性和精度要求，具有良好的鲁棒性。