CN107728628A - 角速度不可量测条件下航天器姿态有限时间追踪控制方法 - Google Patents
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Abstract
本发明实施例提供了一种角速度不可量测条件下的航天器姿态有限时间追踪控制方法，所述方法包括：确定编队拓扑结构，获取航天器当前姿态值；将航天器姿态控制方程转化成一阶非线性方程；调用系统状态观测器估计系统状态数据，得到所述航天器姿态的估计值；将所述估计值与所述当前姿态值进行比较，确定角速度值；将所述航天器姿态的估计值以及所述角速度值进行耦合得到控制滑模变量；将所述控制滑模变量发送至控制器，以使所述控制器按照滑模控制算法将所述控制滑模变量转化成相应的控制信号。
Description
技术领域
本发明涉及控制科学技术领域，特别是涉及一种角速度不可量测条件下航天器姿态有限时间追踪控制方法和装置、电子设备以及计算机可读存储介质。
背景技术
近年来，诸如小卫星等航天器由于在军事侦察、深空探测、环境监测、定位服务等领域的巨大优势和广阔前景而引起专家和学者的高度重视，是航天科技领域中的重要研究方向。与结构复杂、功能性强的单一大型航天器相比，许多中小型航天器具有成本低、扩展性好、灵活机动的特点，可通过编队实现多样功能完成复杂的空间任务。
然而，在实际工程应用中，有些小型航天器因成本或体积结构限制无法实现对自身姿态角速度进行量测，最现实的办法就是通过设计状态观测器或者输出反馈控制器进行在线估计。当航天器角速度状态不可量测与参数不确定性、外部扰动、有限时间控制等因素耦合在一起时，使得航天器姿态追踪控制问题变得极富挑战性，无法对航天器姿态进行精确控制。
发明内容
本发明提供了一种角速度不可量测条件下航天器姿态有限时间追踪控制方法和装置、电子设备以及计算机可读存储介质，以解决现有技术中存在的当航天器角速度状态不可量测时，无法对航天器姿态进行精确控制的问题。
为了解决上述问题，本发明公开了一种角速度不可量测条件下的航天器姿态有限时间追踪控制方法，所述方法包括：确定编队拓扑结构，获取航天器当前姿态值；将航天器姿态控制方程转化成一阶非线性方程；调用系统状态观测器估计系统状态数据，得到所述航天器姿态的估计值；将所述估计值与所述当前姿态值进行比较，确定角速度值；将所述航天器姿态的估计值以及所述角速度值进行耦合得到控制滑模变量；将所述控制滑模变量发送至控制器，以使所述控制器按照滑模控制算法将所述控制滑模变量转化成相应的控制信号。
为了解决上述问题，本发明公开了一种角速度不可量测条件下的航天器姿态有限时间追踪控制装置，所述装置包括：确定模块，用于确定编队拓扑结构，获取航天器当前姿态值；转化模块，用于将航天器姿态控制方程转化成一阶非线性方程；调用模块，用于调用系统状态观测器估计系统状态数据，得到所述航天器姿态的估计值；将所述估计值与所述当前姿态值进行比较，确定角速度值；耦合模块，用于将所述航天器姿态的估计值以及所述角速度值进行耦合得到控制滑模变量；发送模块，用于将所述控制滑模变量发送至控制器，以使所述控制器按照滑模控制算法将所述控制滑模变量转化成相应的控制信号。
为了解决上述问题，本发明公开了电子设备，包括有存储器，以及一个或者一个以上的程序，其中一个或者一个以上程序存储于存储器中，且经配置以由一个或者一个以上处理器执行如权利要求书中所述的任意一种角速度不可量测条件下的航天器姿态有限时间追踪控制方法。
为了解决上述问题，本发明还公开了一种可读存储介质，当所述存储介质中的指令由电子设备的处理器执行时，使得电子设备能够执行如权利要求书中所述的任意一种角速度不可量测条件下的航天器姿态有限时间追踪控制方法。
与现有技术相比，本发明包括以下优点：
本发明实施例提供的角速度不可量测条件下的航天器姿态有限时间追踪控制方案，获取航天器当前姿态值；将航天器姿态控制方程转化成一阶非线性方程；调用系统状态观测器估计系统状态数据，得到所述航天器姿态的估计值；将所述估计值与所述当前姿态值进行比较，即可确定角速度值；在确定角速度值后依据航天器姿态的估计值以及角速度值进行耦合得到控制滑模变量，将控制滑模变量转化成控制信号从而对航天器姿态进行精确控制。可见本发明实施例提供的航天器姿态有限时间追踪控制方案，即便角速度不可测量也可以变相确定航天器的角速度值，因此能够对角速度不可测量条件下的航天器姿态进行精确控制。
附图说明
图1是根据本发明实施例一的一种角速度不可量测条件下的航天器姿态有限时间追踪控制方法的步骤流程图；
图2为四元数随时间的变化曲线；
图3为角速度随时间的变化曲线；
图4为四元数观测误差随时间的变化曲线；
图5为角速度估计误差随时间的变化曲线；
图6为滑模控制变量随时间的变化曲线；
图7是根据本发明实施例三的一种角速度不可量测条件下的航天器姿态有限时间追踪控制装置的结构框图；
图8是根据本发明实施例四的一种电子设备的结构框图。
具体实施方式
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。
实施例一
参照图1，示出了本发明实施例的角速度不可量测条件下的航天器姿态有限时间追踪控制方法的步骤流程图。
本实施例的角速度不可量测条件下的航天器姿态有限时间追踪控制方法包括以下步骤：
步骤101：确定编队拓扑结构，获取航天器当前姿态值。
本发明实施例中的追踪控制方法适用于对多个航天器编队中的航天器进行追踪控制，每个航天器编队包括多个成员，每个成员为一个航天器。
航天器姿态值可以表征航天器当前位置坐标、倾斜角度等状态信息。
步骤102：将航天器姿态控制方程转化成一阶非线性方程。
一种优选地航天器姿态控制方程表示方式如下：
其中，为航天器的转动惯量矩阵，J0为航天器基准转动惯量，ΔJ0为系统转动惯量扰动矩阵；为控制输入；为外部扰动力矩；为航天器在刚体本体坐标系下的角速度；表示描述航天器姿态的修正罗德里格斯参数,I3为单位矩阵；
航天器姿态控制方程转化后的一阶非线性方程可以如下：
其中，
F为转动惯性非线性项，G为扰动耦合项，表示转动惯量扰动耦合项。
步骤103：调用系统状态观测器估计系统状态数据，得到航天器姿态的估计值；将估计值与当前姿态值进行比较，确定角速度值。
本步骤中，基于系统状态观测器估计系统得到的航天器姿态的估计值，以及航天器姿态当前姿态值可确定航天器的角速度值，因此即便是航天器角速度状态不可量测也可以间接的得到航天器角速度值。
一种优选地系统状态观测器如下：
其中，表示航天器姿态qv的观测值，表示航天器姿态角速度值ω的观测值，表示航天器外部扰动G的观测值，为非线性项F的估计值；ρ1,ρ2,ρ3＞0为系统状态观测器反馈增益；0＜α1,α2,α3,β1,β2,β3＜1为系统状态观测器反馈系数。
对于系统状态观测器中的反馈增益、反馈系数的具体值可以由本领域技术人员根据实际需求进行设置，本发明实施例中对此不作具体限制。
步骤104：将航天器姿态的估计值以及角速度值进行耦合得到控制滑模变量。
优选地，控制滑模变量可以表示为：
S＝Cx
其中，为满秩矩阵，x为耦合变量，σ为给定常数。
滑模控制算法可表示为：
其中，0＜v＜1表示奇异项系数，c1,c2为滑模反馈系数，ψ＝[ψ1,ψ2,ψ3]T为双曲线正切函数定义如下：
其中，ku＝0.2785，κi为正数，i＝1,…,3，ε为给定的小量，用来表示扰动估计精度。
步骤105：将控制滑模变量发送至控制器，以使控制器按照滑模控制算法将控制滑模变量转化成相应的控制信号。
本发明实施例中以控制器向航天器发送一次控制信号为例进行说明。在具体实现过程中，控制器需重复执行步骤101至步骤105实时生成控制信号，并将所生成的控制信号发送至航天器，以对航天器的飞行姿态进行控制。
本发明实施例提供的角速度不可量测条件下的航天器姿态有限时间追踪控制方法，获取航天器当前姿态值；将航天器姿态控制方程转化成一阶非线性方程；调用系统状态观测器估计系统状态数据，得到所述航天器姿态的估计值；将所述估计值与所述当前姿态值进行比较，即可确定角速度值；在确定角速度值后依据航天器姿态的估计值以及角速度值进行耦合得到控制滑模变量，将控制滑模变量转化成控制信号从而对航天器姿态进行精确控制。可见本发明实施例提供的航天器姿态有限时间追踪控制方法，即便角速度不可测量也可以变相确定航天器的角速度值，因此能够对角速度不可测量条件下的航天器姿态进行精确控制。
实施例二
本发明实施例中以一具体实例对本发明的角速度不可量测条件下的航天器姿态有限时间追踪控制方法进行说明。
本发明实施例中以滑模控制和扩张状态观测器设计为理论基础，提出了一种航天器姿态有限时间追踪控制方法，该方法通过设计扩张观测器实时估计系统未知角速度和耦合扰动，而后基于滑模控制理论设计有限时间控制协议。
本发明构思及技术解决方案具体叙述如下：
航天器姿态控制方程如下：
其中，为航天器的转动惯量矩阵；为控制输入；为外部扰动力矩；为航天器在刚体本体坐标系下的角速度；表示描述航天器姿态的修正罗德里格斯参数。
根据上面定义，上述航天器姿态控制方程能够转换为如下一阶非线性方程：
其中，
为了实现对未知角速度和耦合扰动的实时估计，引入一系统状态观测器即滑模观测器用以估计未知量，系统状态观测器模型如下：
其中，是系统姿态估计误差；0.75＜α1＜1,α2＝2α1-1；α3＝3α1-2；
上述滑模观测器能够实现在有限时间内对未知角速度和扰动的估计。基于滑模观测器输出，提出如下有限时间控制协议：
其中，表示F,G的估计值；控制器参数满足c1＞0,c2＞0和0＜v＜1；ψ＝[ψ1,ψ2,ψ3]T为双曲线正切函数定义如下：
其中，ku＝0.2785，κi为正数满足λmax(C)表示矩阵C的最大特征值。
由上述定义很容易得出，鲁棒控制项ψi满足如下不等式:
下面基于上述原理对航天器姿态有限时间追踪控制验证如下：
假设航天器转动惯量满足：
转动惯量不确定性为：
ΔJ＝diag[sin(0.5t),2sin(0.6t),3sin(0.4t)]kg·m2
未知扰动为：
d(t)＝[0.5sin(0.1t),0.7sin(0.2t),0.3sin(0.3t)]N·m
系统四元数初始值为q(0)＝[0.3,-0.2,-0.3,0.8832]T，初始角速度为ω(0)＝[0.2,0.3,0.5]Trad/s。此外，设控制器参数c2＝1.5,v＝0.6,σ＝0.5,C＝I3。
仿真结果如图2至图6所示，其中图2为四元数随时间的变化曲线；图3为角速度随时间的变化曲线；图4为四元数观测误差随时间的变化曲线；图5为角速度估计误差随时间的变化曲线；图6为滑模控制变量随时间的变化曲线。从所得到各变化曲线可知，系统状态观测器观测误差能够在有限时间内收敛到零点。与此同时，在控制器的所用下，航天器姿态能够在有限时间内追踪到期望姿态中。
本发明实施例中提供的角速度不可量测条件下的航天器姿态有限时间追踪控制方法，针对实际航天器中存在角速度不可量测、外部绕动等影响，以滑模控制和扩张状态观测器为切入点，最终实现航天器姿态在复杂约束条件下的追踪控制。该方法主要由观测器设计和控制算法设计两部分组成，具有结构简单、计算量小等特点，非常易于实际工程系统实现。
实施例三
参照图7，示出了本发明实施例三中的角速度不可量测条件下的航天器姿态有限时间追踪控制装置的结构示意图。
本发明实施例的角速度不可量测条件下的航天器姿态有限时间追踪控制装置包括：确定模块301，用于确定编队拓扑结构，获取航天器当前姿态值；转化模块302，用于将航天器姿态控制方程转化成一阶非线性方程；调用模块303，用于调用系统状态观测器估计系统状态数据，得到所述航天器姿态的估计值；将所述估计值与所述当前姿态值进行比较，确定角速度值；耦合模块304，用于将所述航天器姿态的估计值以及所述角速度值进行耦合得到控制滑模变量；发送模块305，用于将所述控制滑模变量发送至控制器，以使所述控制器按照滑模控制算法将所述控制滑模变量转化成相应的控制信号。
优选地，航天器姿态控制方程如下：
其中，为航天器的转动惯量矩阵，J0为航天器基准转动惯量，ΔJ0为系统转动惯量扰动矩阵；为控制输入；为外部扰动力矩；为航天器在刚体本体坐标系下的角速度；表示描述航天器姿态的修正罗德里格斯参数,I3为单位矩阵；
转化后的一阶非线性方程如下：
其中，
F为转动惯性非线性项，G为扰动耦合项，表示转动惯量扰动耦合项。
优选地，所述系统状态观测器如下：
其中，表示航天器姿态qv的观测值，表示航天器姿态角速度值ω的观测值，表示航天器外部扰动G的观测值，为非线性项F的估计值；ρ1,ρ2,ρ3＞0为所述系统状态观测器反馈增益；0＜α1,α2,α3,β1,β2,β3＜1为所述系统状态观测器反馈系数。
优选地，所述控制滑模变量为：
S＝Cx
其中，为满秩矩阵，x为耦合变量，σ为给定常数。
优选地，所述滑模控制算法为：
其中，0＜v＜1表示奇异项系数c1,c2为滑模反馈系数，ψ＝[ψ1,ψ2,ψ3]T为双曲线正切函数定义如下：
其中，ku＝0.2785，κi为正数，i＝1,…,3，ε为给定的小量，用来表示扰动估计精度。
本发明实施例中的角速度不可量测条件下的航天器姿态有限时间追踪控制装置用于实现前述方法实施例中相应的角速度不可量测条件下的航天器姿态有限时间追踪控制方法，并且具有相应的方法实施的有益效果，在此不再赘述。
实施例四
参照图8，示出了本发明实施例四的一种用于角速度不可量测条件下的航天器姿态有限时间追踪控制的电子设备的结构示意图。
参照图8，电子设备可以包括以下一个或多个组件：处理组件602，存储器604，电源组件606，多媒体组件608，音频组件610，输入/输出(I/O)的接口612，传感器组件614，以及通信组件616。
处理组件602通常控制电子设备的整体操作，诸如与显示，数据通信，相机操作和记录操作相关联的操作。处理元件602可以包括一个或多个处理器620来执行指令，以完成上述的方法的全部或部分步骤。此外，处理组件602可以包括一个或多个模块，便于处理组件602和其他组件之间的交互。例如，处理部件602可以包括多媒体模块，以方便多媒体组件608和处理组件602之间的交互。
存储器604被配置为存储各种类型的数据以支持在电子设备的操作。这些数据的示例包括用于在电子设备上操作的任何应用程序或方法的指令，联系人数据，电话簿数据，消息，图片，视频等。存储器604可以由任何类型的易失性或非易失性存储设备或者它们的组合实现，如静态随机存取存储器(SRAM)，电可擦除可编程只读存储器(EEPROM)，可擦除可编程只读存储器(EPROM)，可编程只读存储器(PROM)，只读存储器(ROM)，磁存储器，快闪存储器，磁盘或光盘。
电源组件606为电子设备的各种组件提供电力。电源组件606可以包括电源管理系统，一个或多个电源，及其他与为电子设备600生成、管理和分配电力相关联的组件。
多媒体组件608包括在所述电子设备和用户之间的提供一个输出接口的屏幕。在一些实施例中，屏幕可以包括液晶显示器(LCD)和触摸面板(TP)。如果屏幕包括触摸面板，屏幕可以被实现为触摸屏，以接收来自用户的输入信号。触摸面板包括一个或多个触摸传感器以感测触摸、滑动和触摸面板上的手势。所述触摸传感器可以不仅感测触摸或滑动动作的边界，而且还检测与所述触摸或滑动操作相关的持续时间和压力。在一些实施例中，多媒体组件608包括一个前置摄像头和/或后置摄像头。当电子设备处于操作模式，如拍摄模式或视频模式时，前置摄像头和/或后置摄像头可以接收外部的多媒体数据。每个前置摄像头和后置摄像头可以是一个固定的光学透镜系统或具有焦距和光学变焦能力。
音频组件610被配置为输出和/或输入音频信号。例如，音频组件610包括一个麦克风(MIC)，当电子设备处于操作模式，如呼叫模式、记录模式和语音识别模式时，麦克风被配置为接收外部音频信号。所接收的音频信号可以被进一步存储在存储器604或经由通信组件616发送。在一些实施例中，音频组件610还包括一个扬声器，用于输出音频信号。
I/O接口612为处理组件602和外围接口模块之间提供接口，上述外围接口模块可以是键盘，点击轮，按钮等。这些按钮可包括但不限于：主页按钮、音量按钮、启动按钮和锁定按钮。
传感器组件614包括一个或多个传感器，用于为电子设备600提供各个方面的状态评估。例如，传感器组件614可以检测到设备600的打开/关闭状态，组件的相对定位，例如所述组件为电子设备的显示器和小键盘，传感器组件614还可以检测电子设备或电子设备一个组件的位置改变，用户与电子设备接触的存在或不存在，电子设备方位或加速/减速和电子设备的温度变化。传感器组件614可以包括接近传感器，被配置用来在没有任何的物理接触时检测附近物体的存在。传感器组件614还可以包括光传感器，如CMOS或CCD图像传感器，用于在成像应用中使用。在一些实施例中，该传感器组件614还可以包括加速度传感器，陀螺仪传感器，磁传感器，压力传感器或温度传感器。
通信组件616被配置为便于电子设备和其他设备之间有线或无线方式的通信。电子设备可以接入基于通信标准的无线网络，如WiFi，2G或3G，或它们的组合。在一个示例性实施例中，通信部件616经由广播信道接收来自外部广播管理系统的广播信号或广播相关信息。在一个示例性实施例中，所述通信部件616还包括近场通信(NFC)模块，以促进短程通信。例如，在NFC模块可基于射频识别(RFID)技术，红外数据协会(IrDA)技术，超宽带(UWB)技术，蓝牙(BT)技术和其他技术来实现。
在示例性实施例中，电子设备可以被一个或多个应用专用集成电路(ASIC)、数字信号处理器(DSP)、数字信号处理设备(DSPD)、可编程逻辑器件(PLD)、现场可编程门阵列(FPGA)、控制器、微控制器、微处理器或其他电子元件实现，用于执行上述方法。
在示例性实施例中，还提供了一种包括指令的非临时性计算机可读存储介质，例如包括指令的存储器604，上述指令可由电子设备的处理器620执行以完成上述方法。例如，所述非临时性计算机可读存储介质可以是ROM、随机存取存储器(RAM)、CD-ROM、磁带、软盘和光数据存储设备等。
一种非临时性计算机可读存储介质，当所述存储介质中的指令由电子设备的处理器执行时，使得电子设备能够执行上述实施例中所示的任意一种角速度不可量测条件下的航天器姿态有限时间追踪控制方法。
本发明实施例的电子设备用于实现前述多个方法实施例中相应的角速度不可量测条件下的航天器姿态有限时间追踪控制方法，并且具有相应的方法实施的有益效果，在此不再赘述。
本说明书中的各个实施例均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的部分互相参见即可。
本领域内的技术人员应明白，本发明实施例的实施例可提供为方法、装置、或计算机程序产品。因此，本发明实施例可采用完全硬件实施例、完全软件实施例、或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本发明实施例可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质(包括但不限于磁盘存储器、CD-ROM、光学存储器等)上实施的计算机程序产品的形式。
本发明实施例是参照根据本发明实施例的方法、终端设备(系统)、和计算机程序产品的流程图和/或方框图来描述的。应理解可由计算机程序指令实现流程图和/或方框图中的每一流程和/或方框、以及流程图和/或方框图中的流程和/或方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式处理机或其他可编程数据处理终端设备的处理器以产生一个机器，使得通过计算机或其他可编程数据处理终端设备的处理器执行的指令产生用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。
这些计算机程序指令也可存储在能引导计算机或其他可编程数据处理终端设备以预测方式工作的计算机可读存储器中，使得存储在该计算机可读存储器中的指令产生包括指令装置的制造品，该指令装置实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能。
这些计算机程序指令也可装载到计算机或其他可编程数据处理终端设备上，使得在计算机或其他可编程终端设备上执行一系列操作步骤以产生计算机实现的处理，从而在计算机或其他可编程终端设备上执行的指令提供用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的步骤。
尽管已描述了本发明实施例的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例做出另外的变更和修改。所以，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本发明实施例范围的所有变更和修改。
最后，还需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者终端设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者终端设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者终端设备中还存在另外的相同要素。
以上对本发明所提供的一种角速度不可量测条件下的航天器姿态有限时间追踪控制方法和装置、电子设备以及计算机可读存储介质，进行了详细介绍，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)
1.一种角速度不可量测条件下的航天器姿态有限时间追踪控制方法，其特征在于，所述方法包括：
确定编队拓扑结构，获取航天器当前姿态值；
将航天器姿态控制方程转化成一阶非线性方程；
调用系统状态观测器估计系统状态数据，得到所述航天器姿态的估计值；将所述估计值与所述当前姿态值进行比较，确定角速度值；
将所述航天器姿态的估计值以及所述角速度值进行耦合得到控制滑模变量；
将所述控制滑模变量发送至控制器，以使所述控制器按照滑模控制算法将所述控制滑模变量转化成相应的控制信号。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，航天器姿态控制方程如下：
<mrow>
<msub>
<mover>
<mi>q</mi>
<mo>&CenterDot;</mo>
</mover>
<mn>0</mn>
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<mo>=</mo>
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<mn>1</mn>
<mn>2</mn>
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<mn>1</mn>
<mn>2</mn>
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</msup>
<mi>J</mi>
<mi>&omega;</mi>
<mo>+</mo>
<mi>u</mi>
<mo>+</mo>
<mi>d</mi>
</mrow>
其中，为航天器的转动惯量矩阵，J0为航天器基准转动惯量，ΔJ0为系统转动惯量扰动矩阵，；为控制输入；为外部扰动力矩；为航天器在刚体本体坐标系下的角速度；表示描述航天器姿态的修正罗德里格斯参数,I3为单位矩阵；
转化后的一阶非线性方程如下：
<mrow>
<msub>
<mover>
<mi>q</mi>
<mo>&CenterDot;</mo>
</mover>
<mi>v</mi>
</msub>
<mo>=</mo>
<mi>f</mi>
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<mo>&CenterDot;</mo>
</mover>
<mo>=</mo>
<mi>F</mi>
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<mn>0</mn>
<mrow>
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<mn>1</mn>
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<mi>u</mi>
<mo>+</mo>
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</mrow>
其中，
<mrow>
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<mn>2</mn>
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<mn>3</mn>
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<mo>+</mo>
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<mover>
<mi>J</mi>
<mo>~</mo>
</mover>
<mi>d</mi>
</mrow>
F为转动惯性非线性项，G为扰动耦合项，表示转动惯量扰动耦合项。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述系统状态观测器如下：
<mrow>
<msub>
<mover>
<mover>
<mi>q</mi>
<mo>^</mo>
</mover>
<mo>&CenterDot;</mo>
</mover>
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<mrow>
<mo>(</mo>
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<mi>e</mi>
<mn>1</mn>
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<mo>)</mo>
</mrow>
</mrow>
其中，表示航天器姿态qv的观测值，表示航天器姿态角速度值ω的观测值，表示航天器外部扰动G的观测值，为非线性项F的估计值；ρ1,ρ2,ρ3＞0为所述系统状态观测器反馈增益；0＜α1,α2,α3,β1,β2,β3＜1为所述系统状态观测器反馈系数。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述控制滑模变量为：
S＝Cx
其中，为满秩矩阵，x为耦合变量，σ为给定常数。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述滑模控制算法为：
<mrow>
<mi>u</mi>
<mo>=</mo>
<mo>-</mo>
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<mi>J</mi>
<mn>0</mn>
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</msup>
<mo>+</mo>
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<mo>)</mo>
</mrow>
</mrow>
其中，0＜v＜1为奇异项系数，c1,c2为滑模反馈系数，ψ＝[ψ1,ψ2,ψ3]T为双曲线正切函数定义如下：
<mrow>
<msub>
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<mo>=</mo>
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</mrow>
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</mfrac>
<mo>)</mo>
</mrow>
</mrow>
其中，ku＝0.2785，κi为正数，i＝1,…,3，ε为给定的小量，用来表示扰动估计精度。
6.一种角速度不可量测条件下的航天器姿态有限时间追踪控制装置，其特征在于，所述装置包括：
确定模块，用于确定编队拓扑结构，获取航天器当前姿态值；
转化模块，用于将航天器姿态控制方程转化成一阶非线性方程；
调用模块，用于调用系统状态观测器估计系统状态数据，得到所述航天器姿态的估计值；将所述估计值与所述当前姿态值进行比较，确定角速度值；
耦合模块，用于将所述航天器姿态的估计值以及所述角速度值进行耦合得到控制滑模变量；
发送模块，用于将所述控制滑模变量发送至控制器，以使所述控制器按照滑模控制算法将所述控制滑模变量转化成相应的控制信号。
7.根据权利要求6所述的装置，其特征在于，航天器姿态控制方程如下：
<mrow>
<msub>
<mover>
<mi>q</mi>
<mo>&CenterDot;</mo>
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<mo>+</mo>
<mi>u</mi>
<mo>+</mo>
<mi>d</mi>
</mrow>
其中，为航天器的转动惯量矩阵，J0为航天器基准转动惯量，ΔJ0为系统转动惯量扰动矩阵；为控制输入；为外部扰动力矩；为航天器在刚体本体坐标系下的角速度；表示描述航天器姿态的修正罗德里格斯参数,I3为单位矩阵；
转化后的一阶非线性方程如下：
<mrow>
<msub>
<mover>
<mi>q</mi>
<mo>&CenterDot;</mo>
</mover>
<mi>v</mi>
</msub>
<mo>=</mo>
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<mo>&CenterDot;</mo>
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其中，
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<mo>+</mo>
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<mi>J</mi>
<mo>~</mo>
</mover>
<mi>d</mi>
</mrow>
F为转动惯性非线性项，G为扰动耦合项，表示转动惯量扰动耦合项。
8.根据权利要求7所述的装置，其特征在于，所述系统状态观测器如下：
<mrow>
<msub>
<mover>
<mover>
<mi>q</mi>
<mo>^</mo>
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<mo>&CenterDot;</mo>
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<mi>v</mi>
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<mn>1</mn>
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<mi>&beta;</mi>
<mn>3</mn>
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<mrow>
<mo>(</mo>
<msub>
<mi>e</mi>
<mn>1</mn>
</msub>
<mo>)</mo>
</mrow>
</mrow>
其中，表示航天器姿态qv的观测值，表示航天器姿态角速度值ω的观测值，表示航天器外部扰动G的观测值，为非线性项F的估计值；ρ1,ρ2,ρ3＞0为所述系统状态观测器反馈增益；0＜α1,α2,α3,β1,β2,β3＜1为所述系统状态观测器反馈系数。
9.一种电子设备，其特征在于，包括有存储器，以及一个或者一个以上的程序，其中一个或者一个以上程序存储于存储器中，且经配置以由一个或者一个以上处理器执行如权利要求1-5中一个或多个所述的角速度不可量测条件下的航天器姿态有限时间追踪控制方法。
10.一种可读存储介质，其特征在于，当所述存储介质中的指令由电子设备的处理器执行时，使得电子设备能够执行如权利要求1-5中一个或多个所述的角速度不可量测条件下的航天器姿态有限时间追踪控制方法。
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