1.一种基于固定时间滑模的飞行器自适应姿态控制方法，其特征在于：所述控制方法包括以下步骤：步骤1，建立飞行器的运动学和动力学模型，初始化系统状态以及控制参数，过程如下：

1.1飞行器姿态系统的运动学模型表达形式为：其中qv＝[q1,q2,q3]T和q4分别是单位四元数的矢量部分和标量部分且满足分别是qv和q4的导数；Ω∈R3是飞行器的角速度；I3是R3×3单位矩阵；×是运算符号，将运算符号×应用于a＝[a1,a2,a3]T，得：

1.2飞行器姿态系统的动力学模型表达形式为：其中J∈R3×3是飞行器的转动惯性矩阵； 是飞行器的角加速度；u∈R3和d∈R3是控制力矩和外部扰动；

1.3假设转动惯性矩阵J＝J0+ΔJ，其中J0和ΔJ分别表示J的标称部分和不确定部分，则式(4)重新写成：进一步得到：

1.4对式(1)进行微分，得到：其中 为干扰和不确定性的集合，满足且c1,c2,c3为正常数；

步骤2，在存在转动惯量不确定和外部扰动的情况下，基于飞行器的姿态控制系统，设计所需的滑模面，过程如下：选择固定时间滑模面S∈R3为：其中，α1和β1为正常数； m1,n1,p1,r1为正奇数，满足m1＞n1和p1＜r1＜

2p1；Sau＝[Sau1,Sau2,Sau3]T，Saui可以表示为：υ为正常数；函数

定义为

步骤3，设计固定时间自适应控制器，其过程如下：

3.1考虑固定时间自适应控制器被设计为：其中

Fe定义为：

K＞0，m2,n2,p2,r2为正奇数，满足m2＞n2，p2＜r2＜2p2； 分别为c1,c2,c3的估计；||·||表示值的二范数；

3.2设计自适应参数的更新律：其中η1,η2,η3,ε1,ε2,ε3为正常数； 分别为 的导数；

步骤4，固定时间稳定性证明，其过程如下：

4.1证明飞行器系统所有信号都是一致最终有界，设计李雅普诺夫函数为如下形式：其中 ST是S的转置；

对式(15)进行求导，并将(7)代入，得到：对任意的正常数δ1,δ2,δ3，存在下列不等式：因此，式(15)表达为：

其中min{·}表示最小值；

则判定飞行器系统所有信号都是一致最终有界的，因此，存在一个正常数γ2，使得成立；

4.2证明固定时间收敛，设计李雅普诺夫函数为如下形式：对式(21)进行求导，并将(7)和(9)代入，得到：如果式(22)写成

其中

基于以上分析，飞行器系统状态在固定时间一致最终有界。