技術(shù)特征：
1.一種針對(duì)飛輪飽和及摩擦特性的撓性航天器姿態(tài)控制方法，其特征在于：包括以下步驟：首先構(gòu)建含有飛輪飽和及摩擦特性的撓性航天器耦合動(dòng)力學(xué)方程，其次，建立針對(duì)飛輪摩擦特性的摩擦干擾估計(jì)器，再次，對(duì)撓性航天器中由于針對(duì)撓性附件振動(dòng)帶來(lái)的干擾，設(shè)計(jì)撓性振動(dòng)觀測(cè)器；然后，針對(duì)摩擦干擾估計(jì)誤差和撓性振動(dòng)干擾觀測(cè)誤差，設(shè)計(jì)抗飽和控制器進(jìn)行抑制；最后通過(guò)求取抗飽和控制器、摩擦干擾估計(jì)器與撓性振動(dòng)觀測(cè)器控制增益，設(shè)計(jì)復(fù)合分層抗干擾控制器，完成多源干擾影響下的航天器抗干擾姿態(tài)控制；具體步驟如下：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(dòng)力學(xué)方程航天器任務(wù)作業(yè)的愈發(fā)遙遠(yuǎn)，供電與通訊需求都使得航天器需要搭載越來(lái)越大的附件，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(jì)，大量的撓性附件使用，在航天器本體進(jìn)行機(jī)動(dòng)時(shí)，從而會(huì)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)；受限于機(jī)械加工精度，會(huì)存在一定程度的摩擦，從而帶來(lái)飛輪執(zhí)行誤差，另一方面，真實(shí)物理系統(tǒng)的實(shí)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(wèn)題；另一方面摩擦力矩通過(guò)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(huì)給航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)帶來(lái)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(jì)的過(guò)程中必須克服上述兩類主要干擾的影響；針對(duì)飛輪執(zhí)行機(jī)構(gòu)中常見(jiàn)的飽和及摩擦特性，并同時(shí)考慮撓性附件動(dòng)力學(xué)方程，建立帶飛輪飽和及摩擦特性的撓性航天器動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)模型，表示如下：式中，t表示時(shí)間，J為航天器的轉(zhuǎn)動(dòng)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(dòng)模態(tài)，為撓性附件的一階振動(dòng)模態(tài)，為撓性附件的二階振動(dòng)模態(tài)，ω為撓性附件振動(dòng)模態(tài)對(duì)應(yīng)的振動(dòng)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(dòng)帶來(lái)的振動(dòng)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(dòng)帶來(lái)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(dòng)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(duì)于撓性附件引起的振動(dòng)干擾由下述干擾模型表征：