CN104932510A - 一种针对飞轮低速摩擦的挠性航天器姿态控制系统与方法 - Google Patents

Abstract

一种针对飞轮低速摩擦的挠性航天器姿态控制系统与方法，系统包括以下六个模块：带执行机构特性的挠性航天器动力学实时仿真模块、挠性航天器运动学实时仿真模块、姿态测量模块、姿态确定模块、姿态控制模块及执行机构模块；带执行机构特性的挠性航天器动力学实时仿真模块包含航天器本体、飞轮及挠性附件动力学；挠性航天器运动学实时仿真模块可以根据任务需求选取不同类型姿态描述方式；姿态测量模块可以根据任务需求选择不同真实敏感器及敏感器模拟器；姿态控制模块包括常规的PID、鲁棒控制方法以及一种针对飞轮低速摩擦的挠性航天器姿态控制方法，可以根据系统任务需求进行切换；执行机构模块包括真实的飞轮和推力器模拟器。

Description

一种针对飞轮低速摩擦的挠性航天器姿态控制系统与方法

技术领域

本发明涉及一种针对飞轮低速摩擦的挠性航天器姿态控制系统与方法，适用于带挠性附件以及采用飞轮作为执行机构的航天器姿态控制系统，属于航天器姿态控制领域。

背景技术

航天器姿态控制系统的可靠性和长期工作稳定性一直是航天器研制中的关键技术。由于航天器承担的任务愈发复杂，要求航天器搭载的太阳能电池光板能提供更多的能量、此外要求航天器能有更大的天线以便于远距离接收微弱的信号，这些需求都使得航天器的附件越来越大，从发射成本和技术实施难度来说，上述附件通常采用低质量、低刚度的挠性结构设计，因此会给航天器的姿态控制带来更多困难。另外，飞轮是卫星姿态控制系统中最重要的惯性执行部件之一，近几年发射的长寿命、高精度、多功能三轴稳定卫星，几乎毫不例外地利用飞轮作为主要执行部件，但是飞轮系统在低速运转过程中，会产生摩擦干扰力矩，一方面会带来飞轮执行误差，另一方面摩擦力矩通过飞轮轮体传递至航天器本体，导致航天器本体出现抖颤等，从而会给航天器姿态控制系统带来很大的麻烦。因此，为了更精确的完成航天器姿态控制，在航天器设计的过程中必须克服上述两类主要干扰的影响。

传统的航天器控制系统大多针对一类具体任务、具体型号搭建，在航天器控制系统回路中均由单一的控制方法、单一的姿态描述方法、固定的敏感器组成，对于开展科学研究缺少通用性和普适性；此外以往的研究过程中姿态控制系统的设计与执行机构的特性联系并不紧密，忽略了执行机构动态特性，导致所设计的控制方法不够精确，影响航天器系统的姿态精度和稳定度；此外对于含挠性附件的航天器系统，通常采用的控制方法主要是进行干扰抑制，并没有充分利用干扰的已知信息，导致在航天器姿态控制精度上有所欠缺。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有不足，提供一种针对飞轮低速摩擦的挠性航天器姿态控制系统和方法，利用该系统能够为航天器的多种姿态控制提供地面测试与验证，此外利用该方法能够有效的提高带挠性附件航天器的姿态控制系统精度。

本发明的技术解决方案为：一种针对飞轮低速摩擦的挠性航天器姿态控制系统，其特征在于：包括以下六个模块：带执行机构特性的挠性航天器动力学实时仿真模块、挠性航天器运动学实时仿真模块、姿态测量模块、姿态确定模块、姿态控制模块及执行机构模块；所述的带执行机构特性的挠性航天器动力学实时仿真模块运行的是带执行机构特性的挠性航天器动力学模型，该模型是由航天器本体动力学方程、飞轮动力学方程以及挠性附件动力学方程三者联立构成，通过融合三个动力学方程，使得在姿态控制算法设计过程中，综合考虑飞轮摩擦以及挠性附件对航天器姿态控制精度的影响，提高控制算法精度；所述挠性航天器运动学实时仿真模块根据任务需求选取方向余弦式、欧拉角式、欧拉轴/角参数式或者欧拉四元素式中的一种来对航天器的姿态进行描述；带执行机构特性的挠性航天器动力学实时仿真模块与挠性航天器运动学实时仿真模块运行在实时仿真目标机中；所述姿态测量模块根据任务需求选择不同真实敏感器及敏感器模拟器进行组合来获取高精度的姿态信息，包括光纤陀螺仪、星敏感器、地球敏感器、太阳敏感器、太阳仿真器及对应的运动机构、三轴转台、单轴转台及星仿真器；所述姿态确定模块根据姿态测量模块测定的姿态数据，进行融合与解算得到当前航天器精确的姿态信息，并与期望的姿态进行对比，得到最新的姿态偏差信息；姿态控制模块根据航天器不同工作模式选择不同类别的控制方法，包括传统的PID控制方法、鲁棒控制方法以及针对飞轮低速摩擦的挠性航天器姿态控制方法；姿态确定模块与姿态控制模块运行在星载计算机里；执行机构模块包括真实的飞轮以及推力器模拟器；带执行机构特性的挠性航天器动力学实时仿真模块首先接受执行机构模块产生的力矩信号并进行解算，并将解算数据传递至挠性航天器运动学实时仿真模块中，挠性航天器运动学实时仿真模块根据任务需求选择方向余弦式、欧拉角式、欧拉轴/角参数式或者欧拉四元素式中的一种来对航天器的姿态进行描述；此后将描述的姿态传递至姿态测量模块中，驱动运动机构带动太阳仿真器进行运动，驱动三轴转台使得太阳敏感器与光纤陀螺仪能够测定新的姿态信息，驱动地球仿真器、单轴转台以及星仿真器，使得地球敏感器与星敏感器测定新的姿态信息，通过将上述敏感器与光纤陀螺仪测得的姿态数据传入到姿态确定模块，由姿态确定模块进行姿态解算，并与期望的姿态进行对比，将生成的姿态偏差数据传递至姿态控制模块，通过姿态控制模块中的控制方法进行解算，生成力矩指令，并传递至执行机构模块中，执行机构模块进行响应，并生成新的力矩信号传递给带执行机构特性的挠性航天器动力学实时仿真模块，完成一次完整的航天器姿态控制过程；

所述的带执行机构特性的挠性航天器动力学实时仿真模块运行的是带执行机构特性的挠性航天器动力学模型，该模型是由航天器本体动力学方程、飞轮动力学方程以及挠性附件动力学方程三者联立构成；其中航天器本体动力学方程表征为：

${\mathrm{\Σ}}_1:\left\{\begin{array}{c}{I}_1\stackrel{\·\·}{\mathrm{\φ}}\left(t\right)-n(I_1-I_2+I_3)\stackrel{\·}{\mathrm{\Ψ}}\left(t\right)+4n^2(I_2-I_3)\mathrm{\φ}\left(t\right)-F_1{\stackrel{\·\·}{\mathrm{\η}}}_1\left(t\right)=J_1{\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}}_1\left(t\right)\\ I_2\stackrel{\·\·}{\mathrm{\θ}}\left(t\right)+3n^2(I_1-I_3)\mathrm{\θ}\left(t\right)+F_2{\stackrel{\·\·}{\mathrm{\η}}}_2\left(t\right)=J_2{\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}}_2\left(t\right)\\ I_3\stackrel{\·\·}{\mathrm{\ψ}}\left(t\right)+n(I_1-I_2+I_3)\stackrel{\·}{\mathrm{\φ}}\left(t\right)+n^2(I_2-I_1)\mathrm{\ψ}\left(t\right)+F_3{\stackrel{\·\·}{\mathrm{\η}}}_3\left(t\right)=J_3{\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}}_3\left(t\right)\end{array}\right.$

其中，I₁,I₂,I₃分别为航天器俯仰、偏航及滚转轴的转动惯量；n为航天器轨道角速度；φ(t),θ(t),ψ(t)分别为航天器俯仰、偏航及滚转轴的姿态角度，分别为航天器俯仰、偏航及滚转轴姿态角速度，分别为航天器俯仰、偏航及滚转轴的姿态角加速度，F₁,F₂,F₃为分布在航天器俯仰、偏航及滚转轴的航天器姿态与挠性结果之间的耦合矩阵，η₁(t),η₂(t),η₃(t)为分布在航天器俯仰、偏航及滚转轴上的挠性附件振动模态，J₁,J₂,J₃分别为航天器俯仰、偏航及滚转轴上安装的飞轮的转动惯量；为安装在航天器俯仰、偏航及滚转轴上的飞轮中电机的角加速度；

挠性附件动力学方程表征为：

${\mathrm{\Σ}}_2:\left\{\begin{array}{c}{\stackrel{\·\·}{\mathrm{\η}}}_1\left(t\right)+2{\mathrm{\ξ}}_1{\mathrm{\ω}}_1{\mathrm{\η}}_1\left(t\right)+{{\mathrm{\ω}}_1}^2{\mathrm{\η}}_1+{F_1}^T\stackrel{\·\·}{\mathrm{\φ}}\left(t\right)=0\\ {\stackrel{\·\·}{\mathrm{\η}}}_2\left(t\right)+2{\mathrm{\ξ}}_2{\mathrm{\ω}}_2{\mathrm{\η}}_2\left(t\right)+{{\mathrm{\ω}}_2}^2{\mathrm{\η}}_2+{F_2}^T\stackrel{\·\·}{\mathrm{\θ}}\left(t\right)=0\\ {\stackrel{\·\·}{\mathrm{\η}}}_3\left(t\right)+2{\mathrm{\ξ}}_3{\mathrm{\ω}}_3{\mathrm{\η}}_3\left(t\right)+{{\mathrm{\ω}}_3}^2{\mathrm{\η}}_3+{F_3}^T\stackrel{\·\·}{\mathrm{\ψ}}\left(t\right)=0\end{array}\right.$

其中，ω₁,ω₂,ω₃为分布在航天器俯仰、偏航及滚转轴上的挠性附件振动模态对应的振动频率，ξ₁,ξ₂,ξ₃为对应航天器俯仰、偏航及滚转轴挠性附件振动模态的阻尼比；

飞轮动力学方程表征为：

${\mathrm{\Σ}}_3:\left\{\begin{array}{c}{J}_1{\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}}_1\left(t\right)=k_{T1}{i}_1\left(t\right)+M_{f1}\left(t\right)\\ i_1\left(t\right)=\frac{1}{R_1}[E_1\left(t\right)-k_{E1}({\mathrm{\Ω}}_1\left(t\right)-\stackrel{\·}{\mathrm{\φ}}\left(t\right))]\\ J_2{\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}}_2\left(t\right)=k_{T2}{i}_2\left(t\right)+M_{f2}\left(t\right)\\ i_2\left(t\right)=\frac{1}{R_2}[E_2\left(t\right)-k_{E2}({\mathrm{\Ω}}_2\left(t\right)-\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}\left(t\right))]\\ J_3{\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}}_3\left(t\right)=k_{T3}{i}_3\left(t\right)+M_{f3}\left(t\right)\\ i_3\left(t\right)=\frac{1}{R_3}[E_3\left(t\right)-k_{E3}({\mathrm{\Ω}}_3\left(t\right)-\stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}}\left(t\right))]\end{array}\right.$

其中，k_T1,k_T2,k_T3为安装在航天器俯仰、偏航及滚转轴上的飞轮中电机的电流力矩系数，i₁(t),i₂(t),i₃(t)为安装在航天器俯仰、偏航及滚转轴上的飞轮中电机的电流，M_f1(t),M_f2(t),M_f3(t)是安装在航天器俯仰、偏航及滚转轴上的飞轮的摩擦力矩；其中，R₁,R₂,R₃为安装在航天器俯仰、偏航及滚转轴上的飞轮电机电阻，E₁(t),E₂(t),E₃(t)为安装在航天器俯仰、偏航及滚转轴上的三个飞轮的控制电压；k_E1,k_E2,k_E3是安装在航天器俯仰、偏航及滚转轴上的三个飞轮中电机的反电动势系数；

进一步融合航天器本体动力学方程、飞轮动力学方程以及挠性附件动力学方程，得到带执行机构特性的挠性航天器动力学实时仿真模块运行的是带执行机构特性的挠性航天器动力学模型，表征如下：

${\mathrm{\Σ}}_4:\left\{\begin{array}{c}(I_1-F_1{F_1}^T)\stackrel{\·\·}{\mathrm{\φ}}-n(I_1-I_2+I_3)\stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}}-\frac{k_{T1}*k_{E1}}{R_1}\stackrel{\·}{\mathrm{\φ}}+4n^2(I_2-I_3)\mathrm{\φ}\\ =\frac{k_{T1}}{R_1}{E}_1-\frac{k_{T1}*k_{E1}}{R_1}*{\mathrm{\Ω}}_1+M_{f1}+F_1(2{\mathrm{\ξ}}_1{\mathrm{\ω}}_1{\mathrm{\η}}_1+{{\mathrm{\ω}}_1}^2{\mathrm{\η}}_1)\\ (I_2-F_2{F_2}^T)\stackrel{\·\·}{\mathrm{\θ}+3n^2}(I_1-I_3)\mathrm{\θ}-\frac{k_{T2}*k_{E2}}{R_2}\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}\\ =\frac{k_{T2}}{R_2}{E}_2-\frac{k_{T2}/*k_{E2}}{R_2}*{\mathrm{\Ω}}_2+M_{f2}+F_2(2{\mathrm{\ξ}}_2{\mathrm{\ω}}_2{\mathrm{\η}}_2+{{\mathrm{\ω}}_2}^2{\mathrm{\η}}_2)\\ (I_3-F_3{F_3}^T)\stackrel{\·\·}{\mathrm{\ψ}}+n(I_1-I_2+I_3)\stackrel{\·}{\mathrm{\φ}}+n^2(I_2-I_1)\mathrm{\ψ}-\frac{k_{T3}*k_{E3}}{R_3}\stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}}\\ =\frac{k_{T3}}{R_3}{E}_3-\frac{k_{T3}*k_{E3}}{R_3}*{\mathrm{\Ω}}_3+M_{f3}+F_3(2{\mathrm{\ξ}}_3{\mathrm{\ω}}_3{\mathrm{\η}}_3+{{\mathrm{\ω}}_2}^2{\mathrm{\η}}_3)\end{array}\right.$

将式∑₄写成矩阵形式如下：

$P\stackrel{\·\·}{p}\left(t\right)+C\stackrel{\·}{p}\left(t\right)+\mathrm{Qp}\left(t\right)=B_{E}E\left(t\right)+B_{\mathrm{\Ω}}\mathrm{\Ω}\left(t\right)+B_m{M}_f\left(t\right)+B_d{M}_d\left(t\right)$

其中，状态p(t)＝[φ,θ,ψ]^T，E(t)＝[E₁(t),E₂(t),E₃(t)]^T为安装在航天器俯仰、偏航及滚转轴上的三个飞轮的控制电压，Ω(t)＝[Ω₁(t),Ω₂(t),Ω₃(t)]^T为安装在航天器俯仰、偏航及滚转轴上的飞轮中电机的角速度，M_f(t)＝[M_f1(t),M_f2(t),M_f3(t)]^T为安装在航天器俯仰、偏航及滚转轴上的飞轮的摩擦力矩，M_d(t)＝[F₁(2ξ₁ω₁η₁+ω₁ ²η₁),F₂(2ξ₂ω₂η₂+ω₂ ²η₂),F₃(2ξ₃ω₃η₃+ω₃ ²η₃)]^T为分布在航天器俯仰、偏航及滚转轴上的挠性附件带来的振动干扰，式中B_m＝B_d＝I，P＝diag{I₁-F₁F₁ ^T,I₂-F₂F₂ ^T,I₃-F₃F₃ ^T}， $B_{\mathrm{\Ω}}=\mathrm{diag}\{-\frac{k_{T1}*k_{E1}}{R_1},-\frac{k_{T2}*k_{E2}}{R_2},-\frac{k_{T3}*k_{E3}}{R_3}\},$ Q＝diag{4n²(I₂-I₃),3n²(I₁-I₃),n²(I₂-I₁)}， $B_{\mathrm{\Ω}}=\mathrm{diag}\{-\frac{k_{T1}*k_{E1}}{R_1},-\frac{k_{T2}*k_{E2}}{R_2},-\frac{k_{T3}*k_{E3}}{R_3}\},$

$C=\left[\begin{array}{ccc}-\frac{k_{T1}*k_{E1}}{R_1}& 0& -n(I_1-I_2+I_3)\\ 0& -\frac{k_{T2}*k_{E2}}{R_2}& 0\\ n(I_1-I_2+I_3)& 0& -\frac{k_{T3}*k_{E3}}{R_3}\end{array}\right];$

进一步可以表示成标准的状态空间模型，表征如下：

$\stackrel{\·}{x}\left(t\right)=\mathrm{Ax}\left(t\right)+B_{0}E\left(t\right)+B_1{M}_f\left(t\right)+B_2{M}_d\left(t\right)$

其中，x(t)、E(t)分别为系统的状态变量和控制输入， $E\left(t\right)={\left[\begin{array}{ccc}{E}_1& E_2& E_3\end{array}\right]}^T$ $x\left(t\right)={\left[\begin{array}{cccc}{e}_p\left(t\right)& {\∫}_{t-1}^t\mathrm{\Ω}\left(\mathrm{\τ}\right)d\left(t\right)& {\stackrel{\·}{e}}_p\left(t\right)& \mathrm{\Ω}\left(t\right)\end{array}\right]}^T,$ e_p(t)＝p(t)-p_d(t)，p_d(t)为航天器系统的期望姿态信息，p(t)为通过实时姿态解算模块解算的航天器姿态信息；A为系统阵，B₀为控制输入矩阵，B₁为摩擦力矩干扰输入矩阵，B₂为挠性附件振动干扰的输入矩阵，其对应的表达式如下：

$A=\left[\begin{array}{cccc}0& 0& I& 0\\ 0& 0& 0& I\\ -P^{-1}Q& 0& -P^{-1}C& P^{-1}{B}_{\mathrm{\Ω}}\\ 0& 0& \frac{K_T*K_E}{J*R}& -\frac{K_T*K_E}{J*R}\end{array}\right],B_0=\left[\begin{array}{c}0\\ 0\\ P^{-1}{B}_E\\ \frac{K_T}{J*R}\end{array}\right],R_1=\left[\begin{array}{c}0\\ 0\\ P^{-1}{B}_m\\ \frac{1}{J}\end{array}\right],B_2=\left[\begin{array}{c}0\\ 0\\ P^{-1}{B}_d\\ 0\end{array}\right];$

其中，K_T＝diag{k_T1,k_T2,k_T3}，J＝diag{J₁,J₂,J₃}，K_E＝diag{k_E1,k_E2,k_E3}，R＝diag{R₁,R₂,R₃}；

所述控制方法包括摩擦估计器、挠性附件振动观测器及标称控制器；其中摩擦估计器用于对飞轮的摩擦进行实时估计，解决飞轮在低速运转时由于摩擦存在导致航天器姿态控制精度下降的问题；挠性附件振动观测器用于观测出挠性航天器在运行过程中由于挠性附件振动导致航天器姿态发送变化的挠性附件振动干扰，用于解决挠性航天器中由于挠性附件存在带来的航天器控制精度下降的问题；标称控制器完成对摩擦估计器的估计误差、挠性附件振动观测器观测误差的抑制以及整个系统标定；标称控制器、摩擦估计器与挠性附件针对观测器共同构成复合分层控制器，复合分层控制器的内层由摩擦估计器和挠性附件振动观测器构成，外层由标称控制器构成，内层完成飞轮执行机构的低速摩擦干扰的估计和挠性附件振动干扰的观测，并进行前馈补偿；外层的标称控制器完成对于摩擦估计误差以及振动观测误差的抑制和整个系统的镇定；通过内外相结合，最后由复合分层控制器生成力矩指令，并将力矩指令传递至执行机构模块，由执行机构进行执行，保证在不同类别干扰存在下的航天器具有抗干扰姿态控制能力；

所述控制方法具体实现步骤如下：

第一步：设计摩擦估计器

对于飞轮在低速运转情况下带来的摩擦，设计摩擦估计器，对摩擦干扰的估计表征为：

$\left\{\begin{array}{c}{\hat{M}}_f\left(t\right)=r\left(t\right)+\mathrm{Nx}\left(t\right)\\ \stackrel{\·}{r}\left(t\right)={\mathrm{NB}}_1(r\left(t\right)+\mathrm{Nx}\left(t\right))-N(\mathrm{Ax}\left(t\right)+B_{0}E\left(t\right)+B_2{\hat{M}}_d\left(t\right))\end{array}\right.$

其中，N为摩擦干扰估计器增益，为飞轮摩擦干扰的估计值，为挠性附件振动干扰的估计值，r(t)为摩擦干扰估计器中的辅助变量；

第二步：设计挠性附件振动观测器

对于挠性附件所带来的振动干扰，设计挠性附件振动观测器，对挠性附件带来的针对干扰的估计表征为：

$\left\{\begin{array}{c}{\hat{M}}_d\left(t\right)=V\hat{w}\left(t\right)\\ \hat{w}\left(t\right)=\mathrm{\λ}\left(t\right)-\mathrm{Mx}\left(t\right)\\ \stackrel{\·}{\mathrm{\λ}}\left(t\right)=(W+{\mathrm{MB}}_{1}V)(\mathrm{\λ}\left(t\right)-\mathrm{Mx}\left(t\right))+M[\mathrm{Ax}\left(t\right)-B_{0}E\left(t\right)+B_1{\hat{M}}_f\left(t\right)]\end{array}\right.$

其中，为w(t)的估计值，λ(t)为辅助变量，M为待定的挠性附件振动观测器增益矩阵；

第三步：设计标称控制器

在通过摩擦估计器完成对飞轮摩擦进行估计，挠性附件振动观测器完成对挠性附件带来的针对干扰进行估计后，进一步设计标称控制器完成对于摩擦估计误差以及振动观测误差的抑制和整个系统的镇定，标称控制器对应的控制律为：

$E_p\left(t\right)=K{\left[\begin{array}{cccc}{e}_p\left(t\right)& {\stackrel{\·}{e}}_p\left(t\right)& {\∫}_{t-1}^t\mathrm{\Ω}\left(\mathrm{\τ}\right)d\left(t\right)& \mathrm{\Ω}\left(t\right)\end{array}\right]}^T$

其中，E_P(t)为当前时刻标称控制器的控制量，K为标称控制器的控制增益；

第四步：设计针对飞轮低速摩擦的挠性航天器姿态控制器

综合上述摩擦估计器、挠性附件振动观测器以及标称控制器得到针对飞轮低速摩擦的挠性航天器姿态控制器，其控制律可以表征为：

$E\left(t\right)=E_P\left(t\right)-\frac{R}{K_T}({\hat{M}}_f\left(t\right)+{\hat{M}}_d\left(t\right))$

其中，E(t)为针对飞轮低速摩擦的挠性航天器姿态控制器的输出，是复合分层控制器输出的力矩指令，此后将力矩指令传递至执行机构模块,执行机构模块进行运转，完成航天器抗干扰姿态控制。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明中涉及的一种针对飞轮低速摩擦的挠性航天器姿态控制系统在于构建了一套航天器半物理仿真回路，并且组成回路的动力学模块中使用的模型包含了飞轮动力学特性以及挠性附件动力学特性，使得动力学模型更加精确；此外本系统的运动学模块、姿态确定模块、各类敏感器以及姿态控制模块都可以根据任务需求，选择其中的一种或几种接入回路，完成试验任务，具有很高的灵活性；

(2)本发明中涉及的姿态控制方法针对航天器姿态控制系统中常见的飞轮低速摩擦以及挠性附件振动问题，从飞轮动力学、挠性附件动力学方程出发，分别设计了摩擦估计器、挠性附件振动观测器来对飞轮低速摩擦干扰，挠性附件振动干扰进行估计、观测并进行补偿，并设计标称控制器完成对于摩擦干扰估计误差、挠性附件振动观测观测误差的抑制以及整个控制系统的镇定，通过对多来源干扰进行各个击破，显著提高航天器姿态控制方法的精度与稳定度。

附图说明

图1为本发明一种针对飞轮低速摩擦的挠性航天器姿态控制系统的组成结构图；

图2为本发明一种针对飞轮低速摩擦的挠性航天器姿态控制方法的设计流程图。

具体实施方式

以一类通用带挠性附件的卫星系统为例来说明系统和方法的具体实现，卫星工作在对地观测模式，对姿态控制精度和稳定度具有很高要求；

如图1所示，一种针对飞轮低速摩擦的挠性卫星姿态控制系统，包括以下六个模块：带执行机构特性的挠性航天器动力学实时仿真模块1、挠性航天器运动学实时仿真模块2、姿态测量模块3、姿态确定模块4、姿态控制模块5以及执行机构模块构成6；所述的带执行机构特性的挠性航天器动力学实时仿真模块1包含航天器本体动力学、飞轮动力学以及挠性附件动力学；所述的挠性航天器运动学实时仿真模块2可以根据任务需求选取方向余弦式、欧拉角式、欧拉轴/角参数式或者欧拉四元素式中的一种来对卫星的姿态进行描述；本实施例中，采用欧拉四元素式来对卫星姿态进行描述；带执行机构特性的挠性航天器动力学实时仿真模块1与挠性航天器运动学实时仿真模块2运行在实时仿真目标机中；所述的姿态测量模块3可以根据任务需求选择不同真实敏感器及敏感器模拟器进行组合来获取高精度的姿态信息，包括光纤陀螺仪、星敏感器、地球敏感器、太阳敏感器、太阳仿真器及对应的运动机构、三轴转台、单轴转台及星仿真器，本实施例中，根据卫星任务需求，在此阶段需要高精度的姿态测量信息，选用星敏感器、光纤陀螺仪、星仿真器和三轴转台；所述的姿态确定模块4根据姿态测量模块3测定的姿态数据，进行融合与解算得到当前航天器精确的姿态信息，并与期望的姿态进行对比，得到最新的姿态偏差信息；姿态控制模块5可以根据航天器不同工作模式选择不同类别的控制方法，包括传统的PID控制方法、鲁棒控制方法以及针对飞轮低速摩擦的挠性航天器姿态控制方法，本实施例中，采用针对飞轮低速摩擦的挠性航天器姿态控制方法来进行采用飞轮作为执行机构的挠性航天器姿态控制；姿态确定模块4与姿态控制模块5运行在星载计算机里；执行机构模块6包括真实的飞轮以及推力器模拟器；带执行机构特性的挠性航天器动力学实时仿真模块1首先接受执行机构模块6产生的力矩信号并进行解算，并将解算数据传递至挠性航天器运动学实时仿真模块2中，挠性航天器运动学实时仿真模块选择欧拉四元素式来对航天器的姿态进行描述；此后将描述的姿态传递至姿态测量模块3中，在本实施例中，驱动三轴转台使得光纤陀螺仪能够测定新的姿态信息，驱动星仿真器使得星敏感器完成姿态信息测定，通过将上述星敏感器与光纤陀螺仪测得的姿态数据传入到姿态确定模块4，由姿态确定模块4进行姿态解算，并与期望的姿态进行对比，将生成的姿态偏差数据传递至姿态控制模块5，通过姿态控制模块5中的针对飞轮低速摩擦的挠性航天器姿态控制方法进行解算，生成力矩指令，并分配至执行机构模块5中，执行机构模块5进行响应，并生产新的力矩信号传递给带执行机构特性的挠性航天器动力学实时仿真模块1，完成一次完整的航天器姿态控制过程；

所述的带执行机构特性的挠性航天器动力学实时仿真模块运行的是带执行机构特性的挠性航天器动力学模型，该模型是由航天器本体动力学方程、飞轮动力学方程以及挠性附件动力学方程三者联立构成；其中航天器本体动力学方程表征为：

${\mathrm{\Σ}}_1:\left\{\begin{array}{c}{I}_1\stackrel{\·\·}{\mathrm{\φ}}\left(t\right)-n(I_1-I_2+I_3)\stackrel{\·}{\mathrm{\Ψ}}\left(t\right)+4n^2(I_2-I_3)\mathrm{\φ}\left(t\right)-F_1{\stackrel{\·\·}{\mathrm{\η}}}_1\left(t\right)=J_1{\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}}_1\left(t\right)\\ I_2\stackrel{\·\·}{\mathrm{\θ}}\left(t\right)+3n^2(I_1-I_3)\mathrm{\θ}\left(t\right)+F_2{\stackrel{\·\·}{\mathrm{\η}}}_2\left(t\right)=J_2{\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}}_2\left(t\right)\\ I_3\stackrel{\·\·}{\mathrm{\ψ}}\left(t\right)+n(I_1-I_2+I_3)\stackrel{\·}{\mathrm{\φ}}\left(t\right)+n^2(I_2-I_1)\mathrm{\ψ}\left(t\right)+F_3{\stackrel{\·\·}{\mathrm{\η}}}_3\left(t\right)=J_3{\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}}_3\left(t\right)\end{array}\right.$

其中，I₁,I₂,I₃分别为航天器俯仰、偏航及滚转轴的转动惯量，其对应数值为I₁＝25.5，I₂＝36.2，I₃＝28.2；n为航天器轨道角速度，此实施例中n＝0.0011rad/s；φ(t),θ(t),ψ(t)分别为航天器俯仰、偏航及滚转轴的姿态角度，分别为航天器俯仰、偏航及滚转轴姿态角速度，分别为航天器俯仰、偏航及滚转轴的姿态角加速度，F₁,F₂,F₃为分布在航天器俯仰、偏航及滚转轴的航天器姿态与挠性结果之间的耦合矩阵，在挠性附件振动引起的扰动中，由于第一阶模态引起的振动效果最为明显，在设计过程中，主要考虑第一阶模态引起的振动干扰，因此在此实施例中，分别考虑航天器俯仰、偏航及滚转轴中所有挠性附件振动第一阶模态，因此选取以下参数F₁＝1.17，F₂＝1.38，F₃＝0.98；η₁(t),η₂(t),η₃(t)为分布在航天器俯仰、偏航及滚转轴上的挠性附件的第一阶振动模态，其数值大小为，J₁,J₂,J₃分别为航天器俯仰、偏航及滚转轴上安装的飞轮的转动惯量，在此实施例中，采用同一类型飞轮，其转动惯量对应数值为J₁＝0.00283，J₂＝0.00283，J₃＝0.00283；为安装在航天器俯仰、偏航及滚转轴上的飞轮中电机的角加速度；

挠性附件动力学方程表征为：

${\mathrm{\Σ}}_2:\left\{\begin{array}{c}{\stackrel{\·\·}{\mathrm{\η}}}_1\left(t\right)+2{\mathrm{\ξ}}_1{\mathrm{\ω}}_1{\mathrm{\η}}_1\left(t\right)+{{\mathrm{\ω}}_1}^2{\mathrm{\η}}_1+{F_1}^T\stackrel{\·\·}{\mathrm{\φ}}\left(t\right)=0\\ {\stackrel{\·\·}{\mathrm{\η}}}_2\left(t\right)+2{\mathrm{\ξ}}_2{\mathrm{\ω}}_2{\mathrm{\η}}_2\left(t\right)+{{\mathrm{\ω}}_2}^2{\mathrm{\η}}_2+{F_2}^T\stackrel{\·\·}{\mathrm{\θ}}\left(t\right)=0\\ {\stackrel{\·\·}{\mathrm{\η}}}_3\left(t\right)+2{\mathrm{\ξ}}_3{\mathrm{\ω}}_3{\mathrm{\η}}_3\left(t\right)+{{\mathrm{\ω}}_3}^2{\mathrm{\η}}_3+{F_3}^T\stackrel{\·\·}{\mathrm{\ψ}}\left(t\right)=0\end{array}\right.$

其中，ω₁,ω₂,ω₃为分布在航天器俯仰、偏航及滚转轴上的挠性附件振动模态对应的第一阶振动频率，分别为ω₁＝3.25rad/s，ω₂＝3.59rad/s，ω₃＝2.89rad/s，ξ₁,ξ₂,ξ₃为对应航天器俯仰、偏航及滚转轴挠性附件振动模态的阻尼比，其数值大小分别为ξ₁＝0.00013，ξ₂＝0.00016，ξ₁＝0.00018；

飞轮动力学方程表征为：

${\mathrm{\Σ}}_3:\left\{\begin{array}{c}{J}_1{\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}}_1\left(t\right)=k_{T1}{i}_1\left(t\right)+M_{f1}\left(t\right)\\ i_1\left(t\right)=\frac{1}{R_1}[E_1\left(t\right)-k_{E1}({\mathrm{\Ω}}_1\left(t\right)-\stackrel{\·}{\mathrm{\φ}}\left(t\right))]\\ J_2{\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}}_2\left(t\right)=k_{T2}{i}_2\left(t\right)+M_{f2}\left(t\right)\\ i_2\left(t\right)=\frac{1}{R_2}[E_2\left(t\right)-k_{E2}({\mathrm{\Ω}}_2\left(t\right)-\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}\left(t\right))]\\ J_3{\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}}_3\left(t\right)=k_{T3}{i}_3\left(t\right)+M_{f3}\left(t\right)\\ i_3\left(t\right)=\frac{1}{R_3}[E_3\left(t\right)-k_{E3}({\mathrm{\Ω}}_3\left(t\right)-\stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}}\left(t\right))]\end{array}\right.$

其中，k_T1,k_T2,k_T3为安装在航天器俯仰、偏航及滚转轴上的飞轮中电机的电流力矩系数，i₁(t),i₂(t),i₃(t)为安装在航天器俯仰、偏航及滚转轴上的飞轮中电机的电流，M_f1(t),M_f2(t),M_f3(t)是安装在航天器俯仰、偏航及滚转轴上的飞轮的摩擦力矩；其中，R₁,R₂,R₃为安装在航天器俯仰、偏航及滚转轴上的飞轮电机电阻，E₁(t),E₂(t),E₃(t)为安装在航天器俯仰、偏航及滚转轴上的三个飞轮的控制电压；k_E1,k_E2,k_E3是安装在航天器俯仰、偏航及滚转轴上的三个飞轮中电机的反电动势系数，在此实施例中，三轴安装的飞轮均为同一类型电机驱动，飞轮的转动惯量数值大小为0.00283，对应的反电动势系数均为0.02，电流力矩系数均为0.02，电机中电阻值均为1.5Ω，电感大小均为0.0002H；

进一步融合航天器本体动力学方程、飞轮动力学方程以及挠性附件动力学方程，得到带执行机构特性的挠性航天器动力学实时仿真模块运行的是带执行机构特性的挠性航天器动力学模型，表征如下：

${\mathrm{\Σ}}_4:\left\{\begin{array}{c}(I_1-F_1{F_1}^T)\stackrel{\·\·}{\mathrm{\φ}}-n(I_1-I_2+I_3)\stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}}-\frac{k_{T1}*k_{E1}}{R_1}\stackrel{\·}{\mathrm{\φ}}+4n^2(I_2-I_3)\mathrm{\φ}\\ =\frac{k_{T1}}{R_1}{E}_1-\frac{k_{T1}*k_{E1}}{R_1}*{\mathrm{\Ω}}_1+M_{f1}+F_1(2{\mathrm{\ξ}}_1{\mathrm{\ω}}_1{\mathrm{\η}}_1+{{\mathrm{\ω}}_1}^2{\mathrm{\η}}_1)\\ (I_2-F_2{F_2}^T)\stackrel{\·\·}{\mathrm{\θ}+3n^2}(I_1-I_3)\mathrm{\θ}-\frac{k_{T2}*k_{E2}}{R_2}\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}\\ =\frac{k_{T2}}{R_2}{E}_2-\frac{k_{T2}/*k_{E2}}{R_2}*{\mathrm{\Ω}}_2+M_{f2}+F_2(2{\mathrm{\ξ}}_2{\mathrm{\ω}}_2{\mathrm{\η}}_2+{{\mathrm{\ω}}_2}^2{\mathrm{\η}}_2)\\ (I_3-F_3{F_3}^T)\stackrel{\·\·}{\mathrm{\ψ}}+n(I_1-I_2+I_3)\stackrel{\·}{\mathrm{\φ}}+n^2(I_2-I_1)\mathrm{\ψ}-\frac{k_{T3}*k_{E3}}{R_3}\stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}}\\ =\frac{k_{T3}}{R_3}{E}_3-\frac{k_{T3}*k_{E3}}{R_3}*{\mathrm{\Ω}}_3+M_{f3}+F_3(2{\mathrm{\ξ}}_3{\mathrm{\ω}}_3{\mathrm{\η}}_3+{{\mathrm{\ω}}_2}^2{\mathrm{\η}}_3)\end{array}\right.$

将式∑₄写成矩阵形式如下：

$P\stackrel{\·\·}{p}\left(t\right)+C\stackrel{\·}{p}\left(t\right)+\mathrm{Qp}\left(t\right)=B_{E}E\left(t\right)+B_{\mathrm{\Ω}}\mathrm{\Ω}\left(t\right)+B_m{M}_f\left(t\right)+B_d{M}_d\left(t\right)$

其中，状态p(t)＝[φ,θ,ψ]^T，E(t)＝[E₁(t),E₂(t),E₃(t)]^T为安装在航天器俯仰、偏航及滚转轴上的三个飞轮的控制电压，Ω(t)＝[Ω₁(t),Ω₂(t),Ω₃(t)]^T为安装在航天器俯仰、偏航及滚转轴上的飞轮中电机的角速度，M_f(t)＝[M_f1(t),M_f2(t),M_f3(t)]^T为安装在航天器俯仰、偏航及滚转轴上的飞轮的摩擦力矩，M_d(t)＝[F₁(2ξ₁ω₁η₁+ω₁ ²η₁),F₂(2ξ₂ω₂η₂+ω₂ ²η₂),F₃(2ξ₃ω₃η₃+ω₃ ²η₃)]^T为分布在航天器俯仰、偏航及滚转轴上的挠性附件带来的振动干扰，式中B_m＝B_d＝I，P＝diag{I₁-F₁F₁ ^T,I₂-F₂F₂ ^T,I₃-F₃F₃ ^T}， $B_{\mathrm{\Ω}}=\mathrm{diag}\{-\frac{k_{T1}*k_{E1}}{R_1},-\frac{k_{T2}*k_{E2}}{R_2},-\frac{k_{T3}*k_{E3}}{R_3}\},$ Q＝diag{4n²(I₂-I₃),3n²(I₁-I₃),n²(I₂-I₁)}，

$B_{\mathrm{\Ω}}=\mathrm{diag}\{-\frac{k_{T1}*k_{E1}}{R_1},-\frac{k_{T2}*k_{E2}}{R_2},-\frac{k_{T3}*k_{E3}}{R_3}\},$

$C=\left[\begin{array}{ccc}-\frac{k_{T1}*k_{E1}}{R_1}& 0& -n(I_1-I_2+I_3)\\ 0& -\frac{k_{T2}*k_{E2}}{R_2}& 0\\ n(I_1-I_2+I_3)& 0& -\frac{k_{T3}*k_{E3}}{R_3}\end{array}\right];$

进一步可以表示成标准的状态空间模型，表征如下：

$\stackrel{\·}{x}\left(t\right)=\mathrm{Ax}\left(t\right)+B_{0}E\left(t\right)+B_1{M}_f\left(t\right)+B_2{M}_d\left(t\right)$

其中，x(t)、E(t)分别为系统的状态变量和控制输入， $E\left(t\right)={\left[\begin{array}{ccc}{E}_1& E_2& E_3\end{array}\right]}^T$ $x\left(t\right)={\left[\begin{array}{cccc}{e}_p\left(t\right)& {\∫}_{t-1}^t\mathrm{\Ω}\left(\mathrm{\τ}\right)d\left(t\right)& {\stackrel{\·}{e}}_p\left(t\right)& \mathrm{\Ω}\left(t\right)\end{array}\right]}^T,$ e_p(t)＝p(t)-p_d(t)，p_d(t)为航天器系统的期望姿态信息，p(t)为通过实时姿态解算模块解算的航天器当前最新的姿态信息；A为系统阵，B₀为控制输入矩阵，B₁为摩擦力矩干扰输入矩阵，B₂为挠性附件振动干扰的输入矩阵，其对应的表达式如下：

$A=\left[\begin{array}{cccc}0& 0& I& 0\\ 0& 0& 0& I\\ -P^{-1}Q& 0& -P^{-1}C& P^{-1}{B}_{\mathrm{\Ω}}\\ 0& 0& \frac{K_T*K_E}{J*R}& -\frac{K_T*K_E}{J*R}\end{array}\right],B_0=\left[\begin{array}{c}0\\ 0\\ P^{-1}{B}_E\\ \frac{K_T}{J*R}\end{array}\right],R_1=\left[\begin{array}{c}0\\ 0\\ P^{-1}{B}_m\\ \frac{1}{J}\end{array}\right],B_2=\left[\begin{array}{c}0\\ 0\\ P^{-1}{B}_d\\ 0\end{array}\right];$

其中，K_T＝diag{k_T1,k_T2,k_T3}，J＝diag{J₁,J₂,J₃}，K_E＝diag{k_E1,k_E2,k_E3}，R＝diag{R₁,R₂,R₃}；

如图2所示，本发明实施例以一种针对飞轮低速摩擦的挠性航天器姿态控制方法来进行说明，首先针对由飞轮动力学方程、卫星本体动力学方程以及挠性附件动力学方程构成的带执行机构特性的挠性卫星动力学系统模型，设计摩擦估计器、挠性附件振动观测器以及标称控制器，完成针对飞轮低速摩擦的挠性卫星姿态控制方法设计；其中摩擦估计器用于对飞轮的摩擦进行实时估计，解决飞轮在低速运转时由于摩擦存在导致航天器姿态控制精度下降的问题；挠性附件振动观测器用于观测出挠性航天器在运行过程中由于挠性附件振动导致航天器姿态发送变化的挠性附件振动干扰，用于解决挠性航天器中由于挠性附件存在带来的航天器控制精度下降的问题；标称控制器完成对摩擦估计器的估计误差、挠性附件振动观测器观测误差的抑制以及整个系统标定；标称控制器、摩擦估计器与挠性附件针对观测器共同构成复合分层控制器，复合分层控制器的内层由摩擦估计器和挠性附件振动观测器构成，外层由标称控制器构成，内层完成飞轮执行机构的低速摩擦干扰的估计和挠性附件振动干扰的观测，并进行前馈补偿；外层的标称控制器完成对于摩擦估计误差以及振动观测误差的抑制和整个系统的镇定；通过内外相结合，最后由复合分层控制器生成力矩指令，并将力矩指令传递至执行机构模块，由执行机构模块进行执行，保证在不同类别干扰存在下的航天器具有抗干扰姿态控制能力，具体实施步骤如下：

1、设计摩擦估计器

对于飞轮在低速运转情况下带来的摩擦，设计摩擦估计器，对摩擦干扰的估计表征为：

$\left\{\begin{array}{c}{\hat{M}}_f\left(t\right)=r\left(t\right)+\mathrm{Nx}\left(t\right)\\ \stackrel{\·}{r}\left(t\right)={\mathrm{NB}}_1(r\left(t\right)+\mathrm{Nx}\left(t\right))-N(\mathrm{Ax}\left(t\right)+B_{0}E\left(t\right)+B_2{\hat{M}}_d\left(t\right))\end{array}\right.$

其中，N为摩擦干扰估计器的增益，在此实施例中，以卫星俯仰轴的姿态控制为例，其中N的取值大小为[0 0.0008 0 0.1367]，为飞轮摩擦干扰的估计值，为挠性附件振动干扰的估计值，r(t)为摩擦干扰估计器中的辅助变量；

2、设计挠性附件振动观测器

对于挠性附件所带来的振动干扰，设计挠性附件振动观测器，对挠性附件带来的针对干扰的估计表征为：

$\left\{\begin{array}{c}{\hat{M}}_d\left(t\right)=V\hat{w}\left(t\right)\\ \hat{w}\left(t\right)=\mathrm{\λ}\left(t\right)-\mathrm{Mx}\left(t\right)\\ \stackrel{\·}{\mathrm{\λ}}\left(t\right)=(W+{\mathrm{MB}}_{1}V)(\mathrm{\λ}\left(t\right)-\mathrm{Mx}\left(t\right))+M[\mathrm{Ax}\left(t\right)-B_{0}E\left(t\right)+B_1{\hat{M}}_f\left(t\right)]\end{array}\right.$

其中，为w(t)的估计值，λ(t)为辅助变量，以卫星俯仰轴姿态控制为例，M为挠性附件振动观测器增益矩阵，其取值大小为 $\left[\begin{array}{cccc}0& -0.9836& 0& -1.5688\\ 0& 2.7549& 0& 9.8653\end{array}\right];$

3、设计标称控制器

在此实施例中，选取PD控制器作为标称控制器进行设计，在通过摩擦估计器完成对飞轮摩擦进行估计，挠性附件振动观测器完成对挠性附件带来的针对干扰进行估计后，进一步设计PD控制器完成对于摩擦估计误差以及振动观测误差的抑制和整个系统的镇定，PD控制器对应的控制律为：

$E_K\left(t\right)=\mathrm{Kx}\left(t\right)=K_P\left[\begin{array}{c}{e}_p\left(T\right)\\ {\∫}_{t-1}^t\mathrm{\Ω}\left(\mathrm{\τ}\right)d\left(t\right)\end{array}\right]+K_D\left[\begin{array}{c}{\stackrel{\·}{e}}_p\left(t\right)\\ \mathrm{\Ω}\left(t\right)\end{array}\right]$

其中，E_K(t)为当前时刻PD控制器的控制量，K为PD控制器的控制增益,以卫星俯仰轴姿态控制为例，其PD控制器增益为K＝[-20.3560 2.4640 -30.1527 -10.3765]，K_P为PD控制器比例增益，K_P取值为K_P＝[-20.3560 -30.1527]，K_D为PD控制器微分增益，K_D取值为K_D＝[2.4640 -10.3765]；

4、设计针对飞轮低速摩擦的挠性卫星姿态控制器

综合上述摩擦估计器、挠性附件振动观测器以及标称控制器得到针对飞轮低速摩擦的挠性卫星姿态控制方法，其控制律可以表征为：

$E\left(t\right)=E_k\left(t\right)-\frac{R}{K_T}({\hat{M}}_f\left(t\right)+{\hat{M}}_d\left(t\right))=E_K\left(t\right)-75({\hat{M}}_f\left(t\right)+{\hat{M}}_d\left(t\right))$

其中，E(t)为针对飞轮低速摩擦的挠性航天器姿态控制器的输出，是复合分层控制器输出的力矩指令，此后将力矩指令传递至执行机构模块,执行机构模块进行运转，完成航天器抗干扰姿态控制。

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 (4)

1.一种针对飞轮低速摩擦的挠性航天器姿态控制系统，其特征在于：包括以下六个模块：带执行机构特性的挠性航天器动力学实时仿真模块、挠性航天器运动学实时仿真模块、姿态测量模块、姿态确定模块、姿态控制模块及执行机构模块；所述的带执行机构特性的挠性航天器动力学实时仿真模块运行的是带执行机构特性的挠性航天器动力学模型，该模型是由航天器本体动力学方程、飞轮动力学方程以及挠性附件动力学方程三者联立构成，通过融合三个动力学方程，使得在姿态控制算法设计过程中，综合考虑飞轮摩擦以及挠性附件对航天器姿态控制精度的影响，提高控制算法精度；所述挠性航天器运动学实时仿真模块根据任务需求选取方向余弦式、欧拉角式、欧拉轴/角参数式或者欧拉四元素式中的一种来对航天器的姿态进行描述；带执行机构特性的挠性航天器动力学实时仿真模块与挠性航天器运动学实时仿真模块运行在实时仿真目标机中；所述姿态测量模块根据任务需求选择不同真实敏感器及敏感器模拟器进行组合来获取高精度的姿态信息，包括光纤陀螺仪、星敏感器、地球敏感器、太阳敏感器、太阳仿真器及对应的运动机构、三轴转台、单轴转台及星仿真器；所述姿态确定模块根据姿态测量模块测定的姿态数据，进行融合与解算得到当前航天器精确的姿态信息，并与期望的姿态进行对比，得到最新的姿态偏差信息；姿态控制模块根据航天器不同工作模式选择不同类别的控制方法，包括传统的PID控制方法、鲁棒控制方法以及针对飞轮低速摩擦的挠性航天器姿态控制方法；姿态确定模块与姿态控制模块运行在星载计算机里；执行机构模块包括真实的飞轮以及推力器模拟器；带执行机构特性的挠性航天器动力学实时仿真模块首先接受执行机构模块产生的力矩信号并进行解算，并将解算数据传递至挠性航天器运动学实时仿真模块中，挠性航天器运动学实时仿真模块根据任务需求选择方向余弦式、欧拉角式、欧拉轴/角参数式或者欧拉四元素式中的一种来对航天器的姿态进行描述；此后将描述的姿态传递至姿态测量模块中，驱动运动机构带动太阳仿真器进行运动，驱动三轴转台使得太阳敏感器与光纤陀螺仪能够测定新的姿态信息，驱动地球仿真器、单轴转台以及星仿真器，使得地球敏感器与星敏感器测定新的姿态信息，通过将上述敏感器与光纤陀螺仪测得的姿态数据传入到姿态确定模块，由姿态确定模块进行姿态解算，并与期望的姿态进行对比，将生成的姿态偏差数据传递至姿态控制模块，通过姿态控制模块中的控制方法进行解算，生成力矩指令，并传递至执行机构模块中，执行机构模块进行响应，并生成新的力矩信号传递给带执行机构特性的挠性航天器动力学实时仿真模块，完成一次完整的航天器姿态控制过程。

2.根据权利要求1所述的一种针对飞轮低速摩擦的挠性航天器姿态控制系统，其特征在于：所述的带执行机构特性的挠性航天器动力学实时仿真模块运行的是带执行机构特性的挠性航天器动力学模型，该模型是由航天器本体动力学方程、飞轮动力学方程以及挠性附件动力学方程三者联立构成；其中航天器本体动力学方程表征为：

其中，I₁,I₂,I₃分别为航天器俯仰、偏航及滚转轴的转动惯量；n为航天器轨道角速度；φ(t),θ(t),ψ(t)分别为航天器俯仰、偏航及滚转轴的姿态角度，分别为航天器俯仰、偏航及滚转轴姿态角速度，分别为航天器俯仰、偏航及滚转轴的姿态角加速度，F₁,F₂,F₃为分布在航天器俯仰、偏航及滚转轴的航天器姿态与挠性结果之间的耦合矩阵，η₁(t),η₂(t),η₃(t)为分布在航天器俯仰、偏航及滚转轴上的挠性附件振动模态，J₁,J₂,J₃分别为航天器俯仰、偏航及滚转轴上安装的飞轮的转动惯量；为安装在航天器俯仰、偏航及滚转轴上的飞轮中电机的角加速度；

挠性附件动力学方程表征为：

其中，ω₁,ω₂,ω₃为分布在航天器俯仰、偏航及滚转轴上的挠性附件振动模态对应的振动频率，ξ₁,ξ₂,ξ₃为对应航天器俯仰、偏航及滚转轴挠性附件振动模态的阻尼比；

飞轮动力学方程表征为：

其中，k_T1,k_T2,k_T3为安装在航天器俯仰、偏航及滚转轴上的飞轮中电机的电流力矩系数，i₁(t),i₂(t),i₃(t)为安装在航天器俯仰、偏航及滚转轴上的飞轮中电机的电流， M_f1(t),M_f2(t),M_f3(t)是安装在航天器俯仰、偏航及滚转轴上的飞轮的摩擦力矩；其中，R₁,R₂,R₃为安装在航天器俯仰、偏航及滚转轴上的飞轮电机电阻，E₁(t),E₂(t),E₃(t)为安装在航天器俯仰、偏航及滚转轴上的三个飞轮的控制电压；k_E1,k_E2,k_E3是安装在航天器俯仰、偏航及滚转轴上的三个飞轮中电机的反电动势系数；

进一步融合航天器本体动力学方程、飞轮动力学方程以及挠性附件动力学方程，得到带执行机构特性的挠性航天器动力学实时仿真模块运行的是带执行机构特性的挠性航天器动力学模型，表征如下：

将式∑₄写成矩阵形式如下：

其中，状态p(t)＝[φ,θ,ψ]^T，E(t)＝[E₁(t),E₂(t),E₃(t)]^T为安装在航天器俯仰、偏航及滚转轴上的三个飞轮的控制电压，Ω(t)＝[Ω₁(t)，Ω₂(t),Ω₃(t)]^T为安装在航天器俯仰、偏航及滚转轴上的飞轮中电机的角速度，M_f(t)＝[M_f1(t),M_f2(t),M_f3(t)]^T为安装在航天器俯仰、偏航及滚转轴上的飞轮的摩擦力矩，M_d(t)＝[F₁(2ξ₁ω₁η₁+ω₁ ²η₁),F₂(2ξ₂ω₂η₂+ω₂ ²η₂),F₃(2ξ₃ω₃η₃+ω₃ ²η₃)]^T为分布在航天器俯仰、偏航及滚转轴上的挠性附件带来的振动干扰，式中B_m＝B_d＝I，P＝diag{I₁-F₁F₁ ^T,I₂-F₂F₂ ^T,I₃-F₃F₃ ^T}，Q＝diag{4n²(I₂-I₃),3n²(I₁-I₃),n²(I₂-I₁)}，

进一步可以表示成标准的状态空间模型，表征如下：

其中，x(t)、E(t)分别为系统的状态变量和控制输入，E(t)＝[E₁ E₂ E₃]^T e_p(t)＝p(t)-p_d(t)，p_d(t)为航天器系统的期望姿态信息，p(t)为通过实时姿态解算模块解算的航天器姿态信息；A为系统阵，B₀为控制输入矩阵，B₁为摩擦力矩干扰输入矩阵，B₂为挠性附件振动干扰的输入矩阵，其对应的表达式如下：

其中，K_T＝diag{k_T1,k_T2,k_T3}，J＝diag{J₁,J₂,J₃}，K_E＝diag{k_E1,k_E2,k_E3}，R＝diag{R₁,R₂,R₃}。

3.一种针对飞轮低速摩擦的挠性航天器姿态控制方法，其特征在于：所述控制方法包括摩擦估计器、挠性附件振动观测器及标称控制器；其中摩擦估计器用于对飞轮的摩擦进行实时估计，解决飞轮在低速运转时由于摩擦存在导致航天器姿态控制精度下降的问题；挠性附件振动观测器用于观测出挠性航天器在运行过程中由于挠性附件振动导致航天器姿态发送变化的挠性附件振动干扰，用于解决挠性航天器中由于挠性附件存在带来的航天器控制精度下降的问题；标称控制器完成对摩擦估计器的估计误差、挠性附件振动观测器观测误差的抑制以及整个系统标定；标称控制器、摩擦估计器与挠性附件针对观测器共同构成复合分层控制器，复合分层控制器的内层由摩擦估计器和挠性附件振动观测器构成，外层由标称控制器构成，内层完成飞轮执行机构的低速摩擦干扰的估计和挠性附件振动干扰的观测，并进行 前馈补偿；外层的标称控制器完成对于摩擦估计误差以及振动观测误差的抑制和整个系统的镇定；通过内外相结合，最后由复合分层控制器生成力矩指令，并将力矩指令传递至执行机构模块，由执行机构模块进行执行，保证在不同类别干扰存在下的航天器具有抗干扰姿态控制能力。

4.根据权利要求3所述的一种针对飞轮低速摩擦的挠性航天器姿态控制方法，其特征在于：所述控制方法具体实现步骤如下：

第一步：设计摩擦估计器

对于飞轮在低速运转情况下带来的摩擦，设计摩擦估计器，对摩擦干扰的估计表征为：

其中，N为摩擦干扰估计器增益，为飞轮摩擦干扰的估计值，为挠性附件振动干扰的估计值，r(t)为摩擦干扰估计器中的辅助变量；

第二步：设计挠性附件振动观测器

对于挠性附件所带来的振动干扰，设计挠性附件振动观测器，对挠性附件带来的针对干扰的估计表征为：

其中，为w(t)的估计值，λ(t)为辅助变量，M为待定的挠性附件振动观测器增益矩阵；

第三步：设计标称控制器

在通过摩擦估计器完成对飞轮摩擦进行估计，挠性附件振动观测器完成对挠性附件带来的针对干扰进行估计后，进一步设计标称控制器完成对于摩擦估计误差以及振动观测误差的抑制和整个系统的镇定，标称控制器对应的控制律为：

其中，E_P(t)为当前时刻标称控制器的控制量，K为标称控制器的控制增益；

第四步：设计针对飞轮低速摩擦的挠性航天器姿态控制器

综合上述摩擦估计器、挠性附件振动观测器以及标称控制器得到针对飞轮低速摩擦的挠性航天器姿态控制器，其控制律可以表征为：

其中，E(t)为针对飞轮低速摩擦的挠性航天器姿态控制器的输出，是复合分层控制器输出的力矩指令，此后将力矩指令传递至执行机构模块,执行机构模块进行运转，完成航天器抗干扰姿态控制。