CN104155969A - 一种零动量轮摩擦抑制与抵消验证系统 - Google Patents

Abstract

一种零动量轮摩擦抑制与抵消验证系统，包括零动量轮、电源、台载无线传输单元、气浮台、光纤陀螺仪、实时仿真目标机、遥测遥控终端、可剪裁式控制模块以及姿态确定模块；其中可剪裁式控制模块由摩擦观测器和反馈控制器构成；本系统包含一个含有真实零动量轮执行机构的航天器姿态控制系统半物理仿真回路，并能对可剪裁式控制模块进行验证，其中可剪裁式控制模块中的反馈控制器并不固定，可以根据实际系统按需选择；本发明具有结构简单、通讯便捷及操作高效的优点，能够对多种航天器姿态控制方法进行综合对比分析，为航空航天领域中的高精度对地观测、高精度太空望远镜等任务提供地面测试及验证。

Description

一种零动量轮摩擦抑制与抵消验证系统

技术领域

本发明涉及一种零动量轮摩擦抑制与抵消验证系统，该系统可在地面模拟带零动量轮执行机构的航天器在轨时的姿态控制过程，适用于验证使用零动量轮的航天器姿态控制系统中姿态控制算法有效性。

背景技术

随着航天事业的不断发展，航天器姿态控制的精度和稳定度的需求越来越高，尤其是在高分辨率对地观测，高精度太空望远镜等任务中。从20世纪60年代以来，零动量轮以其结构简单、工作稳定的特点已经作为航天器主要执行机构来完成航天器的姿态控制。但是，零动量轮由于其自身的固有特性存在摩擦扰动的影响，尤其是在低速情况及转速过零情况下尤其严重，容易引起航天器姿态控制系统的失衡，因此对于零动量轮所引起的摩擦扰动问题已经是目前航天器姿态控制系统设计时所需要考虑的主要问题之一。

此外航天工程由于具有高风险、高复杂性以及高投入的特点，在设计过程中必须考虑到投入以及风险。目前主要存在全数字仿真、半物理仿真以及全物理仿真，但是全数字仿真存在航天器系统所有子模块全部是数学模型，相对真实器件会存在一定偏差，而全物理仿真所有的器件均完全按照航天器系统在轨真实环境进行搭建，成本高且试验难度大，因此通过连接部分真实实物的半物理仿真成为最佳选择。另外目前已有的研究零动量轮摩擦的半物理仿真系统，部分并没有使用气浮台，仅使用数字模型代替气浮台，在精度上无法完全模拟真实情况；另一类则是每一次试验都是针对单一控制参数，单一控制方法，无法在线调参，也无法实时切换不同控制方法进行效果对比，每次验证后均需要重新停机，修改参数或者控制算法后再重新启动，非常繁琐，浪费大量的经济成本与时间成本。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种具有结构简单、控制模块可剪裁、测试便捷以及传输方便的零动量轮摩擦抑制与抵消验证系统，利用该系统可以为使用零动量轮作为执行机构的航天器提供高精度、高可靠性的姿态控制算法地面验证与测试。

本发明的技术解决方案是：一种零动量轮摩擦抑制与抵消验证系统，其特征在于包括：气浮台、电源、台载无线传输单元、零动量轮、实时仿真目标机、光纤陀螺、遥测遥控终端、可剪裁式控制模块、姿态确定模块，其中可剪裁式控制模块由摩擦观测器和反馈控制器构成；所述气浮台用于模拟航天器的动力学与运动学；所述电源用于为气浮台搭载的零动量轮、实时仿真目标机以及光纤陀螺提供正常工作的电压；所述台载无线传输单元用于接收遥测遥控终端的控制指令，用于调整实时仿真目标机中运行的可剪裁式控制模块的摩擦观测器和反馈控制器参数以及切换不同类型反馈控制器，便于进行不同控制算法控制效果对比，同时也将实时仿真目标机中的航天器姿态数据发送到遥测遥控终端用于数据记录及显示；所述零动量轮用于实时执行力矩指令；所述实时仿真目标机用于可剪裁式控制模块和姿态确定模块的实时仿真；所述光纤陀螺用于测定当前时刻气浮台的姿态角以及姿态角速度；光纤陀螺实时感知气浮台当前的姿态角与姿态角速度，获取航天器的姿态信息，将姿态信息传递给实时仿真目标机中的姿态确定模块，并与期望姿态进行比较，继而将偏差信息传递给实时仿真目标机中可剪裁式控制模块，可剪裁式控制模块进行解算，此后将解算产生的控制力矩传递给零动量轮，零动量轮运转并驱动气浮台进行相应运动，最后气浮台姿态又被光纤陀螺进行感知，完成一次完整的信息传递，构成了完整的航天器姿态控制回路；所述的遥测遥控终端包括遥测遥控计算机和远端无线传输单元，用于远程控制实时仿真目标机中的可剪裁式控制模块，用于可剪裁式控制模块中摩擦观测器和反馈控制器参数的修改以及不同类别反馈控制器的切换，并接收和处理实时仿真目标机回传的姿态信息；

所述的姿态确定模块运行在实时仿真目标机中，用于接收当前的气浮台姿态信息并进行解算，并与期望的姿态信息进行对比，生成姿态偏差信息并将其传递至实时仿真目标机中的可剪裁式控制模块；

所述可剪裁式控制模块运行在实时仿真目标机中，用于接收实时仿真目标机中姿态确定模块传递的姿态偏差信息，经过可剪裁式控制模块计算后，生成控制指令，并将控制指令传递至零动量轮，控制零动量轮进行运转，完成航天器系统姿态控制；

所述可剪裁式控制模块由摩擦观测器和反馈控制器组成，摩擦观测器对零动量轮的摩擦干扰进行估计并补偿，反馈控制器完成系统镇定以及对系统存在的不确定性干扰进行抑制；

所述摩擦观测器对零动量轮的摩擦干扰进行估计并补偿，具体实施步骤如下：

第一步，建立通用的航天器姿态控制系统状态空间模型

针对一般航天器姿态控制系统，其状态空间具体表征为：

$\left\{\begin{array}{c}\stackrel{.}{x}\left(t\right)=\mathrm{Ax}\left(t\right)+B[u\left(t\right)+d\left(t\right)]\\ y\left(t\right)=\mathrm{Cx}\left(t\right)\end{array}\right.$

其中，x(t)为航天器系统的状态，A为航天器系统矩阵，B阵为航天器系统的输入矩阵，C阵为航天器系统的输出矩阵，u(t)为可剪裁式控制模块输出，d(t)为姿态控制系统中存在的无模型的零动量轮摩擦干扰，y(t)为系统的输出；式中对于无模型的零动量轮摩擦d(t)表征为：

$\mathrm{Bd}\left(t\right)=\stackrel{\·}{x}\left(t\right)-\mathrm{Ax}\left(t\right)-\mathrm{Bu}\left(t\right)$

第二步，设计摩擦观测器

对于上述无模型零动量轮摩擦干扰，设计摩擦观测器，对摩擦干扰的估计表征为：

$\stackrel{.}{\hat{d}}\left(t\right)=-\mathrm{LB}\hat{d}\left(t\right)+\mathrm{LBd}\left(t\right)=L[\stackrel{.}{x}\left(t\right)-\mathrm{Ax}\left(t\right)-\mathrm{Bu}\left(t\right)-B\hat{d}\left(t\right)]$

式中L为摩擦观测器增益，为零动量轮摩擦干扰的估计值，由于航天器系统的部分状态的导数在真实物理系统中是不可测定，无法获取，因此将上式转化为：

$\stackrel{.}{\hat{d}}\left(t\right)-L\stackrel{.}{x}\left(t\right)=-L[\mathrm{Ax}\left(t\right)+\mathrm{Bu}\left(t\right)]-\mathrm{LB}\hat{d}\left(t\right)$

定义摩擦观测器的辅助变量z(t)和p(x)，有：

$\left\{\begin{array}{c}z\left(t\right)=\hat{d}\left(t\right)-p\left(x\right)\\ \stackrel{.}{p}\left(x\right)=L\stackrel{.}{x}\left(t\right)\end{array}\right.$

得到摩擦观测器，表征如下：

$\left\{\begin{array}{c}\stackrel{.}{z}\left(t\right)=-\mathrm{LB}[z\left(t\right)+\mathrm{Lx}\left(t\right)]-L[\mathrm{Ax}\left(t\right)+\mathrm{Bu}\left(t\right)]\\ \hat{d}\left(t\right)=z\left(t\right)+p\left(x\right)\end{array}\right.$

第三步，选取反馈控制器及对应的控制律

在完成干扰估计基础上，再根据实际对象选取一种反馈控制器，同时选取对应的控制律为：

$u\left(t\right)=u_1\left(t\right)-\hat{d}\left(t\right)$

其中，u₁(t)为所选定的反馈控制器的输出，从而完成航天器系统的姿态控制。

所述的反馈控制器并不固定，可以根据实际任务需求选取反馈控制器，搭配摩擦观测器构成整体的可剪裁式控制模块完成对航天器系统的姿态控制。

所述遥测遥控模块包括遥测遥控计算机与远端无线传输单元，遥测遥控计算机用于实时求取可剪裁式控制模块中反馈控制器与摩擦观测器的增益，并通过远端无线传输单元与台载无线传输单元实时完成所求控制器增益的传递，达到实时修改实时仿真目标机中运行的可剪裁式控制模块中反馈控制器与摩擦观测器增益的目的；此外还可以通过无线传输的方式，远程遥控实时仿真目标机中运行的可剪裁式控制模块中不同反馈控制器的切换，能够在不进行硬件回路更改，系统不重启的基础上，实现多组不同控制算法的验证分析与对比；此外遥测遥控计算机还用于接收远端无线传输单元传递的姿态数据，并完成数据的存储及处理；所述的远端无线传输单元用于完成与台载无线传输单元的无线通讯，完成遥测遥控计算机发送的调参与切换控制指令，同时也用于从台载无线传输单元接收实时仿真目标机中解算的航天器姿态数据，并传递给遥测遥控计算机。

本发明的原理是：当零动量轮在进行低速运转或者转速过零时，由于其特有的摩擦特性，会出现摩擦干扰，从而会影响航天器的姿态稳定性，降低了航天器系统的控制精度。本发明搭建了一套包含真实零动量轮执行机构的航天器姿态控制系统的半物理仿真系统。其中使用气浮台模拟真实的航天器本体，使用真实的零动量轮，能真实的再现零动量轮执行机构的摩擦干扰，使用光纤陀螺测定气浮台产生的姿态角及姿态角速度，最后构成了一套完整的航天器系统回路，并通过设计可剪裁式控制模块，将摩擦观测器与反馈控制器进行复合，通过摩擦观测器对零动量轮的摩擦干扰进行估计并补偿，同时使用反馈控制器完成系统镇定以及对系统存在的不确定性等干扰进行抑制，最后完成了对零动量轮摩擦抑制与抵消，保障航天器姿态系统的高精度和高可靠性。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明在已有半物理仿真的基础上，引入了遥测遥控终端，能够通过无线通讯方式，实时的改变控制器中控制算法的参数，此外能够在不重启设备的基础上，实现多控制方法的切换，完成多种算法控制效果的对比，能够节约大量的时间，提高验证效率；同时，无线的方式，能同时将航天器系统姿态等参数进行实时的传输与处理，为后续研究奠定基础。

(2)本发明中的可剪裁式控制模块是由摩擦观测器和反馈控制器构成，其中摩擦观测器能够对零动量轮存在的摩擦干扰进行估计和补偿；其中的反馈控制器并不固定，可以根据具体任务试验不同的反馈控制器去搭配摩擦观测器，使得可剪裁式控制模块在性能以及复杂性上能取得平衡，使可剪裁式控制模块能够对系统中的零动量轮低速摩擦进行有效补偿与抑制，能够提升航天器系统姿态控制系统的精度，能更好的为工程实际服务。

附图说明

图1为本发明的系统硬件结构组成框图；

图2为本发明中可剪裁式控制模块的实现流程图。

具体实施方式

以一种采用零动量轮作为主要执行机构的卫星姿态控制系统为例，根据可剪裁式控制模块的特点，选择Hinf控制器作为反馈控制器，与摩擦观测器共同构成可剪裁式控制模块来进行零动量轮摩擦抑制与抵消，完成卫星姿态系统的高精度与高可靠性。

如图1所示，本发明组成部分包括气浮台1、电源2、台载无线传输单元3、零动量轮4、实时仿真目标机5、光纤陀螺6、遥测遥控终端7以及可剪裁式控制模块；所述气浮台1用于模拟航天器的动力学与运动学；所述电源2用于为气浮台搭载的零动量轮4、实时仿真目标机5以及光纤陀螺6提供正常工作的电压；所述台载无线传输单元3用于接收遥测遥控终端7的控制指令，用于调整实时仿真目标机5中可剪裁式控制模块的摩擦观测器和反馈控制器参数以及切换不同类型反馈控制器便于控制效果对比，同时也将实时仿真目标机5中的卫星姿态数据发送到遥测遥控终端7用于数据记录及显示；所述零动量轮4用于实时执行力矩指令；所述实时仿真目标机5用于可剪裁式控制模块和姿态确定模块的实时仿真；所述光纤陀螺6用于测定当前时刻气浮台1的姿态角以及姿态角速度；光纤陀螺6实时感知气浮台1当前的姿态角与姿态角速度，获取航天器的姿态信息，将姿态信息传递给实时仿真目标机5中的姿态确定模块，并与期望姿态进行比较，继而将偏差信息传递给实时仿真目标机5中可剪裁式控制模块，可剪裁式控制模块进行解算，此后将解算产生的控制力矩传递给零动量轮4，零动量轮4运转并驱动气浮台1进行相应运动，最后气浮台1姿态又被光纤陀螺6进行感知，完成一次完整的信息传递，构成了完整的航天器姿态控制回路；所述遥测遥控终端7包括遥测遥控计算机7-2与远端无线传输单元7-2，遥测遥控计算机7-1用于实时求取可剪裁式控制模块中摩擦观测器和反馈控制器的增益，并通过远端无线传输单元7-2与台载无线传输单元3实时完成所求增益的传递，达到实时修改实时仿真目标机5中可剪裁式控制模块中的运行算法的控制器增益；此外还可以通过无线传输的方式，远程遥控实时仿真目标机5中运行的可剪裁式控制模块完成不同反馈控制器的切换，能够在不进行硬件变动，不重启的基础上，实现多组不同控制算法的对比分析与验证；此外遥测遥控计算机7-1还用于接收存储及处理实时仿真目标机中5实时姿态数据；所述的远端无线传输单元7-2用于完成与台载无线传输单元3的无线通讯，完成遥测遥控计算机7-1发送的调参与切换控制指令，同时也用于从台载无线传输单元3接收实时仿真目标机中解算的卫星姿态数据，并传递给遥测遥控计算机7-1。

如图2所示，给出了本发明的可剪裁式控制模块的实现的流程图，首先需要构建含零动量摩擦干扰的航天器姿态系统状态空间模型，其次依次设计摩擦观测器及反馈控制器，在本实施例中反馈控制器以Hinf控制器为例，联合设计的摩擦观测器与反馈控制器，构造可剪裁式控制模块，最后求解摩擦观测器及反馈控制器增益，完成可剪裁式控制模块设计，完成卫星系统零动量轮摩擦抑制与抵消的功能。具体实施步骤如下：

1、构建卫星姿态系统状态空间模型

针对含有反作用摩擦等无模型干扰，以及包含空间环境力矩、建模误差及参数不确定性等不可建模随机干扰的含多源干扰的姿态控制系统，搭建其对应的状态空间模型如Σ₁表示：

${\mathrm{\Σ}}_1:\left\{\begin{array}{c}\left[\begin{array}{c}\stackrel{.}{e}\left(t\right)\\ \stackrel{.}{\mathrm{\φ}}\left(t\right)\end{array}\right]=A\left[\begin{array}{c}e\left(t\right)\\ \mathrm{\φ}\left(t\right)\end{array}\right]+B(u\left(t\right)+d\left(t\right))\\ y=C\left[\begin{array}{c}e\left(t\right)\\ \mathrm{\φ}\left(t\right)\end{array}\right]\\ e\left(t\right)=\mathrm{\θ}\left(t\right)-{\mathrm{\θ}}_0\\ \mathrm{\φ}\left(t\right)=\stackrel{.}{\mathrm{\θ}}\left(t\right)-{\stackrel{.}{\mathrm{\θ}}}_0\end{array}\right.$

式中，θ(t)为当前时刻卫星姿态角度，为当前时刻卫星姿态角速度，θ₀为卫星期望姿态角度，为卫星期望姿态角速度，θ(t)与构成卫星姿态控制系统的状态变量，e(t)为当前时刻卫星姿态系统的姿态角度与期望姿态角度的偏差，φ(t)为当前时刻卫星姿态系统的姿态角速度与期望姿态角速度的偏差，A为卫星系统矩阵，B阵为卫星系统的输入矩阵，C阵为卫星系统的输出矩阵，u(t)为可剪裁式控制模块的输出，d(t)为姿态控制系统中存在的不可建模的零动量轮摩擦干扰，y(t)为系统的输出，A、B及C阵具体数值大小与具体任务卫星有关。

2、设计可剪裁式控制模块

本实施例中，可剪裁式控制模块包括Hinf控制器和摩擦观测器。对于整个姿态控制系统而言，通过摩擦观测器对姿态控制系统存在的零动量轮摩擦干扰进行估计，通过使用Hinf控制器完成系统镇定以及对系统存在的不确定性等干扰进行抑制，最后通过复合摩擦观测器与Hinf控制器，共同构成可剪裁式控制模块，达到对零动量轮摩擦干扰进行抑制与抵消的目的。

针对姿态控制系统Σ₁中的零动量轮摩擦干扰d(k)，设计摩擦观测器对其进行实时估计，并求得干扰估计值设计的摩擦观测器构型如Σ₂所示：

${\mathrm{\Σ}}_2:\left\{\begin{array}{c}\stackrel{.}{z}\left(t\right)=-\mathrm{LB}\{z\left(t\right)+L\left[\begin{array}{c}e\left(t\right)\\ \mathrm{\φ}\left(t\right)\end{array}\right]\}-L\{A\left[\begin{array}{c}e\left(t\right)\\ \mathrm{\φ}\left(t\right)\end{array}\right]+\mathrm{Bu}\left(t\right)\}\\ \hat{d}\left(t\right)=z\left(t\right)+L\left[\begin{array}{c}e\left(t\right)\\ \mathrm{\φ}\left(t\right)\end{array}\right]\end{array}\right.$

其中，z(t)为摩擦观测器辅助变量，L为摩擦观测器的增益阵，为摩擦干扰的估计值。

在此基础上，选用Hinf控制器完成系统镇定，并通过Hinf控制器完成对系统存在的不确定性等干扰进行抑制，控制器的表现形式如下所示：

$u_1\left(t\right)=K\left[\begin{array}{c}e\left(t\right)\\ \mathrm{\φ}\left(t\right)\end{array}\right]=K_{P}e\left(t\right)+K_D\mathrm{\φ}\left(t\right)$

式中，u₁(t)为Hinf控制器的输出；K_P为Hinf控制器中的比例增益，K_D为Hinf控制器中的微分增益，K_P与K_D共同构成了Hinf控制器的增益阵K阵。

在完成摩擦干扰估计基础上，融合Hinf控制器和摩擦观测器，得到的可剪裁式控制模块对应的控制律为：

$u\left(t\right)=u_1\left(t\right)-\hat{d}\left(t\right)$

3、求解可剪裁式控制模块中摩擦观测器和反馈控制器增益

使用matlab中线性矩阵不等式工具箱，根据系统输出的精度要求对摩擦观测器增益L和反馈控制器增益K进行求解。

通过本可剪裁式控制模块对应的控制律实现对姿态控制系统中零动量轮摩擦干扰的抑制与抵消，降低了回路中执行机构干扰对于姿态控制系统的影响，保障姿态控制系统在一定干扰环境下，仍能够对卫星姿态进行精确控制。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术。

Claims (3)

1.一种零动量轮摩擦抑制与抵消验证系统，其特征在于包括：气浮台、电源、台载无线传输单元、零动量轮、实时仿真目标机、光纤陀螺、遥测遥控终端、可剪裁式控制模块、姿态确定模块，其中可剪裁式控制模块由摩擦观测器和反馈控制器构成；所述气浮台用于模拟航天器的动力学与运动学；所述电源用于为气浮台搭载的零动量轮、实时仿真目标机以及光纤陀螺提供正常工作的电压；所述台载无线传输单元用于接收遥测遥控终端的控制指令，用于调整实时仿真目标机中运行的可剪裁式控制模块的摩擦观测器和反馈控制器参数以及切换不同类型反馈控制器，便于进行不同控制算法控制效果对比，同时也将实时仿真目标机中的航天器姿态数据发送到遥测遥控终端用于数据记录及显示；所述零动量轮用于实时执行力矩指令；所述实时仿真目标机用于可剪裁式控制模块和姿态确定模块的实时仿真；所述光纤陀螺用于测定当前时刻气浮台的姿态角以及姿态角速度；光纤陀螺实时感知气浮台当前的姿态角与姿态角速度，获取航天器的姿态信息，将姿态信息传递给实时仿真目标机中的姿态确定模块，并与期望姿态进行比较，继而将偏差信息传递给实时仿真目标机中可剪裁式控制模块，可剪裁式控制模块进行解算，此后将解算产生的控制力矩传递给零动量轮，零动量轮运转并驱动气浮台进行相应运动，最后气浮台姿态又被光纤陀螺进行感知，完成一次完整的信息传递，构成了完整的航天器姿态控制回路；所述的遥测遥控终端包括遥测遥控计算机和远端无线传输单元，用于远程控制实时仿真目标机中的可剪裁式控制模块，用于可剪裁式控制模块中摩擦观测器和反馈控制器参数的修改以及不同类别反馈控制器的切换，并接收和处理实时仿真目标机回传的姿态信息；

所述的姿态确定模块运行在实时仿真目标机中，用于接收当前的气浮台姿态信息并进行解算，并与期望的姿态信息进行对比，生成姿态偏差信息并将其传递至实时仿真目标机中的可剪裁式控制模块；

所述可剪裁式控制模块运行在实时仿真目标机中，用于接收实时仿真目标机中姿态确定模块传递的姿态偏差信息，经过可剪裁式控制模块计算后，生成控制指令，并将控制指令传递至零动量轮，控制零动量轮进行运转，完成航天器系统姿态控制；

所述可剪裁式控制模块由摩擦观测器和反馈控制器组成，摩擦观测器对零动量轮的摩擦干扰进行估计并补偿，反馈控制器完成系统镇定以及对系统存在的不确定性干扰进行抑制；

所述摩擦观测器对零动量轮的摩擦干扰进行估计并补偿，具体实施步骤如下：

第一步，建立通用的航天器姿态控制系统状态空间模型

针对一般航天器姿态控制系统，其状态空间具体表征为：

$\left\{\begin{array}{c}\stackrel{.}{x}\left(t\right)=\mathrm{Ax}\left(t\right)+B[u\left(t\right)+d\left(t\right)]\\ y\left(t\right)=\mathrm{Cx}\left(t\right)\end{array}\right.$

其中，x(t)为航天器系统的状态，A为航天器系统矩阵，B阵为航天器系统的输入矩阵，C阵为航天器系统的输出矩阵，u(t)为可剪裁式控制模块输出，d(t)为姿态控制系统中存在的无模型的零动量轮摩擦干扰，y(t)为系统的输出；式中对于无模型的零动量轮摩擦d(t)表征为：

$\mathrm{Bd}\left(t\right)=\stackrel{\·}{x}\left(t\right)-\mathrm{Ax}\left(t\right)-\mathrm{Bu}\left(t\right)$

第二步，设计摩擦观测器

对于上述无模型零动量轮摩擦干扰，设计摩擦观测器，对摩擦干扰的估计表征为：

$\stackrel{.}{\hat{d}}\left(t\right)=-\mathrm{LB}\hat{d}\left(t\right)+\mathrm{LBd}\left(t\right)=L[\stackrel{.}{x}\left(t\right)-\mathrm{Ax}\left(t\right)-\mathrm{Bu}\left(t\right)-B\hat{d}\left(t\right)]$

式中L为摩擦观测器增益，为零动量轮摩擦干扰的估计值，由于航天器系统的部分状态的导数在真实物理系统中是不可测定，无法获取，因此将上式转化为：

$\stackrel{.}{\hat{d}}\left(t\right)-L\stackrel{.}{x}\left(t\right)=-L[\mathrm{Ax}\left(t\right)+\mathrm{Bu}\left(t\right)]-\mathrm{LB}\hat{d}\left(t\right)$

定义摩擦观测器的辅助变量z(t)和p(x)，有：

$\left\{\begin{array}{c}z\left(t\right)=\hat{d}\left(t\right)-p\left(x\right)\\ \stackrel{.}{p}\left(x\right)=L\stackrel{.}{x}\left(t\right)\end{array}\right.$

得到摩擦观测器，表征如下：

$\left\{\begin{array}{c}\stackrel{.}{z}\left(t\right)=-\mathrm{LB}[z\left(t\right)+\mathrm{Lx}\left(t\right)]-L[\mathrm{Ax}\left(t\right)+\mathrm{Bu}\left(t\right)]\\ \hat{d}\left(t\right)=z\left(t\right)+p\left(x\right)\end{array}\right.$

第三步，选取反馈控制器及对应的控制律

在完成干扰估计基础上，再根据实际对象选取一种反馈控制器，同时选取对应的控制律为：

$u\left(t\right)=u_1\left(t\right)-\hat{d}\left(t\right)$

其中，u₁(t)为所选定的反馈控制器的输出，从而完成航天器系统的姿态控制。

2.根据权利要求1所述的一种零动量轮摩擦抑制与抵消验证系统，其特征在于：所述遥测遥控模块包括遥测遥控计算机与远端无线传输单元，遥测遥控计算机用于实时求取可剪裁式控制模块中反馈控制器与摩擦观测器的增益，并通过远端无线传输单元与台载无线传输单元实时完成所求控制器增益的传递，达到实时修改实时仿真目标机中运行的可剪裁式控制模块中反馈控制器与摩擦观测器增益的目的；此外还可以通过无线传输的方式，远程遥控实时仿真目标机中运行的可剪裁式控制模块中不同反馈控制器的切换，能够在不进行硬件回路更改，系统不重启的基础上，实现多组不同控制算法的验证分析与对比；此外遥测遥控计算机还用于接收远端无线传输单元传递的姿态数据，并完成数据的存储及处理；所述的远端无线传输单元用于完成与台载无线传输单元的无线通讯，完成遥测遥控计算机发送的调参与切换控制指令，同时也用于从台载无线传输单元接收实时仿真目标机中解算的航天器姿态数据，并传递给遥测遥控计算机。

3.根据权利要求1所述的一种零动量轮摩擦抑制与抵消验证系统，其特征在于：所述的反馈控制器并不固定，可以根据实际任务需求选取反馈控制器，搭配摩擦观测器构成整体的可剪裁式控制模块完成对航天器系统的姿态控制。