CN106406337A - 一种优化航天器姿态控制系统鲁棒性的方法及系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种优化航天器姿态控制系统鲁棒性的方法及系统，该方法和系统通过获取航天器的运动学拟线性参变模型并进行线性化，得到多胞型顶点运动学模型；然后根据所述多胞型顶点运动学模型，确定H无穷虚拟鲁棒控制器；然后获取全局滑模虚拟跟踪控制器，将所述全局滑模虚拟跟踪控制器和所述H无穷虚拟鲁棒控制器相结合，获取虚拟控制器；并根据虚拟控制器，控制航天器姿态控制系统中的输出量在设定误差范围内，进而达到优化所述航天器姿态控制系统的鲁棒性，实现了在外界其他扰动因素下，也能控制航天器姿态控制系统的输出量在设定误差范围内，优化了航天器姿态控制系统鲁棒性，提高了航天器姿态控制系统的稳定性。

Description

一种优化航天器姿态控制系统鲁棒性的方法及系统

技术领域

本发明涉及航天器姿态控制系统鲁棒性技术领域，特别是涉及一种优化航天器姿态控制系统鲁棒性的方法及系统。

背景技术

在敏捷卫星具备的诸多能力中，高性能的姿态机动与稳定控制技术居于核心地位。控制方法在设计之初需要考虑性能优化问题，以提升姿态机动控制响应的快速性和稳定性。鲁棒性为实际控制系统中一项重要的指标。但由于不确定性因素的影响，航天器姿态控制系统的稳定性受到了一定的影响，针对这一问题，近年来，国内外学者采用各种优化策略来优化航天器姿态控制系统的鲁棒性，进而提高航天器姿态控制系统的稳定性，其中，优化航天器的鲁棒性的方法，包括自适应控制，鲁棒H_∞控制，滑模变结构优化等。

虽然自适应控制需要的不确定性先验条件较少，且参数可以自动调节，但通常自适应方法的参数估计不满足持续激励条件，其参数时变规律也无法使自适应参数的估计收敛于真值，长此以往闭环系统的调节速度变慢，动态品质将下降，因此，基本不采用自适应控制方法来优化航天器的鲁棒性。

鲁棒H_∞控制优化对多种形式的扰动(包括未建模动态)都具有鲁棒性，且主要优化步骤依靠离线完成。但是，航天器姿态控制系统为非线性系统，而鲁棒H_∞控制主要针对线性系统，非线性系统不能直接应用，即鲁棒H_∞控制法不能来控制航天器姿态控制系统的输出量在设定误差范围内，从而无法优化航天器姿态控制系统的鲁棒性，进而也无法提高航天器姿态控制系统的稳定性。因此，急需一种方法能够能优化航天器姿态控制系统的鲁棒性，进而提高航天器姿态控制系统的稳定性。

发明内容

本发明的目的是提供一种用于优化航天器姿态控制系统鲁棒性的方法及系统，能够实现优化航天器姿态控制系统的鲁棒性，提高航天器姿态控制系统的稳定性。

为实现上述目的，本发明提供了如下方案：

一种优化航天器姿态控制系统鲁棒性的方法，所述方法包括：

获取航天器的运动学拟线性参变模型；

对所述运动学拟线性参变模型线性化处理，得到多胞型顶点运动学模型；

根据所述多胞型顶点运动学模型，确定H无穷虚拟鲁棒控制器；

获取全局滑模虚拟跟踪控制器；

将所述全局滑模虚拟跟踪控制器和所述H无穷虚拟鲁棒控制器相结合，获取虚拟控制器；

根据所述虚拟控制器，控制航天器姿态控制系统中的输出量在设定误差范围内，进而达到优化所述航天器姿态控制系统的鲁棒性。

可选的，所述获取航天器的运动学拟线性参变模型，具体包括：

建立航天器的运动学模型；所述运动学模型为：

其中，式(1)、式(2)中的ω_e为误差角速度，ω和为在航天器坐标系下的本体角速度和期望角速度，表示航天器F_b系相对于任意目标参考系F_d的坐标变换矩阵，表示航天器误差姿态四元数，ω^*为H无穷虚拟鲁棒控制器的输出量；

转换所述运动学模型，获取航天器的运动学拟线性参变模型；所述运动学拟线性参变模型为：

其中， 其中，为航天器姿态控制系统外部干扰，

可选的，所述得到多胞型顶点运动学模型，具体包括：

根据航天器姿态虚拟反馈控制器，转换所述运动学拟线性参变模型；转换的所述运动学拟线性参变模型为其中，所述航天器姿态虚拟反馈控制器为：u_e(t)＝Kx_e(t)(5)；为航天器姿态虚拟反馈控制器的输入信号，u_e(t)为航天器姿态虚拟反馈控制器的输出信号；

采用张量积变换方法，对所述转换运动学拟线性参变模型进行线性化处理，得到多胞型顶点运动学模型；所述多胞型顶点运动学模型为

可选的，所述确定H无穷虚拟鲁棒控制器，具体包括：

根据多胞型顶点运动学模型，确定H无穷虚拟鲁棒控制器；所述H无穷虚拟鲁棒控制器的表达式为其中，所述H无穷虚拟鲁棒控制器的表达式满足：第一约束条件、第二约束条件以及第三约束条件；

其中，所述第一约束条件表示对称正定矩阵P和矩阵Y满足线性矩阵不等式约束条件，

所述第二约束条件表示定义从扰动w到航天器姿态控制系统输出的传递函数矩阵H，其中γ满足minγ，且γ＞0；为将时域信号变换成频域信号的函数；I为单位矩阵；s为频域中的复数；

所述第三约束条件表示u_e(t)满足：

可选的，所述获取全局滑模虚拟跟踪控制器，具体包括：

采用滑模函数，确定忽略扰动的控制力矩；

采用饱和函数，确定抑制扰动的控制力矩；

根据所述忽略扰动的控制力矩和所述抑制扰动的控制力矩，获取全局滑模虚拟跟踪控制器。

本发明还提供了一种优化航天器姿态控制系统鲁棒性的系统，所述系统包括：

运动学拟线性参变模型获取模块，用于获取航天器的运动学拟线性参变模型；

多胞型顶点运动学模型得到模块，用于对所述运动学拟线性参变模型线性化处理，得到多胞型顶点运动学模型；

H无穷虚拟鲁棒控制器确定模块，用于根据所述多胞型顶点运动学模型，确定H无穷虚拟鲁棒控制器；

全局滑模虚拟跟踪控制器获取模块，用于获取全局滑模虚拟跟踪控制器；

虚拟控制器获取模块，用于将所述全局滑模虚拟跟踪控制器和所述H无穷虚拟鲁棒控制器相结合，获取虚拟控制器；

鲁棒性优化模块，用于根据所述虚拟控制器，控制航天器姿态控制系统中的输出量在设定误差范围内，进而达到优化所述航天器姿态控制系统的鲁棒性。

可选的，所述运动学拟线性参变模型获取模块，具体包括：

航天器的运动学模型建立单元，用于建立航天器的运动学模型；所述运动学模型为：

其中，式(1)、式(2)中的ω_e为误差角速度，ω和为在航天器坐标系下的本体角速度和期望角速度，表示航天器F_b系相对于任意目标参考系F_d的坐标变换矩阵，表示航天器误差姿态四元数，ω^*为H无穷虚拟鲁棒控制器的输出量；

运动学拟线性参变模型获取单元，用于转换所述运动学模型，获取航天器的运动学拟线性参变模型；所述运动学拟线性参变模型为：

其中， 其中，为航天器姿态控制系统外部干扰，

可选的，所述多胞型顶点运动学模型得到模块，具体包括：

运动学拟线性参变模型转换单元，用于根据航天器姿态虚拟反馈控制器，转换所述运动学拟线性参变模型；转换的所述运动学拟线性参变模型为其中，所述航天器姿态虚拟反馈控制器为：u_e(t)＝Kx_e(t)(5)；为航天器姿态虚拟反馈控制器的输入信号，u_e(t)为航天器姿态虚拟反馈控制器的输出信号；

多胞型顶点运动学模型得到单元，用于采用张量积变换方法，对所述转换运动学拟线性参变模型进行线性化处理，得到多胞型顶点运动学模型；所述多胞型顶点运动学模型为

可选的，所述H无穷虚拟鲁棒控制器确定模块，具体包括：

H无穷虚拟鲁棒控制器确定单元，用于根据多胞型顶点运动学模型，确定H无穷虚拟鲁棒控制器；所述H无穷虚拟鲁棒控制器的表达式为其中，所述H无穷虚拟鲁棒控制器的表达式满足：第一约束条件、第二约束条件以及第三约束条件；

其中，所述第一约束条件表示对称正定矩阵P和矩阵Y满足线性矩阵不等式约束条件，

所述第二约束条件表示定义从扰动w到航天器姿态控制系统输出的传递函数矩阵H，其中γ满足minγ，且γ＞0；为将时域信号变换成频域信号的函数；I为单位矩阵；s为频域中的复数；

所述第三约束条件表示u_e(t)满足：

可选的，所述全局滑模虚拟跟踪控制器获取模块，具体包括：

忽略扰动的控制力矩确定单元，用于采用滑模函数，确定忽略扰动的控制力矩；

抑制扰动的控制力矩确定单元，用于采用饱和函数，确定抑制扰动的控制力矩；

全局滑模虚拟跟踪控制器获取单元，根据所述忽略扰动的控制力矩和所述抑制扰动的控制力矩，获取全局滑模虚拟跟踪控制器。

根据本发明提供的具体实施例，本发明公开了以下技术效果：

本发明公开了一种优化航天器姿态控制系统鲁棒性的方法及系统，该方法和系统通过获取航天器的运动学拟线性参变模型并进行线性化，得到多胞型顶点运动学模型；然后根据所述多胞型顶点运动学模型，确定H无穷虚拟鲁棒控制器；然后获取全局滑模虚拟跟踪控制器，将所述全局滑模虚拟跟踪控制器和所述H无穷虚拟鲁棒控制器相结合，获取虚拟控制器；并根据虚拟控制器，控制航天器姿态控制系统中的输出量在设定误差范围内，进而达到优化所述航天器姿态控制系统的鲁棒性，实现了在外界其他扰动因素下，也能控制航天器姿态控制系统的输出量在设定误差范围内，优化了航天器姿态控制系统鲁棒性，提高了航天器姿态控制系统的稳定性。。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例的优化航天器姿态控制系统鲁棒性的方法流程图；

图2为本发明实施例的航天器姿态机动过程中三轴姿态误差；

图3为本发明实施例的航天器姿态机动过程中的角速度误差；

图4为本发明实施例的优化航天器姿态控制系统的系统结构图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

本发明的目的是提供了一种用于优化航天器鲁棒性的方法及系统，该方法和系统能够实现在外界其他扰动因素下，控制航天器姿态控制系统的输出量在设定误差范围内，优化航天器姿态控制系统鲁棒性，提高航天器姿态控制系统的稳定性。

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。

图1为本发明实施例的优化航天器姿态控制系统鲁棒性的方法流程图，如图1所示，本发明提供的一种用于优化航天器姿态控制系统鲁棒性的方法，是以刚体航天器为对象(以下都简称航天器)，航天器位于太阳同步回归轨道，目标姿态是绕LVLH坐标系的Y轴进行10°侧摆，但在转入侧摆姿态之前需要执行一个大角度的姿态重定向任务(初始时刻对目标的瞬时主轴误差角度约为50°)。需要用到的系统参数如表1所示。

表1系统参数

所述方法包括以下步骤：

步骤101：获取航天器的运动学拟线性参变模型；即获得飞行中航天器姿态优化系统的即时状态；

其中，所述获取航天器的运动学拟线性参变模型，具体包括：建立航天器的运动学模型；所述运动学模型为：

其中，式(1)、式(2)中的ω_e为误差角速度，ω和为在航天器坐标系下的本体角速度和期望角速度，表示航天器F_b系相对于任意目标参考系F_d的坐标变换矩阵，表示航天器误差姿态四元数，ω^*为H无穷虚拟鲁棒控制器的输出量；

转换所述运动学模型，获取航天器的运动学拟线性参变模型；所述运动学拟线性参变模型为：

其中， 其中，为航天器姿态控制系统外部干扰，

步骤102：对所述运动学拟线性参变模型线性化处理，得到多胞型顶点运动学模型；

其中，所述得到多胞型顶点运动学模型，具体包括：

根据航天器姿态虚拟反馈控制器，转换所述运动学拟线性参变模型；转换的所述运动学拟线性参变模型为其中，所述航天器姿态虚拟反馈控制器为：u_e(t)＝Kx_e(t)(5)；为航天器姿态虚拟反馈控制器的输入信号，u_e(t)为航天器姿态虚拟反馈控制器的输出信号；

采用张量积变换方法，对所述转换运动学拟线性参变模型进行线性化处理，得到多胞型顶点运动学模型；所述多胞型顶点运动学模型为

所述采用张量积变换方法，对转换的运动学拟线性参变模型进行线性化处理，进一步包括：

令S(p(t))＝[A(p(t)) B(p(t))](11)为系统参数矩阵，参数S(p(t))所在的立方体有界区域为Ω，且p(t)在N维有界区域Ω中是时变的；

假设多胞型系统S(p(t))满足：

其中S₁,S₂,…S_I为多胞型系统S(p(t))顶点，用ω_i(p(t))取代α_i，多胞型系统可以表示为：

其中R为A(N)满秩的奇异值个数，通过高阶奇异值分解(HOSVD)将多胞型系统S(p(t))转化为如下形式：

其中p_n(t)是p(t)的元素，I＝I₁×I₂×...I_N，且满足：

因此转换的运动学拟线性参变模型通过TP变换转化为线性运动学拟线性参变模型：

步骤103：根据所述多胞型顶点运动学模型，确定H无穷虚拟鲁棒控制器；

其中，所述确定H无穷虚拟鲁棒控制器，具体包括：

根据多胞型顶点运动学模型，确定H无穷虚拟鲁棒控制器；所述H无穷虚拟鲁棒控制器的表达式为其中，所述H无穷虚拟鲁棒控制器的表达式满足：第一约束条件、第二约束条件以及第三约束条件；

其中，所述第一约束条件表示对称正定矩阵P和矩阵Y满足线性矩阵不等式约束条件，

所述第二约束条件表示定义从扰动w到航天器姿态控制系统输出的传递函数矩阵H，其中γ满足minγ，且γ＞0；为将时域信号变换成频域信号的函数；I为单位矩阵；s为频域中的复数；

所述第三约束条件表示u_e(t)满足：

步骤104：获取全局滑模虚拟跟踪控制器；

所述获取全局滑模虚拟跟踪控制器，具体包括：

建立航天器的动力学模型式中的，T_c和T_d分别为航天器控制力矩和外部干扰力矩；

采用滑模函数s为其中s＝[s₁,s₂,s₃]^T称为积分滑模函数，z＝[z₁,z₂,z₃]^T为待定积分项，且满足s(t₀)＝0；

对所述滑模函数s求导，使得

在等效优化项设计步骤，不考虑干扰的影响下，根据所述动力学模型以及求导的滑模函数，获取忽略扰动的控制力矩：

其中，且k_q,k₁,k₂,k_ω＞0；且待定积分项需满足：

为了减弱在沿着滑模面滑动过程中由于切换函数sgn(·)引起的抖振现象，用饱和函数sat(s)取代切换函数，获取抑制扰动的控制力矩T_sw＝-ηsat(s)(19)；其中，切换项和饱和函数设计为式(20)中Δ为边界层，并且常数k满足k＝1/Δ；

根据所述忽略扰动的控制力矩和所述抑制扰动的控制力矩，获取全局滑模虚拟跟踪控制器；所述全局滑模虚拟跟踪控制器为

根据Lyapunov稳定性理论，采用全局滑模虚拟跟踪控制器，能够使航天器姿态优化系统的全局渐近稳定。

步骤105：将所述全局滑模虚拟跟踪控制器和所述H无穷虚拟鲁棒控制器相结合，获取虚拟控制器；其中，获取虚拟控制器，具体包括：采用所述全局滑模虚拟跟踪控制器，跟踪所述H无穷虚拟鲁棒控制器的输出的角速度ω^*，进而将H无穷虚拟鲁棒控制器与全局滑模控制器相结合，获取虚拟控制器。

步骤106：根据所述虚拟控制器，控制航天器姿态控制系统中的输出量在设定误差范围内，进而达到优化所述航天器姿态控制系统的鲁棒性。

本发明通过图2和图3，能够证明本发明提供的方法能够优化航天器姿态控制系统的鲁棒性。

图2为航天器姿态控制系统机动过程中三轴姿态误差，如图2所示，在大角度的姿态机动过程中，H无穷虚拟鲁棒控制器与全局积分滑模控制器相结合设计的控制器可以将航天器姿态控制系统三轴姿态角度误差控制到0.02°以内。这里三轴姿态角度指航天器姿态参数q_e经旋转变换后的欧拉角。实际工程中，星敏感器测量姿态参数q_e的最高精度为0.017°，因此该控制器能够在大角度姿态机动过程中，在外部施加扰动的情况下，航天器具有较好的鲁棒性。

图3为航天器姿态机动过程中的角速度误差，如图3所示，航天器姿态控制系统的角速度误差控制在10e-4°s^-1以内。实际工程中，对于稳定度要求最高的高分成像任务来说，速度误差要求在10e-4°s^-1左右，可见，在外部施加扰动的情况下，航天器具有较好的鲁棒性。

本实施例建立航天器的运动学和动力学模型，采用张量积变换方法，对航天器运动学模型进行线性化，从而转化为凸优化问题求解；利用线性矩阵不等式对线性航天器运动学模型进行分析和综合，获取H无穷虚拟鲁棒控制器；获取积分全局滑模虚拟跟踪控制器，跟踪H无穷虚拟鲁棒控制器的输出角速度，使H无穷虚拟鲁棒控制器与全局滑模虚拟跟踪控制器的功能相结合，得到虚拟控制器；采用虚拟控制器，控制航天器姿态控制系统中的输出量在设定误差范围内，进而达到优化所述航天器姿态控制系统的鲁棒性，实现对航天器快速姿态机动过程中的鲁棒性优化。本发明将H无穷虚拟鲁棒控制器间接应用于非线性系统，避免直接对传统航天器动力学强耦合非线性系统进行优化，同时将系统的鲁棒性达到最优。

为达到上述目的，本发明还提供了一种优化航天器姿态控制系统鲁棒性的系统，图4为本发明实施例优化航天器姿态控制系统鲁棒性系统结构图，如图4所示，所述系统包括：运动学拟线性参变模型获取模块401，多胞型顶点运动学模型得到模块402，H无穷虚拟鲁棒控制器确定模块403，全局滑模虚拟跟踪控制器获取模块404，虚拟控制器获取模块405以及鲁棒性优化模块406。

运动学拟线性参变模型获取模块401，用于获取航天器的运动学拟线性参变模型；

其中，所述运动学拟线性参变模型获取模块401，具体包括：

航天器的运动学模型建立单元，用于建立航天器的运动学模型；所述运动学模型为：

其中，式(1)、式(2)中的ω_e为误差角速度，ω和为在航天器坐标系下的本体角速度和期望角速度，表示航天器F_b系相对于任意目标参考系F_d的坐标变换矩阵，表示航天器误差姿态四元数，ω^*为H无穷虚拟鲁棒控制器的输出量；

运动学拟线性参变模型获取单元，用于转换所述运动学模型，获取航天器的运动学拟线性参变模型；所述运动学拟线性参变模型为：

其中， 其中，为航天器姿态控制系统外部干扰，

多胞型顶点运动学模型得到模块402，用于对所述运动学拟线性参变模型线性化处理，得到多胞型顶点运动学模型；

其中，所述多胞型顶点运动学模型得到模块402，具体包括：

运动学拟线性参变模型转换单元，用于根据航天器姿态虚拟反馈控制器，转换所述运动学拟线性参变模型；转换的所述运动学拟线性参变模型为其中，所述航天器姿态虚拟反馈控制器为：u_e(t)＝Kx_e(t)(5)；为航天器姿态虚拟反馈控制器的输入信号，u_e(t)为航天器姿态虚拟反馈控制器的输出信号；

多胞型顶点运动学模型得到单元，用于采用张量积变换方法，对所述转换运动学拟线性参变模型进行线性化处理，得到多胞型顶点运动学模型；所述多胞型顶点运动学模型为

H无穷虚拟鲁棒控制器确定模块403，用于根据所述多胞型顶点运动学模型，确定H无穷虚拟鲁棒控制器；

其中，所述H无穷虚拟鲁棒控制器确定模块403，具体包括：

H无穷虚拟鲁棒控制器确定单元，用于根据多胞型顶点运动学模型，确定H无穷虚拟鲁棒控制器；所述H无穷虚拟鲁棒控制器的表达式为其中，所述H无穷虚拟鲁棒控制器的表达式满足：第一约束条件、第二约束条件以及第三约束条件；

其中，所述第一约束条件表示对称正定矩阵P和矩阵Y满足线性矩阵不等式约束条件，

所述第二约束条件表示定义从扰动w到航天器姿态控制系统输出的传递函数矩阵H，其中γ满足minγ，且γ＞0；为将时域信号变换成频域信号的函数；I为单位矩阵；s为频域中的复数；

所述第三约束条件表示u_e(t)满足：

全局滑模虚拟跟踪控制器获取模块404，用于获取全局滑模虚拟跟踪控制器；

其中，所述全局滑模虚拟跟踪控制器获取模块404，具体包括：

忽略扰动的控制力矩确定单元，用于采用滑模函数，确定忽略扰动的控制力矩；

抑制扰动的控制力矩确定单元，用于采用饱和函数，确定抑制扰动的控制力矩；

全局滑模虚拟跟踪控制器获取单元，根据所述忽略扰动的控制力矩和所述抑制扰动的控制力矩，获取全局滑模虚拟跟踪控制器。

虚拟控制器获取模块405，用于将所述全局滑模虚拟跟踪控制器和所述H无穷虚拟鲁棒控制器相结合，获取虚拟控制器。

鲁棒性优化模块406，用于根据所述虚拟控制器，控制航天器姿态控制系统中的输出量在设定误差范围内，进而达到优化所述航天器姿态控制系统的鲁棒性。

本实施例通过运动学拟线性参变模型获取模块401，多胞型顶点运动学模型得到模块402，H无穷虚拟鲁棒控制器确定模块403，全局滑模虚拟跟踪控制器获取模块404，虚拟控制器获取模块405；鲁棒性优化模块406，实现对航天器快速姿态机动过程中的鲁棒性优化

本发明提供的系统中是基于TP变换的鲁棒控制方法，解决了非线性系统无法求解最优解的问题，并且将无穷虚拟鲁棒控制与全局滑模控制的功能相结合，使航天器姿态控制系统的鲁棒性达到最优，提高航天器姿态控制系统的稳定性，具有很高的工程应用价值。

本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的系统而言，由于其与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。

本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。

Claims (10)

1.一种优化航天器姿态控制系统鲁棒性的方法，其特征在于，所述方法包括：

获取航天器的运动学拟线性参变模型；

对所述运动学拟线性参变模型线性化处理，得到多胞型顶点运动学模型；

根据所述多胞型顶点运动学模型，确定H无穷虚拟鲁棒控制器；

获取全局滑模虚拟跟踪控制器；

将所述全局滑模虚拟跟踪控制器和所述H无穷虚拟鲁棒控制器相结合，获取虚拟控制器；

根据所述虚拟控制器，控制航天器姿态控制系统中的输出量在设定误差范围内，进而达到优化所述航天器姿态控制系统的鲁棒性。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述获取航天器的运动学拟线性参变模型，具体包括：

建立航天器的运动学模型；所述运动学模型为：

${\stackrel{\·}{q}}_{e,v}=\frac{1}{2}(q_{e,0}{I}_3+q_{e,v}^{\×}){\mathrm{\ω}}_e---\left(1\right)$

${\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}}_e=\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}-R_d^b{\mathrm{\ω}}_d+{{\mathrm{\ω}}_e}^{\×}{\mathrm{\ω}}_d---\left(2\right)$

其中，式(1)、式(2)中的ω_e为误差角速度，ω和为在航天器坐标系下的本体角速度和期望角速度，表示航天器F_b系相对于任意目标参考系F_d的坐标变换矩阵，表示航天器误差姿态四元数，ω^*为H无穷虚拟鲁棒控制器的输出量；

转换所述运动学模型，获取航天器的运动学拟线性参变模型；所述运动学拟线性参变模型为：

$\begin{array}{c}{\stackrel{\·}{x}}_e\left(t\right)={\mathrm{Ax}}_e\left(t\right)+B\left(u_e\right(t)+w(t\left)\right)\\ y\left(y\right)={\mathrm{Cx}}_e\left(t\right)\end{array}---\left(3\right);$

其中， 其中，为航天器姿态控制系统外部干扰，

3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述得到多胞型顶点运动学模型，具体包括：

根据航天器姿态虚拟反馈控制器，转换所述运动学拟线性参变模型；转换的所述运动学拟线性参变模型为其中，所述航天器姿态虚拟反馈控制器为：u_e(t)＝Kx_e(t)(5)；为航天器姿态虚拟反馈控制器的输入信号，u_e(t)为航天器姿态虚拟反馈控制器的输出信号；

采用张量积变换方法，对所述转换运动学拟线性参变模型进行线性化处理，得到多胞型顶点运动学模型；所述多胞型顶点运动学模型为

4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述确定H无穷虚拟鲁棒控制器，具体包括：

根据多胞型顶点运动学模型，确定H无穷虚拟鲁棒控制器；所述H无穷虚拟鲁棒控制器的表达式为其中，所述H无穷虚拟鲁棒控制器的表达式满足：第一约束条件、第二约束条件以及第三约束条件；

其中，所述第一约束条件表示对称正定矩阵P和矩阵Y满足线性矩阵不等式约束条件，

所述第二约束条件表示定义从扰动w到航天器姿态控制系统输出的传递函数矩阵H，其中γ满足minγ，且γ＞0；为将时域信号变换成频域信号的函数；I为单位矩阵；s为频域中的复数；

所述第三约束条件表示u_e(t)满足：

5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述获取全局滑模虚拟跟踪控制器，具体包括：

采用滑模函数，确定忽略扰动的控制力矩；

采用饱和函数，确定抑制扰动的控制力矩；

根据所述忽略扰动的控制力矩和所述抑制扰动的控制力矩，获取全局滑模虚拟跟踪控制器。

6.一种优化航天器姿态控制系统鲁棒性的系统，其特征在于，所述系统包括：

运动学拟线性参变模型获取模块，用于获取航天器的运动学拟线性参变模型；

多胞型顶点运动学模型得到模块，用于对所述运动学拟线性参变模型线性化处理，得到多胞型顶点运动学模型；

H无穷虚拟鲁棒控制器确定模块，用于根据所述多胞型顶点运动学模型，确定H无穷虚拟鲁棒控制器；

全局滑模虚拟跟踪控制器获取模块，用于获取全局滑模虚拟跟踪控制器；

虚拟控制器获取模块，用于将所述全局滑模虚拟跟踪控制器和所述H无穷虚拟鲁棒控制器相结合，获取虚拟控制器；

鲁棒性优化模块，用于根据所述虚拟控制器，控制航天器姿态控制系统中的输出量在设定误差范围内，进而达到优化所述航天器姿态控制系统的鲁棒性。

7.根据权利要求6所述的系统，其特征在于，所述运动学拟线性参变模型获取模块，具体包括：

航天器的运动学模型建立单元，用于建立航天器的运动学模型；所述运动学模型为：

${\stackrel{\·}{q}}_{e,v}=\frac{1}{2}(q_{e,0}{I}_3+q_{e,v}^{\×}){\mathrm{\ω}}_e---\left(1\right)$

${\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}}_e=\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}-R_d^b{\mathrm{\ω}}_d+{{\mathrm{\ω}}_e}^{\×}{\mathrm{\ω}}_d---\left(2\right)$

其中，式(1)、式(2)中的ω_e为误差角速度，ω和为在航天器坐标系下的本体角速度和期望角速度，表示航天器F_b系相对于任意目标参考系F_d的坐标变换矩阵，表示航天器误差姿态四元数，ω^*为H无穷虚拟鲁棒控制器的输出量；

运动学拟线性参变模型获取单元，用于转换所述运动学模型，获取航天器的运动学拟线性参变模型；所述运动学拟线性参变模型为：

$\begin{array}{c}{\stackrel{\·}{x}}_e\left(t\right)={\mathrm{Ax}}_e\left(t\right)+B\left(u_e\right(t)+w(t\left)\right)\\ y\left(y\right)={\mathrm{Cx}}_e\left(t\right)\end{array}---\left(3\right);$

其中， 其中，为航天器姿态控制系统外部干扰，

8.根据权利要求7所述的系统，其特征在于，所述多胞型顶点运动学模型得到模块，具体包括：

运动学拟线性参变模型转换单元，用于根据航天器姿态虚拟反馈控制器，转换所述运动学拟线性参变模型；转换的所述运动学拟线性参变模型为其中，所述航天器姿态虚拟反馈控制器为：u_e(t)＝Kx_e(t)(5)；为航天器姿态虚拟反馈控制器的输入信号，u_e(t)为航天器姿态虚拟反馈控制器的输出信号；

多胞型顶点运动学模型得到单元，用于采用张量积变换方法，对所述转换运动学拟线性参变模型进行线性化处理，得到多胞型顶点运动学模型；所述多胞型顶点运动学模型为

9.根据权利要求8所述的系统，其特征在于，所述H无穷虚拟鲁棒控制器确定模块，具体包括：

H无穷虚拟鲁棒控制器确定单元，用于根据多胞型顶点运动学模型，确定H无穷虚拟鲁棒控制器；所述H无穷虚拟鲁棒控制器的表达式为其中，所述H无穷虚拟鲁棒控制器的表达式满足：第一约束条件、第二约束条件以及第三约束条件；

其中，所述第一约束条件表示对称正定矩阵P和矩阵Y满足线性矩阵不等式约束条件，

所述第二约束条件表示定义从扰动w到航天器姿态控制系统输出的传递函数矩阵H，其中γ满足minγ，且γ＞0；为将时域信号变换成频域信号的函数；I为单位矩阵；s为频域中的复数；

所述第三约束条件表示u_e(t)满足：

10.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，所述全局滑模虚拟跟踪控制器获取模块，具体包括：

忽略扰动的控制力矩确定单元，用于采用滑模函数，确定忽略扰动的控制力矩；

抑制扰动的控制力矩确定单元，用于采用饱和函数，确定抑制扰动的控制力矩；

全局滑模虚拟跟踪控制器获取单元，根据所述忽略扰动的控制力矩和所述抑制扰动的控制力矩，获取全局滑模虚拟跟踪控制器。