本發(fā)明涉及一種針對飛輪飽和及摩擦特性的撓性航天器姿態(tài)控制方法，適用于需要搭載執(zhí)行能力有限且需要實現(xiàn)高精度控制的撓性航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)，屬于航天器姿態(tài)控制領(lǐng)域。

背景技術(shù)：
近年來隨著人類探索太空行動不斷豐富，任務(wù)復(fù)雜度越來越大，需求也越來越大，要求航天器搭載更大的太陽能電池光板能提供更多的能量。此外，隨著航天器任務(wù)作業(yè)的愈發(fā)遙遠(yuǎn)，也對航天器通訊天線提出了更高要求，需要結(jié)構(gòu)更大、功率更強的天線以便于遠(yuǎn)距離接收微弱的信號；供電與通訊等需求都使得航天器需要搭載越來越大的附件，從發(fā)射成本和技術(shù)實施難度來說，搭載航天器的質(zhì)量體積均有嚴(yán)格限制，因此上述附件通常采用低質(zhì)量、低剛度的撓性結(jié)構(gòu)設(shè)計，大量的撓性附件使用，在航天器本體進(jìn)行機動時，撓性結(jié)構(gòu)會產(chǎn)生針對，從而會嚴(yán)重影響航天器姿態(tài)控制精度，甚至影響最后的任務(wù)。此外航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)的可靠性和長期工作穩(wěn)定性一直是航天器研制中的關(guān)鍵技術(shù)。飛輪是衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)中最重要的執(zhí)行部件之一，近幾年發(fā)射的長壽命、高精度、多功能三軸穩(wěn)定衛(wèi)星，幾乎毫不例外地利用飛輪作為主要執(zhí)行部件。但是飛輪具有非常鮮明的特點，受限于機械加工精度，會存在一定程度的摩擦，從而帶來飛輪執(zhí)行誤差，另一方面，真實物理系統(tǒng)的實物飛輪的輸出力矩大小是嚴(yán)格受限的，因此同樣需要進(jìn)一步考慮飽和及摩擦特性的問題。另一方面摩擦力矩通過飛輪輪體傳遞至航天器本體，導(dǎo)致航天器本體出現(xiàn)抖顫，從而會給航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)帶來很大的麻煩。因此，為了更精確的完成航天器姿態(tài)控制，在航天器設(shè)計的過程中必須克服上述兩類主要干擾的影響。專利申請?zhí)枮?01510294341.9中提出了一種基于反作用輪摩擦特性的抗干擾姿態(tài)控制方法，但存在兩個問題：(1)該文并沒有考慮撓性航天器附帶的撓性附件帶來的振動干擾，會對航天器精度造成影響；(2)并沒有考慮飛輪的飽和特性，在實際使用會受到一定限制。專利申請?zhí)枮?01510303102.5中提出了一種針對飛輪低速摩擦的撓性航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)與方法，其中提出的方法同樣存在類似問題：(1)并沒有考慮飛輪存在的飽和特性；(2)方法中涉及的針對飛輪摩擦觀測器與本專利形式完全不一樣，并不能保證有限時間快速跟蹤上摩擦干擾，因此在精度和快速性上會遜色于本文方法。

技術(shù)實現(xiàn)要素：
本發(fā)明的技術(shù)解決問題是：克服現(xiàn)有不足，提供一種針對飛輪飽和及摩擦特性的撓性航天器姿態(tài)控制方法，利用該方法能夠為采用飛輪作為主要執(zhí)行機構(gòu)撓性航天器系統(tǒng)提供抗飛輪飽和與摩擦能力，能夠?qū)崿F(xiàn)輪控?fù)闲院教炱飨到y(tǒng)的高精度姿態(tài)控制。本發(fā)明的技術(shù)解決方案為：一種針對飛輪飽和及摩擦特性的撓性航天器姿態(tài)控制方法，其實現(xiàn)步驟如下：第一步，建立含有飛輪飽和及摩擦特性的撓性航天器耦合動力學(xué)方程：針對飛輪執(zhí)行機構(gòu)中常見的飽和及摩擦特性，并同時考慮撓性附件動力學(xué)方程，建立帶飛輪飽和及摩擦特性的撓性航天器動力學(xué)系統(tǒng)模型，表示如下：式中，t表示時間，J為航天器的轉(zhuǎn)動慣量；為航天器姿態(tài)角加速度，F(xiàn)為航天器姿態(tài)與撓性結(jié)構(gòu)之間的耦合矩陣，η(t)為撓性附件的振動模態(tài)，ω為撓性附件振動模態(tài)對應(yīng)的振動頻率，ξ為撓性附件模態(tài)的阻尼，Tc(t)表示航天器系統(tǒng)的姿態(tài)控制器解算的控制力矩，sat(Tc(t))為考慮了飛輪飽和特性后的飽和控制力矩,Mf(t)為考慮飛輪摩擦特性后引入的飛輪摩擦干擾；d1(t)為航天器受到的外太空環(huán)境干擾力矩；進(jìn)一步可以得到：式中表示撓性附件振動帶來的振動干擾，d1(t)為航天器受到的外太空環(huán)境干擾力矩；在此方程中已經(jīng)考慮了飛輪飽和及摩擦特性，以及撓性附件振動帶來的干擾，進(jìn)一步將帶飛輪飽和及摩擦特性的撓性航天器動力學(xué)系統(tǒng)模型轉(zhuǎn)變成狀態(tài)空間形式，狀態(tài)空間形式表示下的新系統(tǒng)如下：式中x(t)為系統(tǒng)狀態(tài)，θ(t)為航天器的姿態(tài)角，為航天器的姿態(tài)角速度，為系統(tǒng)矩陣，為控制輸入矩陣；第二步，對于撓性附件引起的振動干擾由下述干擾模型表征：式中，V、w(t)及W分別表示為撓性附件引起的振動干擾的輸出矩陣、狀態(tài)變量、系統(tǒng)矩陣，H表示飽和控制器輸出、飛輪摩擦干擾以及環(huán)境干擾的增益矩陣，其中振動附件干擾的狀態(tài)變量其中中間變量R＝(1-FTI-1F)-1；對撓性附件振動干擾構(gòu)造如下的撓性振動觀測器：其中v(t)是撓性振動觀測器的一個輔助狀態(tài)變量，是撓性附件針對干擾d0(t)的估計值，L是待求干擾觀測器的增益；對于飛輪摩擦干擾，飛輪系統(tǒng)受到的摩擦力矩Mf(t)主要包括軸承的固體摩擦力矩和潤滑帶來的粘性摩擦力矩和氣動阻力矩，上述兩類由于潤滑帶來的力矩與飛輪轉(zhuǎn)速相關(guān)，在飛輪轉(zhuǎn)速較低情況下相對很小，因此飛輪的低速摩擦特性主要來自于固體摩擦，飛輪的動力學(xué)模型狀態(tài)空間表示式如下所示：式中為飛輪的角加速度，Ω(t)為飛輪轉(zhuǎn)速，為飛輪的摩擦力矩變化率，其中D表示飛輪的阻尼系數(shù)，飛輪...