技術(shù)特征：
1.一種基于飛輪輸出偏差的抗干擾姿態(tài)控制方法，其特征在于包括以下步驟：第一步，首先，建立飛行器系統(tǒng)動力學模型；第二步，針對飛行器系統(tǒng)中存在的飛輪輸出偏差設計飛輪輸出偏差估計器及PID控制器；飛輪輸出偏差估計器為：即采用Q(s)d(s)對飛輪輸出偏差干擾d(s)進行估計，Q(s)與Q(s)G-1(s)構(gòu)成了飛輪輸出偏差估計器；為飛輪輸出偏差干擾的估計值，Y(s)為飛行器系統(tǒng)輸出，表示為Y(s)＝Guyu(s)+Gdyd(s)；其中，u(s)為控制輸入，d(s)為飛輪輸出偏差干擾，Guy(s)為從輸入到輸出的閉環(huán)傳遞函數(shù)，Gdy(s)為從干擾到輸出的閉環(huán)傳遞函數(shù)，G(s)為飛行器系統(tǒng)模型，G0(s)為飛行器系統(tǒng)標稱模型，Q(s)為濾波器，Ed(s)為干擾估計誤差，表示為上述各式中的s代表飛輪輸出偏差估計器基于頻域設計；飛輪輸出偏差干擾類型為慢時變低頻干擾，Q(s)設計為低通濾波器，即干擾估計的效果由濾波器Q(s)的設計決定；為了達到最優(yōu)干擾估計效果，使Q(s)接近1，即Ed(s)接近0，達到抵消干擾的效果；PID控制器為：Gc(s)為PID控制器中實現(xiàn)的傳遞函數(shù)；采用PID控制方法進行反饋補償，PID控制律為：△m＝min-mout其中，Kp、Ki、Kd分別為比例增益、積分增益、微分增益；Tc為PID控制器的輸出，△m為控制偏差，為控制偏差變化率，min為期望姿態(tài)角，mout為輸出姿態(tài)角；第三步，將飛輪輸出偏差估計器和PID控制器進行復合，實現(xiàn)基于飛輪輸出偏差的抗干擾姿態(tài)控制；所述第一步建立飛行器系統(tǒng)動力學模型如下：其中，Jx,Jy,Jz分別為飛行器三軸轉(zhuǎn)動慣量；φ(t),θ(t),ψ(t)分別為飛行器本體坐標系和軌道坐標系之間的三軸歐拉角,即滾轉(zhuǎn)角、俯仰角和偏航角；分別為三軸姿態(tài)角速度；分別為三軸姿態(tài)角加速度；ux(t),uy(t),uz(t)分別為三軸的控制力矩；Tdx(t),Tdy(t),Tdz(t)分別為三軸的干擾力矩；w0為飛行器軌道角速度；所述將飛輪輸出偏差估計器和PID控制器進行復合如下：Tc為PID控制器的輸出，為干擾的估計值，即飛輪輸出偏差估計器的輸出，u(s)是飛輪輸出偏差估計器和PID控制器復合后得到的控制輸入。2.一種基于飛輪輸出偏差的抗干擾姿態(tài)控制驗證裝置，其特征在于：所述驗證裝置包括實時仿真目標機、姿態(tài)確定模塊、姿態(tài)控制模塊、反作用飛輪組、試驗主控模塊以及三軸氣浮臺；所述實時仿真目標機包括飛行器姿態(tài)運動學仿真機，實時運算運動學模型，得到包括飛行器三軸轉(zhuǎn)動角度和三軸轉(zhuǎn)動角速度的姿態(tài)信息；所述姿態(tài)確定模塊對實時仿真目標機提供的姿態(tài)信息進行實時濾波與解算；所述姿態(tài)控制模塊實時運算姿態(tài)控制算法，為反作用飛輪組提供力矩控制指令，姿態(tài)控制算法包括權(quán)利要求1所述的基于飛輪輸出偏差的抗干擾姿態(tài)控制方法；所述姿態(tài)控制模塊包括姿態(tài)控制單元和無線接收單元，無線接收單元接收試驗主控模塊的姿態(tài)控制方法的切換指令信號，姿態(tài)控制單元根據(jù)該切換指令信號完成姿態(tài)控制算法的選擇與運行；所述反作用飛輪組在接收姿態(tài)控制模塊提供的力矩控制指令后，將輸出力矩信號傳給實時仿真目標機；試驗主控模塊用于向姿態(tài)控制模塊發(fā)送切換指令信號，該切換指令信號通過無線發(fā)送單元發(fā)出；姿態(tài)控制模塊中的姿態(tài)控制單元根據(jù)無線接收單元接收姿態(tài)控制方法切換指令信號，運行姿態(tài)控制算法；數(shù)據(jù)存儲分析與對比測試單元存儲不同姿態(tài)控制方法下的仿真實時運算數(shù)據(jù)，用于對比分析不同姿態(tài)控制方法下的控制效果；三軸氣浮臺作為仿真的支撐平臺，實時仿真目標機、姿態(tài)確定模塊、姿態(tài)控制模塊以及反作用飛輪組安裝在氣浮臺面上，三軸氣浮臺的轉(zhuǎn)動用來模擬飛行器在外層空間的姿態(tài)變化；所述基于飛輪輸出偏差的抗干擾姿態(tài)控制方法實現(xiàn)為：第一步，首先，建立飛行器系統(tǒng)動力學模型；第二步，針對飛行器系統(tǒng)中存在的飛輪輸出偏差設計飛輪輸出偏差估計器及PID控制器；飛輪輸出偏差估計器為：即采用Q(s)d(s)對飛輪輸出偏差干擾d(s)進行估計，Q(s)與Q(s)G-1(s)構(gòu)成了飛輪輸出偏差估計器；為飛輪輸出偏差干擾的估計值，Y(s)為飛行器系統(tǒng)輸出，表示為Y(s)＝Guyu(s)+Gdyd(s)；其中，u(s)為控制輸入，d(s)為飛輪輸出偏差干擾，Guy(s)為從輸入到輸出的閉環(huán)傳遞函數(shù)，Gdy(s)為從干擾到輸出的閉環(huán)傳遞函數(shù)，G(s)為飛行器系統(tǒng)模型，G0(s)為飛行器系統(tǒng)標稱模型，Q(s)為濾波器，Ed(s)為干擾估計誤差，表示為上述各式中的s代表飛輪輸出偏差估計器基于頻域設計；飛輪輸出偏差干擾類型為慢時變低頻干擾，Q(s)設計為低通濾波器，即干擾估計的效果由濾波器Q(s)的設計決定；為了達到最優(yōu)干擾估計效果，使Q(s)接近1，即Ed(s)接近0，達到抵消干擾的效果；PID控制器為：Gc(s)為PID控制器中實現(xiàn)的傳遞函數(shù)；采用PID控制方法進行反饋補償，PID控制律為：△m＝min-mout其中，Kp、Ki、Kd分別為比例增益、積分增益、微分增益；Tc為PID控制器的輸出，△m為控制偏差，為控制偏差變化率，min為期望姿態(tài)角，mout為輸出姿態(tài)角；第三步，將飛輪輸出偏差估計器和PID控制器進行復合，實現(xiàn)基于飛輪輸出偏差的抗干擾姿態(tài)控制。3.一種基于飛輪輸出偏差的抗干擾姿態(tài)控制驗證方法，其特征在于實現(xiàn)如下：飛行器的期望姿態(tài)通過姿態(tài)控制模塊輸入，該期望姿態(tài)信號通過與姿態(tài)確定模塊濾波后的姿態(tài)信息進行比較，得到偏差信號；將此偏差信號傳遞給姿態(tài)控制模塊，該姿態(tài)控制模塊接收試驗主控模塊中姿態(tài)控制算法切換指令信號后選擇并運行姿態(tài)控制算法，姿態(tài)控制算法包括權(quán)利要求1所述基于飛輪輸出偏差的抗干擾姿態(tài)控制方法，姿態(tài)控制算法算出指令力矩信號并傳送至反作用飛輪組；反作用飛輪組在接收指令力矩信號后輸出執(zhí)行力矩信號，該力矩作用在三軸氣浮臺的臺面，三軸氣浮臺模擬飛行器在外層空間的力學環(huán)境，檢測到飛輪輸出力矩作用下的臺面轉(zhuǎn)動角速度，轉(zhuǎn)動角速度信號傳入實時仿真目標機中的飛行器姿態(tài)運動學仿真機；實時仿真目標機運算飛行器運動學模型，得到包括飛行器三軸轉(zhuǎn)動角度和三軸轉(zhuǎn)動角速度的姿態(tài)信息，飛行器姿態(tài)信息的實時數(shù)據(jù)傳輸給試驗主控模塊中的數(shù)據(jù)存儲分析與對比測試單元，該單元保存實時運算數(shù)據(jù)，同時該姿態(tài)信息傳送至姿態(tài)確定模塊；姿態(tài)確定模塊將經(jīng)過濾波后得到的姿態(tài)信息與期望姿態(tài)作比較后獲得新的偏差信號，形成了驗證的數(shù)據(jù)流回路。