发明人：王硕; 李淑贤; 孙景旭; 张延坤

本发明提供了一种挠性航天器姿态控制方法、装置、电子设备及存储介质，涉及航天器控制技术领域。该方法包括以下步骤：基于挠性振动和外界扰动，建立挠性航天器面向姿态控制模型；根据挠性航天器面向姿态控制模型，获得挠性航天器姿态闭环误差模型；基于挠性航天器姿态闭环误差模型，进一步耦合航天器刚性主体转动惯量测量偏差，获得闭环误差模型；建立预定时间滑模面；根据闭环误差模型和预定时间滑模面，获得预定时间挠性航天器姿态控制器；根据预定时间挠性航天器姿态控制器控制航天器。本发明能够有效抑制外部扰动、挠性振动、转动惯量误差的影响，且在不受初始状态影响的预定时间内实现挠性航天器的高精度姿态控制。