一种基于输出反馈的抗干扰姿态控制验证平台及验证方法

摘要

本发明涉及一种基于输出反馈的抗干扰姿态控制验证平台及验证方法，包括实时仿真目标机、姿态确定模块、姿态控制模块、反作用飞轮组、试验主控模块、干扰模拟器和三轴气浮台；实时仿真目标机运算航天器姿态运动学模型；姿态确定模块滤波与解算实时仿真目标机输出的姿态信息；姿态控制模块运算姿态控制算法，为反作用飞轮组提供力矩控制指令；反作用飞轮组接收力矩控制指令后输出力矩信号至仿真目标机；试验主控模块向姿态控制模块发送控制方法切换信号，抗干扰姿态控制单元根据该切换信号运行相应控制算法；干扰模拟器模拟挠性部件振动干扰；三轴气浮台模拟航天器在外层空间的力学环境。本发明验证了基于输出反馈的抗干扰姿态控制方法的有效性。

说明书

技术领域

本发明涉及一种基于输出反馈的抗干扰姿态控制验证平台及验证方法，属于航天器的姿态控制领域。

背景技术

随着空间技术的不断发展和航天需要的不断增长，越来越多的航天器携带有大型抛物面天线、太阳帆板、空间机械臂等挠性机构，这些挠性机构使航天器的功能日益强大，但同时也给航天器的姿态控制问题带来了严峻的考验，尤其是当航天器的控制精度要求较高时，如对地观测卫星、太空望远镜等。这种大挠性、低阻尼的结构一旦遇到外界干扰将产生了振动，振动将会严重影响有效荷载的正常工作，导致性能下降或失效。此外，航天器含有多源干扰，既包括太阳光压、大气阻力、空间尘埃等外部环境干扰，航天器本身又有帆板振动、执行机构误差、敏感器测量噪声等内部扰动。包含挠性部件振动干扰在内的多源干扰严重影响航天器的控制精度，尤其是航天器硬件固定的情况下，难以在硬件上进一步挖掘控制精度提升的空间，因此对抗干扰姿态控制方法的研究及应用成为提高控制精度的重要新途径。基于干扰观测器的控制能够充分利用干扰的特性，实现了干扰的高精度估计与补偿。此外，基于干扰观测器的控制易于与其它控制方式相结合，设计复合姿态控制器来同时实现干扰的补偿与抑制，从而提升挠性航天器的姿态控制精度。另外，现阶段大多数姿态控制方法都通过假定系统的全部状态可测来设计控制器。但在实际的航天工程中难以满足上述假设，如在部分测量敏感器出现故障的情况下。而且由于角速度测量成本等原因，越来越多的学者在研究无角速度量测的情况下的姿态控制问题，实际上是一种输出反馈的姿态控制问题。因此，基于输出反馈的抗干扰姿态控制方法具备很强的理论及实用意义。

姿控方法验证平台已经在航天器研制过程中得到了广泛应用，国内航天五院502所、航天八院812所，还有哈工大、清华、北航等高校都曾研制出姿控方法验证平台，但现有的姿控方法验证装置通常针对特定型号的航天器而研制，有的仅仅针对某特定航天任务，为验证某种特定方法搭建，忽略了挠性部件振动等干扰的影响，无法用于针对挠性部件振动干扰的多种抗干扰姿态控制方法研究。2010年7月发表于《北京航空航天大学学报》第36卷第7期的文献《基于气浮台的微小卫星姿态控制实时仿真》搭建了半物理仿真实验平台对单刚体微小卫星的姿态控制问题进行了实时仿真研究，其控制方法为传统PID控制方法，该方法不能有效抵消挠性部件振动带来的干扰，同时该试验平台无法完成多种抗干扰控制方法的测试分析。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种基于输出反馈的抗干扰姿态控制验证平台及验证方法，基于输出反馈的抗干扰姿态控制方法可以实现干扰的同时补偿与抑制，能显著提高系统实时性、精度和稳定度，可用于挠性航天器的高精度姿态控制；验证装置与验证方法可用于验证包括基于输出反馈的抗干扰姿态控制方法在内的多种姿态控制方法，并能够实现不同姿态控制方法下控制效果的测试分析，验证了基于输出反馈的抗干扰姿态控制方法的有效性。

所设计的一种基于输出反馈的抗干扰姿态控制方法验证平台，克服了现有姿态控制方法验证平台对挠性部件振动干扰研究的缺失，该验证平台可以研究航天器飞行过程中来自挠性部件振动对控制系统的影响并进行综合分析，同时通过切换不同控制信号，姿态控制单元逐次验证多种控制方法，试验主控模块中的数据存储分析与对比测试单元能够完成包括基于输出反馈的抗干扰姿态控制方法在内的多种控制方法的对比测试分析。针对带有挠性机构的航天器，克服现有技术的不足，利用已知信息，设计一种基于输出反馈的抗干扰姿态控制方法，实现了干扰的同时补偿与抑制，从而提升姿态控制系统的鲁棒性、控制精度和抗干扰能力。

本发明的技术解决方案为：一种基于输出反馈的抗干扰姿态控制方法验证平台，包括实时仿真目标机、姿态确定模块、姿态控制模块、反作用飞轮组、试验主控模块、干扰模拟器以及三轴气浮台；所述实时仿真目标机实时运算航天器运动学模型；所述姿态确定模块对实时仿真目标机输出的姿态信息进行实时滤波与解算；所述姿态控制模块实时运算姿态控制算法，为反作用飞轮组提供力矩控制指令，包括了抗干扰姿态控制单元和无线接收单元，抗干扰姿态控制单元运算控制算法，无线接收单元接收试验主控模块发出的控制方法切换指令；所述反作用飞轮组在接收力矩控制指令后，将输出力矩信号传给实时仿真目标机；试验主控模块用于向姿态控制模块发送控制方法切换信号，该切换信号通过无线发送单元发出，姿态控制模块中的抗干扰姿态控制单元根据无线接收单元接收控制方法切换信号，运行相应的控制算法，数据存储分析与对比测试单元存储不同控制算法下的仿真实时运算数据，用于对比分析不同控制算法下的控制效果，此外，试验主控模块也用于向干扰模拟器发出试验指令，使其工作或关断；干扰模拟器用来模拟挠性部件振动干扰；三轴气浮台作为仿真的支撑平台，实时仿真目标机、姿态确定模块、姿态控制模块以及反作用飞轮组安装在气浮台上，气浮台的转动用来模拟航天器在外层空间的姿态变化；验证平台的数据流回路如下：航天器的期望姿态通过姿态控制模块的导入系统回路，该期望姿态信号通过与姿态确定模块滤波后的姿态信息进行比较，得到偏差信号；将此偏差信号传递给姿态控制模块，该模块接收试验主控模块中控制方法切换信号后选择并运行相应的控制方法，该姿态控制方法解算出指令力矩信号并传送至反作用飞轮组；反作用飞轮组在接收指令力矩信号后输出执行力矩信号，该力矩作用在三轴气浮台的台面，三轴气浮台模拟航天器在外层空间的力学环境，三轴气浮台检测到飞轮输出力矩作用下的台面转动角速度，转动角速度信号传入实时仿真目标机；试验主控模块控制干扰模拟器开通与关断，模拟的挠性部件干扰加载到实时仿真目标机，仿真目标机运算加入挠性部件干扰后的运动学模型，得到包括航天器三轴转动角度和三轴转动角速度的姿态信息，航天器姿态信息的实时数据传输给试验主控模块中的数据存储分析与对比测试单元，该单元保存实时运算数据，同时该姿态信息传送至姿态确定模块；姿态确定模块将经过滤波后得到的姿态信息与期望姿态作比较后获得新的偏差信号，形成了验证平台的数据流回路。

所述的一种基于输出反馈的抗干扰姿态控制方法验证装置，其中的抗干扰姿态控制单元通过接收控制信号切换指令，能够实现姿态控制算法的选择并运行相应的姿态控制算法，因此，该验证装置能够完成多种姿态控制算法下控制效果对比分析。

其中运行于姿态控制模块中的基于输出反馈的抗干扰姿态控制方法，包括以下步骤：首先，用状态空间方法描述包含挠性部件振动干扰的航天器姿态动力学模型；其次，设计干扰观测器对挠性部件振动干扰进行估计；再次，设计动态输出反馈控制器，并将动态输出反馈控制器与干扰观测器进行复合；最后，求解干扰观测器与动态输出反馈控制器的增益矩阵，完成基于输出反馈的姿态控制方法的设计；具体设计步骤如下：

第一步：用状态空间方法描述包含挠性部件振动干扰的航天器姿态动力学模型；

建立航天器姿态动力学模型，如下表示：

$\left(\begin{array}{c}{J}_1\stackrel{··}{\phi }\left(t\right)-n(J_1-J_2+J_3)\stackrel{·}{\psi }\left(t\right)+4n^2(J_2-J_3)\phi \left(t\right)=u_1\left(t\right)+T_{d1}\left(t\right)\\ J_2\stackrel{··}{\theta }\left(t\right)+3n^2(J_1-J_3)\theta \left(t\right)=u_2\left(t\right)+T_{d2}\left(t\right)\\ J_3\stackrel{··}{\psi }\left(t\right)+n(J_1-J_2+J_3)\phi \left(t\right)+n^2(J_2-J_1)\psi \left(t\right)=u_3\left(t\right)+T_{d3}\left(t\right)\end{array}\right)$

J₁，J₂，J₃分别为三轴的转动惯量，n为航天器轨道角速度，φ(t),θ(t),ψ(t)分别为航天器本体坐标系和轨道坐标系之间的三轴欧拉角，即滚转角、俯仰角和偏航角；分别为三轴姿态角速度；分别为三轴姿态角加速度；T_d1(t)，T_d2(t)，T_d3(t)分别为三轴干扰力矩，u₁(t)，u₂(t)，u₃(t)分别为三轴控制力矩；从姿态动力学模型中提取惯量矩阵，航天器姿态动力学模型转化为如下形式：

$M\stackrel{··}{p}\left(t\right)+C\stackrel{·}{p}\left(t\right)+Kp\left(t\right)=B_{u}u\left(t\right)+B_w{d}_1\left(t\right)$

其中d₁(t)＝[T_d1(t),T_d2(t),T_d3(t)]^T表示干扰力矩；u(t)＝[u₁(t),u₂(t),u₃(t)]^T为航天器姿态控制系统的控制输入，

p(t)＝[φ(t),θ(t),ψ(t)]^T为三轴欧拉角，e_p(t)＝p(t)-p_p(t)，p_p(t)为参考轨迹信号，定义：

$x\left(t\right)={[\underset{0}{\overset{t}{\int }}{e}_p\left(\tau \right)d\tau ,e_p\left(t\right),{\stackrel{·}{e}}_p\left(t\right)]}^T$

考虑到航天器姿态控制系统中会发生挠性部件振动干扰和三轴干扰力矩的情况，则采用状态空间形式描述的航天器姿态控制系统为：

$\left(\begin{array}{c}\stackrel{·}{x}\left(t\right)=Ax\left(t\right)+B\left(u\right(t)+d_0(t\left)\right)+B_1{d}_1\left(t\right)\\ y\left(t\right)=Cx\left(t\right)\end{array}\right)$

其中，

$\left(\begin{array}{ccc}A=\left(\begin{array}{ccc}0& 1& 0\\ 0& 0& 1\\ 0& -M^{-1}K& -M^{-1}C\end{array}\right)& B=\left(\begin{array}{c}0\\ 0\\ M^{-1}{B}_u\end{array}\right)& B_1=\left(\begin{array}{c}0\\ 0\\ M^{-1}{B}_w\end{array}\right)\end{array}\right)$

x(t)、u(t)、d₀(t)和d₁(t)分别为航天器姿态控制系统的状态变量、控制输入、挠性部件振动干扰和三轴干扰力矩；y(t)为量测输出，C为量测矩阵，且C为非满秩矩阵，因此航天器姿态控制系统部分状态不可测；

第二步：设计干扰观测器对挠性部件振动干扰进行估计；

针对上述航天器姿态控制系统中的挠性部件振动干扰d₀(t)，挠性部件振动干扰模型由下式表示：

$\left(\begin{array}{c}{d}_0\left(t\right)=Vw\left(t\right)\\ \stackrel{·}{w}\left(t\right)=Ww\left(t\right)+B_3\delta \left(t\right)\end{array}\right)$

其中，w(t)是挠性部件振动干扰的状态变量，B₃是不可建模随机干扰的增益阵，δ(t)是能量有界的不可建模随机干扰，系数矩阵V为挠性部件振动干扰模型的输出矩阵，W表示挠性部件振动干扰模型的系统阵，考虑到航天器姿态控制系统状态不是全部可测，构造如下干扰观测器：

$\left(\begin{array}{c}{\hat{d}}_0\left(t\right)=V\hat{w}\left(t\right)\\ \hat{w}\left(t\right)=v\left(t\right)-Ly\left(t\right)\\ \stackrel{·}{v}\left(t\right)=(W+LCBV)\left(v\right(t)-Ly(t\left)\right)+LCBu\left(t\right)\end{array}\right)$

其中，为w(t)的估计值，v(t)为辅助变量，L为待定的干扰观测器增益矩阵；则航天器姿态控制系统的干扰估计误差e_w(t)满足：

${\stackrel{·}{e}}_W\left(t\right)=(W+LCBV)e_w\left(t\right)+LCAx\left(t\right)+{\mathrm{LCB}}_1{d}_1\left(t\right)$

其中，

第三步：设计动态输出反馈控制器，并将动态输出反馈控制器与干扰观测器进行复合；

设计动态输出反馈控制器为：

$\left(\begin{array}{c}{\stackrel{·}{x}}_k\left(t\right)=A_k{x}_k\left(t\right)+B_{k}y\left(t\right)\\ u_1\left(t\right)=C_k{x}_k\left(t\right)+D_{k}y\left(t\right)\end{array}\right)$

将干扰观测器与动态输出反馈控制器进行复合，得到如下抗干扰姿态控制方法：

$\left(\begin{array}{c}{\stackrel{·}{x}}_k\left(t\right)=A_k{x}_k\left(t\right)+B_{k}y\left(t\right)\\ u\left(t\right)=C_k{x}_k\left(t\right)+D_{k}y\left(t\right)-{\hat{d}}_0\left(t\right)\end{array}\right)$

其中x_k是动态输出反馈控制器的状态，A_k、B_k、C_k、D_k为待定的动态输出反馈控制器系数矩阵，u₁(t)为动态输出反馈控制器的输入，u(t)为航天器姿态控制系统的控制输入；

第四步：求解干扰观测器与动态输出反馈控制器的增益矩阵，完成基于输出反馈的抗干扰姿态控制方法的设计；

联立干扰估计误差满足条件方程、状态空间描述方程以及将干扰观测器与动态输出反馈控制器复合后的方程，得到复合系统如下：

$\left(\begin{array}{c}\stackrel{·}{x}\left(t\right)\\ {\stackrel{·}{x}}_k\left(t\right)\\ {\stackrel{·}{e}}_w\left(t\right)\end{array}\right)=\left(\begin{array}{ccc}A+{\mathrm{BD}}_{k}C& {\mathrm{BC}}_k& BV\\ B_{k}C& A_k& 0\\ LCA& 0& W+LCBV\end{array}\right)\left(\begin{array}{c}x\left(t\right)\\ x_k\left(t\right)\\ e_w\left(t\right)\end{array}\right)+\left(\begin{array}{c}{B}_1\\ 0\\ {\mathrm{LCB}}_1\end{array}\right)d_1\left(t\right)$

其中，未知参数A_k、B_k、C_k、D_k以及L由以下凸优化算法求解：

$\left(\begin{array}{cccccc}{\Phi }_{11}& {\Phi }_{12}& {\Phi }_{13}& {\Phi }_{14}& {\Phi }_{15}& {{\Phi }_{16}}^T\\ *& {\Phi }_{22}& {\Phi }_{23}& 0& 0& 0\\ *& *& -{\gamma }^{2}I& 0& 0& 0\\ *& *& *& -I& 0& 0\\ *& *& *& *& -I& 0\\ *& *& *& *& *& -I\end{array}\right)<0$

$\left(\begin{array}{cc}{P}_2& S\\ S& S\end{array}\right)>0$

其中，

Φ₂₂＝Q₁W+YCBV+(Q₁W+YCBV)^T，Φ₂₃＝(YCB+Q₁B₁)，P₂>0，Q₁>0，S>0，A_c，B_c，C_c，D_c，Y为矩阵变量，C₁表示H_∞性能可调输出矩阵，γ>0为给定的常数，0表示零元素或零矩阵，I表示单位矩阵，“*”表示对称矩阵的对称部分，则干扰观测器与动态输出反馈控制器的增益矩阵为：

$L={Q_1}^{-1}Y,\left(\begin{array}{cc}{A}_k& B_k\\ C_k& D_k\end{array}\right)=\left(\begin{array}{cc}{S}^{-1}& 0\\ 0& I\end{array}\right)\left(\begin{array}{cc}{A}_c& B_c\\ C_c& D_c\end{array}\right).$

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明克服了现有姿态控制方法验证平台对挠性部件振动干扰研究的缺失，针对航天器飞行过程中存在的挠性部件振动干扰，提出了基于输出反馈的抗干扰姿态控制方法，能显著提高航天器姿态控制系统实时性、精度和稳定度。

(2)本发明的姿态控制模块通过接收不同控制信号，姿态控制单元选择并运行相应控制方法，因此本发明能够逐次验证多种控制方法，克服了传统航天器姿态控制方法验证平台只能验证一种控制方法的不足，同时数据存储分析对比测试单元对比不同姿态控制方法下控制效果的优劣，完成测试分析。

附图说明

图1为本发明基于输出反馈的抗干扰姿态控制方法验证平台的数据流回路；

图2为本发明基于输出反馈的抗干扰姿态控制方法的设计流程图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的具体实施方式做进一步详细说明。

以微纳三轴稳定卫星的姿控系统仿真试验为例，来说明验证平台以及基于输出反馈的抗干扰姿态控制方法。

本发明的基于输出反馈的抗干扰姿态控制方法验证平台包括实时仿真目标机1、姿态确定模块2、姿态控制模块3、反作用飞轮组4、试验主控模块5、干扰模拟器6以及三轴气浮台7；所述实时仿真目标机实时运算微纳卫星运动学模型；所述姿态确定模块2对实时仿真目标机1输出的姿态信息进行实时滤波与解算；所述姿态控制模块3实时运算姿态控制算法，为反作用飞轮组4提供力矩控制指令，包括了抗干扰姿态控制单元31和无线接收单元32，抗干扰姿态控制单元31运算姿态控制算法，无线接收单元32接收试验主控模块5发出的姿态控制方法切换指令；所述反作用飞轮组4在接收力矩控制指令后，将输出力矩信号传给实时仿真目标机1；试验主控模块5用于向姿态控制模块3发送控制方法切换信号，该切换信号通过无线发送单元52发出，姿态控制模块3中的抗干扰姿态控制31单元通过根据无线接收单元32接收控制信号切换指令，能够实现控制算法的选择并运行相应的控制算法。数据存储分析与对比测试单元53存储不同姿态控制算法下的仿真实时运算数据，因此，该验证平台能够完成多种姿态控制算法下控制效果对比分析。此外，试验主控模块也用于向干扰模拟器发出试验指令，使其工作或关断；干扰模拟器6用来模拟挠性部件振动干扰；三轴气浮台7作为仿真的支撑平台，实时仿真目标机1、姿态确定模块2、姿态控制模块3以及反作用飞轮组4安装在气浮台上，气浮台的转动用来模拟微纳卫星在外层空间的姿态变化；验证平台的数据流回路如下：微纳卫星的期望姿态通过姿态控制模块3的导入系统回路，该期望姿态信号通过与姿态确定模块2滤波后的姿态信息进行比较，得到偏差信号；将此偏差信号传递给姿态控制模块3，该模块接收试验主控模块5中控制方法切换信号后选择并运行相应的姿态控制方法，可供选择的姿态控制方法包括基于飞轮输出偏差的抗干扰姿态控制方法、基于滑模变结构的航天器姿态控制方法和航天器姿态PID控制方法，被选择的姿态控制方法解算出指令力矩信号并传送至反作用飞轮组4；反作用飞轮组4在接收指令力矩信号后输出执行力矩信号，该力矩作用在三轴气浮台7的台面，三轴气浮台7模拟微纳卫星在外层空间的力学环境，三轴气浮台7检测到飞轮输出力矩作用下的台面转动角速度，转动角速度信号传入实时仿真目标机1；试验主控模块5控制干扰模拟器6开通与关断，模拟的挠性部件干扰加载到实时仿真目标机1，仿真目标机1运算加入挠性部件干扰后的运动学模型，得到包括微纳卫星三轴转动角度和三轴转动角速度的姿态信息，微纳卫星姿态信息的实时数据传输给试验主控模块5中的数据存储分析与对比测试单元53，该单元保存实时运算数据，同时该姿态信息传送至姿态确定模块2；姿态确定模块2将经过滤波后得到的姿态信息与期望姿态作比较后获得新的偏差信号，形成了验证平台的数据流回路。

如图2所示，基于输出反馈的抗干扰姿态控制方法包括以下步骤：首先，用状态空间方法描述包含挠性部件振动干扰的微纳卫星姿态动力学模型；其次，设计干扰观测器对挠性部件振动干扰进行估计；再次，设计动态输出反馈控制器，并将动态输出反馈控制器与干扰观测器进行复合；最后，求解干扰观测器与动态输出反馈控制器的增益矩阵，完成基于输出反馈的姿态控制方法的设计；具体设计步骤如下：

1.用状态空间方法描述包含挠性部件振动干扰的航天器姿态动力学模型；

建立航天器姿态动力学模型，如下表示：

$\left(\begin{array}{c}{J}_1\stackrel{··}{\phi }\left(t\right)-n(J_1-J_2+J_3)\stackrel{·}{\psi }\left(t\right)+4n^2(J_2-J_3)\phi \left(t\right)=u_1\left(t\right)+T_{d1}\left(t\right)\\ J_2\stackrel{··}{\theta }\left(t\right)+3n^2(J_1-J_3)\theta \left(t\right)=u_2\left(t\right)+T_{d2}\left(t\right)\\ J_3\stackrel{··}{\psi }\left(t\right)+n(J_1-J_2+J_3)\phi \left(t\right)+n^2(J_2-J_1)\psi \left(t\right)=u_3\left(t\right)+T_{d3}\left(t\right)\end{array}\right)$

J₁，J₂，J₃分别为三轴的转动惯量，n为航天器轨道角速度，φ(t),θ(t),ψ(t)分别为航天器本体坐标系和轨道坐标系之间的三轴欧拉角，即滚转角、俯仰角和偏航角；分别为三轴姿态角速度；分别为三轴姿态角加速度；T_d1(t)，T_d2(t)，T_d3(t)分别为三轴干扰力矩，u₁(t)，u₂(t)，u₃(t)分别为三轴控制力矩；从姿态动力学模型中提取惯量矩阵，航天器姿态动力学模型转化为如下形式：

$M\stackrel{··}{p}\left(t\right)+C\stackrel{·}{p}\left(t\right)+Kp\left(t\right)=B_{u}u\left(t\right)+B_w{d}_1\left(t\right)$

其中d₁(t)＝[T_d1(t),T_d2(t),T_d3(t)]^T表示干扰力矩；u(t)＝[u₁(t),u₂(t),u₃(t)]^T为系统的控制输入，

p(t)＝[φ(t),θ(t),ψ(t)]^T为三轴欧拉角，e_p(t)＝p(t)-p_p(t)，p_p(t)为参考轨迹信号，定义：

$x\left(t\right)={[\underset{0}{\overset{t}{\int }}{e}_p\left(\tau \right)d\tau ,e_p\left(t\right),{\stackrel{·}{e}}_p\left(t\right)]}^T$

考虑到航天器姿态控制系统中会发生挠性部件振动干扰和三轴干扰力矩的情况，则采用状态空间形式描述的航天器姿态控制系统为：

$\left(\begin{array}{c}\stackrel{·}{x}\left(t\right)=Ax\left(t\right)+B\left(u\right(t)+d_0(t\left)\right)+B_1{d}_1\left(t\right)\\ y\left(t\right)=Cx\left(t\right)\end{array}\right)$

其中，

$\left(\begin{array}{ccc}A=\left(\begin{array}{ccc}0& 1& 0\\ 0& 0& 1\\ 0& -M^{-1}K& -M^{-1}C\end{array}\right)& B=\left(\begin{array}{c}0\\ 0\\ M^{-1}{B}_u\end{array}\right)& B_1=\left(\begin{array}{c}0\\ 0\\ M^{-1}{B}_w\end{array}\right)\end{array}\right)$

x(t)、u(t)、d₀(t)和d₁(t)分别为航天器姿态控制系统的状态变量、控制输入、挠性部件振动干扰和三轴干扰力矩；y(t)为量测输出，C为量测矩阵，且C为非满秩矩阵，因此航天器姿态控制系统部分状态不可测；

2.设计干扰观测器对挠性部件振动干扰进行估计；

针对上述航天器姿态控制系统中的挠性部件振动干扰d₀(t)，挠性部件振动干扰模型由下式表示：

$\left(\begin{array}{c}{d}_0\left(t\right)=Vw\left(t\right)\\ \stackrel{·}{w}\left(t\right)=Ww\left(t\right)+B_3\delta \left(t\right)\end{array}\right)$

其中，w(t)是挠性部件振动干扰的状态变量，B₃是不可建模随机干扰的增益阵，δ(t)是能量有界的不可建模随机干扰，系数矩阵V为挠性部件振动干扰模型的输出矩阵，W表示挠性部件振动干扰模型的系统阵，考虑到航天器姿态控制系统的状态不是全部可测，构造如下干扰观测器：

$\left(\begin{array}{c}{\hat{d}}_0\left(t\right)=V\hat{w}\left(t\right)\\ \hat{w}\left(t\right)=v\left(t\right)-Ly\left(t\right)\\ \stackrel{·}{v}\left(t\right)=(W+LCBV)\left(v\right(t)-Ly(t\left)\right)+LCBu\left(t\right)\end{array}\right)$

其中，为w(t)的估计值，v(t)为辅助变量，L为待定的干扰观测器增益矩阵；则航天器姿态控制系统的干扰估计误差e_w(t)满足：

${\stackrel{·}{e}}_W\left(t\right)=(W+LCBV)e_w\left(t\right)+LCAx\left(t\right)+{\mathrm{LCB}}_1{d}_1\left(t\right)$

其中，

3.设计动态输出反馈控制器，并将动态输出反馈控制器与干扰观测器进行复合；

设计动态输出反馈控制器为：

$\left(\begin{array}{c}{\stackrel{·}{x}}_k\left(t\right)=A_k{x}_k\left(t\right)+B_{k}y\left(t\right)\\ u_1\left(t\right)=C_k{x}_k\left(t\right)+D_{k}y\left(t\right)\end{array}\right)$

将干扰观测器与动态输出反馈控制器进行复合，得到如下抗干扰姿态控制方法：

$\left(\begin{array}{c}{\stackrel{·}{x}}_k\left(t\right)=A_k{x}_k\left(t\right)+B_{k}y\left(t\right)\\ u\left(t\right)=C_k{x}_k\left(t\right)+D_{k}y\left(t\right)-{\hat{d}}_0\left(t\right)\end{array}\right)$

其中x_k是动态输出反馈控制器的状态，A_k、B_k、C_k、D_k为待定的动态输出反馈控制器系数矩阵，u₁(t)为动态输出反馈控制器的输入，u(t)为航天器姿态控制系统的控制输入；

4.求解干扰观测器与动态输出反馈控制器的增益矩阵，完成基于输出反馈的抗干扰姿态控制方法的设计；

联立干扰估计误差满足条件方程、状态空间描述方程以及将干扰观测器与动态输出反馈控制器复合后的方程，得到复合系统如下：

$\left(\begin{array}{c}\stackrel{·}{x}\left(t\right)\\ {\stackrel{·}{x}}_k\left(t\right)\\ {\stackrel{·}{e}}_w\left(t\right)\end{array}\right)=\left(\begin{array}{ccc}A+{\mathrm{BD}}_{k}C& {\mathrm{BC}}_k& BV\\ B_{k}C& A_k& 0\\ LCA& 0& W+LCBV\end{array}\right)\left(\begin{array}{c}x\left(t\right)\\ x_k\left(t\right)\\ e_w\left(t\right)\end{array}\right)+\left(\begin{array}{c}{B}_1\\ 0\\ {\mathrm{LCB}}_1\end{array}\right)d_1\left(t\right)$

其中，未知参数A_k、B_k、C_k、D_k以及L由以下凸优化算法求解：

$\left(\begin{array}{cccccc}{\Phi }_{11}& {\Phi }_{12}& {\Phi }_{13}& {\Phi }_{14}& {\Phi }_{15}& {{\Phi }_{16}}^T\\ *& {\Phi }_{22}& {\Phi }_{23}& 0& 0& 0\\ *& *& -{\gamma }^{2}I& 0& 0& 0\\ *& *& *& -I& 0& 0\\ *& *& *& *& -I& 0\\ *& *& *& *& *& -I\end{array}\right)<0$

$\left(\begin{array}{cc}{P}_2& S\\ S& S\end{array}\right)>0$

其中，

Φ₂₂＝Q₁W+YCBV+(Q₁W+YCBV)^T，Φ₂₃＝(YCB+Q₁B₁)，P₂>0，Q₁>0，S>0，A_c，B_c，C_c，D_c，Y为矩阵变量，C₁表示H_∞性能可调输出矩阵，γ>0为给定的常数，0表示零元素或零矩阵，I表示单位矩阵，“*”表示对称矩阵的对称部分，则干扰观测器与动态输出反馈控制器的增益矩阵为：

$L={Q_1}^{-1}Y,\left(\begin{array}{cc}{A}_k& B_k\\ C_k& D_k\end{array}\right)=\left(\begin{array}{cc}{S}^{-1}& 0\\ 0& I\end{array}\right)\left(\begin{array}{cc}{A}_c& B_c\\ C_c& D_c\end{array}\right)$

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。