飞行器执行机构输出力矩饱和抗干扰姿态控制方法及系统与流程

1.本发明属于飞行器控制技术领域，特别是一种飞行器执行机构输出力矩饱和抗干扰姿态控制方法及系统。


背景技术：

2.飞行器姿态控制系统是飞行器的核心子系统之一，随着飞行器任务的多样化发展与精细化要求，给飞行器姿态系统带来了高精度、高可靠性、长寿命的需求。作为飞行器姿态控制系统控制力矩的提供者，执行机构具有飞轮、喷气、电推动等多种类型，对于运行在不同环境和执行不同任务的飞行器，具有广泛且合适的应用。然而，任何类型的执行机构，都存在一定条件下输出力矩饱和的情况，这会限制执行机构的能力，使得执行机构不能输出控制器要求的力矩，造成飞行器失稳或者跟踪不上指令要求，导致任务降级甚至失败。而且，飞行器在执行任务的过程中，受到多来源多类型的干扰。这些干扰对飞行器进行持续且多变的影响，削弱了飞行器的控制精度，增加了执行机构的能量消耗。因此，亟需提升执行机构输出力矩饱和时的飞行器抗饱和抗干扰能力。
3.对于执行机构输出力矩饱和时的飞行器抗干扰姿态控制问题，很多学者也提出了不同的方法。从处理执行机构输出力矩饱和的角度讲，这些方法有的从执行机构硬件上设计了防止饱和的处理方式，有的在控制输入上设计了符号函数形式的饱和函数进行软处理。这些处理方式虽然能够较为准确的表现出饱和特性，但是切换过程过于直接，没有考虑到执行机构作为机械部件的物理特性，对执行机构损伤过大，同时也带来了执行机构输出力矩产生跳变的问题，影响控制过程的平稳性。从抗干扰控制方法角度讲，常见的传统姿态控制方法有pid控制、滑模变结构控制以及鲁棒h
∞
控制。pid控制和鲁棒h
∞
控制都是典型的干扰抑制方法，都是把干扰当作单一的等价变量，没有充分分析并利用干扰特性。为了提升控制精度，从pid控制出发，韩京清教授提出了具备扰动补偿能力的自抗扰控制(adrc)方法，由跟踪微分器、扩张状态观测器与非线性反馈控制器三部分构成，具备全程主动估计与补偿扰动的能力，已成功应用于线性及非线性系统中。例如，专利授权号zl200410070983.2、申请号201510359468.4。然而，adrc也是针对单一干扰系统，将所有扰动当作导数有界变量来处理。滑模控制具备鲁棒性强、响应快等优势，在文献(xiao b,yin s,wu l.astructure simple controller for satellite attitude tracking maneuver[j].ieee transactions on industrial electronics,2016,64(2):1
‑
1)中，将滑模和pd控制器相结合，应用于卫星姿态控制中。但是传统滑模控制依赖于干扰的范数上界，保守性和收敛域较大，而且滑模控制带来的抖振现象影响实际工程应用。
[0004]
综上，考虑执行机构输出能力有限和外部环境对飞行器的干扰等因素对飞行器高精度姿态控制带来挑战，需充分考虑执行机构输出力矩饱和特性，并对干扰进行精确估计与补偿，从而提升执行机构输出能力受限时飞行器抗干扰姿态控制能力。


技术实现要素：

[0005]
本发明的目的在于提供一种飞行器执行机构输出力矩饱和抗干扰姿态控制方法及系统，解决现有控制方法对执行机构输出力矩受限时飞行器抗干扰姿态控制能力欠缺的问题。
[0006]
有鉴于此，本发明提供一种飞行器执行机构输出力矩饱和抗干扰姿态控制方法，其特征在于，包括：
[0007]
根据飞行器的运行轨道确定飞行器受到的外部环境干扰，利用所述外部环境干扰按照影响飞行器姿态角的特征信息获取干扰后的飞行器姿态动力学模型；
[0008]
基于所述干扰后的飞行器姿态动力学模型，通过飞行器外部环境干扰力矩对飞行器受到的外部环境干扰状态进行估计；
[0009]
按照执行机构输出能力和执行机构输出力矩的变化率，分析所述飞行器姿态动力学模型控制输入来源的执行机构特性；
[0010]
根据所述外部环境干扰状态估计的结果与所述执行机构特性，采用连续快速非奇异终端滑模算法对所述飞行器姿态动力学模型进行处理，以控制飞行器执行机构输出力矩饱和抗干扰姿态。
[0011]
进一步地，所述根据飞行器的运行轨道确定飞行器受到的外部环境干扰，包括根据飞行器的运行轨道确定：重力梯度力矩、气动力矩、磁干扰力矩。
[0012]
进一步地，所述按照影响飞行器姿态角的特征信息获取干扰后的飞行器姿态动力学模型，包括：通过调节飞行器控制输入力矩，进行执行机构与飞行器星体之间角动量交换。
[0013]
进一步地，所述分析所述飞行器姿态动力学模型控制输入来源的执行机构特性，包括：分析执行机构未处理饱和或者对饱和进行直接限幅的姿态控制能力。
[0014]
进一步地，所述采用连续快速非奇异终端滑模算法对所述飞行器姿态动力学模型进行处理为：
[0015][0016]
u
m
为执行机构输出力矩的上限，u0为等价控制输入，u1为到达控制输入，u2为补偿控制输入。
[0017]
本发明的另一目的在于提供一种飞行器执行机构输出力矩饱和抗干扰姿态控制系统，其特征在于，包括：
[0018]
获取模块，用于根据飞行器的运行轨道确定飞行器受到的外部环境干扰，利用所述外部环境干扰按照影响飞行器姿态角的特征信息获取干扰后的飞行器姿态动力学模型；
[0019]
估计模块，基于所述干扰后的飞行器姿态动力学模型，通过飞行器外部环境干扰力矩对飞行器受到的外部环境干扰状态进行估计；
[0020]
分析模块，用于按照执行机构输出能力和执行机构输出力矩的变化率，分析所述飞行器姿态动力学模型控制输入来源的执行机构特性；
[0021]
处理模块，用于根据所述外部环境干扰状态估计的结果与所述执行机构特性，采用连续快速非奇异终端滑模算法对所述飞行器姿态动力学模型进行处理，以控制飞行器执行机构输出力矩饱和抗干扰姿态。
[0022]
进一步地，所述获取模块包括捕捉器，用于确定所受环境干扰的重力梯度力矩、气动力矩、磁干扰力矩。
[0023]
进一步地，所述获取模块包括调节器，用于通过调节飞行器控制输入力矩，进行执行机构与飞行器星体之间角动量交换，实现飞行器姿态角控制。
[0024]
进一步地，所述分析模块包括平滑抗饱和控制器，用于分析执行机构未处理饱和或者对饱和进行直接限幅的姿态控制能力。
[0025]
进一步地，所述处理模块包括复合滑模控制器，用于执行：
[0026][0027]
u
m
为执行机构输出力矩的上限，u0为等价控制输入，u1为到达控制输入，u2为补偿控制输入。
[0028]
本发明实现了以下显著的有益效果：
[0029]
在飞行器执行机构输出力矩饱和抗干扰姿态控制方法中，根据飞行器的运行轨道确定飞行器受到的外部环境干扰，利用所述外部环境干扰按照影响飞行器姿态角的特征信息获取干扰后的飞行器姿态动力学模型；基于所述干扰后的飞行器姿态动力学模型，通过飞行器外部环境干扰力矩对飞行器受到的外部环境干扰状态进行估计；按照执行机构输出能力和执行机构输出力矩的变化率，分析所述飞行器姿态动力学模型控制输入来源的执行机构特性；根据所述外部环境干扰状态估计的结果与所述执行机构特性，采用连续快速非奇异终端滑模算法对所述飞行器姿态动力学模型进行处理，以控制飞行器执行机构输出力矩饱和抗干扰姿态。充分考虑了飞行器所受干扰力矩的特性，建立干扰分析后的飞行器姿态动力学方程，完成了多源干扰的干扰观测器设计工作，克服了传统飞行器姿态模型中干扰分析不足的缺点；设计了平滑抗饱和控制器，克服了以往执行机构未处理饱和或者对饱和进行直接限幅导致姿态控制能力下降的问题；将干扰观测器与平滑抗饱和控制器与滑模控制器结合，设计了复合滑模控制器，从而提升了飞行器姿态控制系统的鲁棒性和控制精度。本发明具有控制精度高、抗饱和能力强的优点，可用于执行机构受限时飞行器抗干扰姿态控制，还可推广到执行机构输出能力受限的汽车转向控制与机械臂运动控制等领域。
[0030]
在飞行器执行机构输出力矩饱和抗干扰姿态控制系统中，获取模块，用于根据飞行器的运行轨道确定飞行器受到的外部环境干扰，利用所述外部环境干扰按照影响飞行器姿态角的特征信息获取干扰后的飞行器姿态动力学模型；估计模块，基于所述干扰后的飞行器姿态动力学模型，通过飞行器外部环境干扰力矩对飞行器受到的外部环境干扰状态进行估计；分析模块，用于按照执行机构输出能力和执行机构输出力矩的变化率，分析所述飞行器姿态动力学模型控制输入来源的执行机构特性；处理模块，用于根据所述外部环境干扰状态估计的结果与所述执行机构特性，采用连续快速非奇异终端滑模算法对所述飞行器姿态动力学模型进行处理，以控制飞行器执行机构输出力矩饱和抗干扰姿态。充分考虑了飞行器所受干扰力矩的特性，建立干扰分析后的飞行器姿态动力学方程，完成了多源干扰的干扰观测器设计工作，克服了传统飞行器姿态模型中干扰分析不足的缺点；设计了平滑抗饱和控制器，克服了以往执行机构未处理饱和或者对饱和进行直接限幅导致姿态控制能力下降的问题；将干扰观测器与平滑抗饱和控制器与滑模控制器结合，设计了复合滑模控制器，从而提升了飞行器姿态控制系统的鲁棒性和控制精度。本发明具有控制精度高、抗饱
和能力强的优点，可用于执行机构受限时飞行器抗干扰姿态控制，还可推广到执行机构输出能力受限的汽车转向控制与机械臂运动控制等领域。
附图说明
[0031]
图1为本发明的飞行器执行机构输出力矩饱和抗干扰姿态控制方法的流程图；
[0032]
图2为本发明的飞行器执行机构输出力矩饱和抗干扰姿态控制方法的实施例示意图。
具体实施方式
[0033]
以下结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细说明，根据下面说明和权利要求书，本发明的优点和特征将更清楚。需要说明的是，附图均采用非常简化的形式且均适用非精准的比例，仅用以方便、明晰地辅助说明本发明实施例的目的。
[0034]
需要说明的是，为了清楚地说明本发明的内容，本发明特举多个实施例以进一步阐释本发明的不同实现方式，其中，该多个实施例是列举式而非穷举式。此外，为了说明的简洁，前实施例中已提及的内容往往在后实施例中予以省略，因此，后实施例中未提及的内容可相应参考前实施例。
[0035]
虽然该发明可以以多种形式的修改和替换来扩展，说明书中也列出了一些具体的实施图例并进行详细阐述。应当理解的是，发明者的出发点不是将该发明限于所阐述的特定实施例，正相反，发明者的出发点在于保护所有给予由本权利声明定义的精神或范围内进行的改进、等效替换和修改。同样的元模块件号码可能被用于所有附图以代表相同的或类似的部分。
[0036]
请参阅图1，一种飞行器执行机构输出力矩饱和抗干扰姿态控制方法，包括：
[0037]
步骤s101，根据飞行器的运行轨道确定飞行器受到的外部环境干扰，利用所述外部环境干扰按照影响飞行器姿态角的特征信息获取干扰后的飞行器姿态动力学模型；
[0038]
步骤s102，基于所述干扰后的飞行器姿态动力学模型，通过飞行器外部环境干扰力矩对飞行器受到的外部环境干扰状态进行估计；
[0039]
步骤s103，按照执行机构输出能力和执行机构输出力矩的变化率，分析所述飞行器姿态动力学模型控制输入来源的执行机构特性；
[0040]
步骤s104，根据所述外部环境干扰状态估计的结果与所述执行机构特性，采用连续快速非奇异终端滑模算法对所述飞行器姿态动力学模型进行处理，以控制飞行器执行机构输出力矩饱和抗干扰姿态。
[0041]
在本技术的一种实施例中，具体地，所述根据飞行器的运行轨道确定飞行器受到的外部环境干扰，包括根据飞行器的运行轨道确定：重力梯度力矩、气动力矩、磁干扰力矩。
[0042]
在本技术的一种实施例中，具体地，所述按照影响飞行器姿态角的特征信息获取干扰后的飞行器姿态动力学模型，包括：通过调节飞行器控制输入力矩，进行执行机构与飞行器星体之间角动量交换。
[0043]
在本技术的一种实施例中，具体地，所述分析所述飞行器姿态动力学模型控制输入来源的执行机构特性，包括：分析执行机构未处理饱和或者对饱和进行直接限幅的姿态控制能力。
[0044]
在本技术的一种实施例中，具体地，所述采用连续快速非奇异终端滑模算法对所述飞行器姿态动力学模型进行处理为：
[0045][0046]
u
m
为执行机构输出力矩的上限，u0为等价控制输入，u1为到达控制输入，u2为补偿控制输入。
[0047]
本发明的另一目的在于提供一种飞行器执行机构输出力矩饱和抗干扰姿态控制系统，包括：
[0048]
获取模块，用于根据飞行器的运行轨道确定飞行器受到的外部环境干扰，利用所述外部环境干扰按照影响飞行器姿态角的特征信息获取干扰后的飞行器姿态动力学模型；
[0049]
估计模块，基于所述干扰后的飞行器姿态动力学模型，通过飞行器外部环境干扰力矩对飞行器受到的外部环境干扰状态进行估计；
[0050]
分析模块，用于按照执行机构输出能力和执行机构输出力矩的变化率，分析所述飞行器姿态动力学模型控制输入来源的执行机构特性；
[0051]
处理模块，用于根据所述外部环境干扰状态估计的结果与所述执行机构特性，采用连续快速非奇异终端滑模算法对所述飞行器姿态动力学模型进行处理，以控制飞行器执行机构输出力矩饱和抗干扰姿态。
[0052]
在本技术的一种实施例中，具体地，所述获取模块包括捕捉器，用于确定所受环境干扰的重力梯度力矩、气动力矩、磁干扰力矩。
[0053]
在本技术的一种实施例中，具体地，所述获取模块包括调节器，用于通过调节飞行器控制输入力矩，进行执行机构与飞行器星体之间角动量交换，实现飞行器姿态角控制。
[0054]
在本技术的一种实施例中，具体地，所述分析模块包括平滑抗饱和控制器，用于分析执行机构未处理饱和或者对饱和进行直接限幅的姿态控制能力。
[0055]
在本技术的一种实施例中，具体地，所述处理模块包括复合滑模控制器，用于执行：
[0056][0057]
u
m
为执行机构输出力矩的上限，u0为等价控制输入，u1为到达控制输入，u2为补偿控制输入。
[0058]
本发明首先，基于飞行器姿态动力学模型，对飞行器受到的外部环境干扰进行干扰分析，建立干扰分析后的飞行器姿态动力学方程；其次，基于干扰分析后的飞行器姿态动力学方程，对飞行器受到的外部环境干扰设计干扰观测器进行估计；然后，针对飞行器姿态动力学模型中控制输入存在上限的问题，分析作为姿态动力学模型控制输入来源的执行机构特性，设计平滑抗饱和控制器；最后，基于飞行器姿态动力学模型和干扰观测器，设计连续快速非奇异终端滑模控制器，并与干扰观测器、平滑抗饱和控制器，共同组成复合滑模控制器，实现执行机构输出能力受限时飞行器抗干扰姿态控制；具体步骤如下：
[0059]
第一步，基于飞行器姿态动力学模型，对飞行器受到的外部环境干扰进行干扰分析，建立干扰分析后的飞行器姿态动力学方程，具体步骤如下：
[0060]
针对飞行器俯仰运动，飞行器姿态动力学模型为：
[0061][0062]
其中，j
x
、j
y
、j
z
分别为飞行器三轴转动惯量，θ为飞行器姿态角，为飞行器角加速度，n为飞行器轨道运行速率，t为飞行器控制输入力矩，d
y
为飞行器所受环境干扰在俯仰轴上的分量；通过调节飞行器控制输入力矩，进行执行机构与飞行器星体之间角动量交换，实现飞行器姿态角控制；
[0063]
在低轨道运行的飞行器，所受环境干扰包括重力梯度力矩、气动力矩、磁干扰力矩等；当轨道高度变化时，重力梯度力矩和磁干扰力矩变化并不大，而且可以通过改变飞行器的物理结构使得所受到的重力梯度力矩和磁干扰力矩最小，在轨道高度一定和飞行器物理结构一定的情况下，重力梯度力矩与飞行器姿态角有关，为3n2(j
x
‑
j
z
)θ；在不同的轨道高度上，气动力矩变化非常明显，在低轨时，气动干扰相比其他环境干扰量级更大，是影响飞行器姿态控制精度的主要环境干扰；对于低轨运行的飞行器，外部环境干扰主要为气动干扰；
[0064]
定义等价变量x1＝θ，u＝t，
[0065]
其中，为飞行器姿态角速度，考虑外部环境干扰的飞行器姿态动力学方程如下：
[0066][0067][0068]
其中，均为姿态动力学方程系数。
[0069]
第二步，针对第一步中飞行器受到的外部环境干扰，基于第一步中干扰分析后的飞行器姿态动力学方程，对飞行器受到的外部环境干扰设计干扰观测器进行估计，具体步骤如下：
[0070]
针对飞行器外部环境干扰力矩，设计干扰观测器为：
[0071][0072][0073]
其中，l＞0为有待设计的干扰观测器增益，为飞行器外部环境干扰力矩d1的估计值，p为辅助状态变量。
[0074]
第三步，针对第一步中飞行器姿态动力学模型中控制输入存在上限的问题，分析作为姿态动力学模型控制输入来源的执行机构特性，设计平滑抗饱和控制器，具体步骤如下：
[0075]
控制力矩u受限于执行机构输出能力和执行机构输出力矩的变化率，是一个有界量，设计平滑饱和函数描述执行机构输出力矩达到上限时的情况：
[0076][0077]
其中，u
m
为执行机构输出力矩的上限，v为待设计的飞行器控制输入力矩，g(v)为
平滑抗饱和控制器。
[0078]
第四步，根据第一步中飞行器姿态动力学模型和第二步中干扰观测器，设计连续快速非奇异终端滑模控制器，并与第二步中干扰观测器、第三步中平滑抗饱和控制器，共同组成复合滑模控制器，实现执行机构输出能力受限时飞行器抗干扰姿态控制，具体步骤如下：
[0079]
定义飞行器姿态角跟踪误差e＝θ
‑
θ
r
，其中，θ
r
期望姿态角；设计滑模面为：
[0080][0081]
其中，λ
f1
＞0，λ
f2
＞0，1＜α1＜2，α2＞α1为滑模面参数；
[0082]
为削减抖振效应，保证快速有限时间收敛，有如下快速终端滑模到达律：
[0083][0084]
其中，k1＞0，k2＞0，0＜α3＜1为滑模到达律参数；
[0085]
根据干扰观测器的估计值，设计连续快速非奇异终端滑模控制器如下：
[0086]
v＝u0 u1 u2[0087]
其中，
[0088][0089][0090][0091]
其中，u0为等价控制输入，u1为到达控制输入，u2为补偿控制输入。
[0092]
根据干扰观测器、平滑抗饱和控制器、连续快速非奇异终端滑模控制器，共同组成复合滑模控制器如下：
[0093][0094]
根据本技术的实施例，提供一种飞行器执行机构输出力矩饱和抗干扰姿态控制方法，解决现有控制方法对执行机构输出力矩受限时飞行器抗干扰姿态控制能力欠缺的问题。
[0095]
需要说明的是，在附图的流程图示出的步骤可以在诸如一组计算机可执行指令的计算机系统中执行，并且，虽然在流程图中示出了逻辑顺序，但是在某些情况下，可以以不同于此处的顺序执行所示出或描述的步骤。
[0096]
请参照图2，本发明实施例提供一种飞行器执行机构输出力矩饱和抗干扰姿态控制方法，其包括以下步骤：
[0097]
第一步，基于飞行器姿态动力学模型，对飞行器受到的外部环境干扰进行干扰分析，建立干扰分析后的飞行器姿态动力学方程；第二步，针对第一步中飞行器受到的外部环境干扰，基于第一步中干扰分析后的飞行器姿态动力学方程，对飞行器受到的外部环境干扰设计干扰观测器进行估计；第三步，针对第一步中飞行器姿态动力学模型中控制输入存在上限的问题，分析作为姿态动力学模型控制输入来源的执行机构特性，设计平滑抗饱和控制器；第四步，根据第一步中飞行器姿态动力学模型和第二步中干扰观测器，设计连续快
速非奇异终端滑模控制器，并与第二步中干扰观测器、第三步中平滑抗饱和控制器，共同组成复合滑模控制器，实现执行机构输出能力受限时飞行器抗干扰姿态控制。本发明具有控制精度高、抗饱和能力强的优点，可用于执行机构受限时飞行器抗干扰姿态控制，还可推广到执行机构输出能力受限的汽车转向控制与机械臂运动控制等领域。
[0098]
本发明具体实施步骤如下：
[0099]
第一步，基于飞行器姿态动力学模型，对飞行器受到的外部环境干扰进行干扰分析，建立干扰分析后的飞行器姿态动力学方程，具体步骤如下：
[0100]
针对飞行器俯仰运动，飞行器姿态动力学模型为：
[0101][0102]
其中，j
x
、j
y
、j
z
分别为飞行器三轴转动惯量，取值为6.14kg
·
m2、5.5kg
·
m2、2.18kg
·
m2，θ为飞行器姿态角，为飞行器角加速度，n为飞行器轨道运行速率，其值为0.0012rad/s，t为飞行器控制输入力矩，d
y
为飞行器所受环境干扰在俯仰轴上的分量；通过调节飞行器控制输入力矩，进行执行机构与飞行器星体之间角动量交换，实现飞行器姿态角控制；
[0103]
在低轨道运行的飞行器，所受环境干扰包括重力梯度力矩、气动力矩、磁干扰力矩等；当轨道高度变化时，重力梯度力矩和磁干扰力矩变化并不大，而且可以通过改变飞行器的物理结构使得所受到的重力梯度力矩和磁干扰力矩最小，在轨道高度一定和飞行器物理结构一定的情况下，重力梯度力矩与飞行器姿态角有关，为3n2(j
x
‑
j
z
)θ；在不同的轨道高度上，气动力矩变化非常明显，在低轨时，气动干扰相比其他环境干扰量级更大，是影响飞行器姿态控制精度的主要环境干扰；对于低轨运行的飞行器，外部环境干扰主要为气动干扰；在250km高度的轨道上，低轨道飞行器的气动力矩d
y
最大约为0.001n
·
m；
[0104]
定义等价变量x1＝θ，u＝t，其中，为飞行器姿态角速度，考虑外部环境干扰的飞行器姿态动力学方程如下：
[0105][0106][0107]
其中，均为姿态动力学方程系数。
[0108]
第二步，针对第一步中飞行器受到的外部环境干扰，基于第一步中干扰分析后的飞行器姿态动力学方程，对飞行器受到的外部环境干扰设计干扰观测器进行估计，具体步骤如下：
[0109]
针对飞行器外部环境干扰力矩，设计干扰观测器为：
[0110][0111][0112]
其中，l＞0为干扰观测器增益，取值为1，为飞行器外部环境干扰力矩d1的估计值，p为辅助状态变量。
[0113]
第三步，针对第一步中飞行器姿态动力学模型中控制输入存在上限的问题，分析作为姿态动力学模型控制输入来源的执行机构特性，设计平滑抗饱和控制器，具体步骤如下：
[0114]
控制力矩u受限于执行机构输出能力和执行机构输出力矩的变化率，是一个有界量，设计平滑饱和函数描述执行机构输出力矩达到上限时的情况：
[0115][0116]
其中，u
m
为执行机构输出力矩的上限，取值为0.06n
·
m，v为待设计的飞行器控制输入力矩，g(v)为平滑抗饱和控制器。
[0117]
第四步，根据第一步中飞行器姿态动力学模型和第二步中干扰观测器，设计连续快速非奇异终端滑模控制器，并与第二步中干扰观测器、第三步中平滑抗饱和控制器，共同组成复合滑模控制器，实现执行机构输出能力受限时飞行器抗干扰姿态控制，具体步骤如下：
[0118]
定义飞行器姿态角跟踪误差e＝θ
‑
θ
r
，其中，θ
r
期望姿态角；设计滑模面为：
[0119][0120]
其中，λ
f1
＞0，λ
f2
＞0，1＜α1＜2，α2＞α1为滑模面参数，分别取值为0.05，0.006，1.2，1.5；
[0121]
为削减抖振效应，保证快速有限时间收敛，有如下快速终端滑模到达律：
[0122][0123]
其中，k1＞0，k2＞0，0＜α3＜1为滑模到达律参数，分别取值为2.5，1.0，0.8；
[0124]
根据干扰观测器的估计值，设计连续快速非奇异终端滑模控制器如下：
[0125]
v＝u0 u1 u2[0126]
其中，
[0127][0128][0129][0130]
其中，u0为等价控制输入，u1为到达控制输入，u2为补偿控制输入。
[0131]
根据干扰观测器、平滑抗饱和控制器、连续快速非奇异终端滑模控制器，共同组成复合滑模控制器如下：
[0132][0133]
从以上描述中，可以看出，本技术上述的实施例实现了如下的技术效果：
[0134]
1)本技术的飞行器执行机构输出力矩饱和抗干扰姿态控制方法中，根据飞行器的运行轨道确定飞行器受到的外部环境干扰，利用所述外部环境干扰按照影响飞行器姿态角的特征信息获取干扰后的飞行器姿态动力学模型；基于所述干扰后的飞行器姿态动力学模
型，通过飞行器外部环境干扰力矩对飞行器受到的外部环境干扰状态进行估计；按照执行机构输出能力和执行机构输出力矩的变化率，分析所述飞行器姿态动力学模型控制输入来源的执行机构特性；根据所述外部环境干扰状态估计的结果与所述执行机构特性，采用连续快速非奇异终端滑模算法对所述飞行器姿态动力学模型进行处理，以控制飞行器执行机构输出力矩饱和抗干扰姿态。充分考虑了飞行器所受干扰力矩的特性，建立干扰分析后的飞行器姿态动力学方程，完成了多源干扰的干扰观测器设计工作，克服了传统飞行器姿态模型中干扰分析不足的缺点；设计了平滑抗饱和控制器，克服了以往执行机构未处理饱和或者对饱和进行直接限幅导致姿态控制能力下降的问题；将干扰观测器与平滑抗饱和控制器与滑模控制器结合，设计了复合滑模控制器，从而提升了飞行器姿态控制系统的鲁棒性和控制精度。
[0135]
2)本技术的飞行器执行机构输出力矩饱和抗干扰姿态控制系统中，获取模块，用于根据飞行器的运行轨道确定飞行器受到的外部环境干扰，利用所述外部环境干扰按照影响飞行器姿态角的特征信息获取干扰后的飞行器姿态动力学模型；估计模块，基于所述干扰后的飞行器姿态动力学模型，通过飞行器外部环境干扰力矩对飞行器受到的外部环境干扰状态进行估计；分析模块，用于按照执行机构输出能力和执行机构输出力矩的变化率，分析所述飞行器姿态动力学模型控制输入来源的执行机构特性；处理模块，用于根据所述外部环境干扰状态估计的结果与所述执行机构特性，采用连续快速非奇异终端滑模算法对所述飞行器姿态动力学模型进行处理，以控制飞行器执行机构输出力矩饱和抗干扰姿态。充分考虑了飞行器所受干扰力矩的特性，建立干扰分析后的飞行器姿态动力学方程，完成了多源干扰的干扰观测器设计工作，克服了传统飞行器姿态模型中干扰分析不足的缺点；设计了平滑抗饱和控制器，克服了以往执行机构未处理饱和或者对饱和进行直接限幅导致姿态控制能力下降的问题；将干扰观测器与平滑抗饱和控制器与滑模控制器结合，设计了复合滑模控制器，从而提升了飞行器姿态控制系统的鲁棒性和控制精度。
[0136]
根据本发明技术方案和构思，还可以有其他任何合适的改动。对于本领域普通技术人员来说，所有这些替换、调整和改进都应属于本发明所附权利要求的保护范围。