1.刚性航天器反作用飞轮故障的检测、估计及其调节方法，其特征在于，包含以下步骤：步骤一、建立刚性航天器的姿态动力学模型和运动学模型，具体如下：其中，σ∈R3×1为姿态角向量，其中包括偏航角 俯仰角θ、和滚转角ψ；ω∈R3×1为姿态角速度向量，包括偏航角速度ωx、俯仰角速度ωy、和滚转角速度ωz；非线性元素 定义为u＝[ux,uy,uz]T为反作用飞轮产生的总的控制力矩；J∈R3×3表示刚性航天器的总惯性矩阵；d(t)∈R3×1表示外部扰动力矩，由反作用飞轮产生的总的控制力矩u可以写成下列表示形式：u＝Dτ(t)

其中，D＝[D1,D2,D3,D4]∈R3×4为反作用飞轮的配置矩阵，表示每个反作用飞轮对航天器的角加速度产生的影响；τ＝[τ1,τ2,τ3,τ4]T表示由四个反作用飞轮产生的力矩，根据小姿态角原理，刚性航天器动力学和运动学模型可以写成：y＝σ

其中，

步骤二、建立刚体航天器反作用飞轮效率损伤故障发生情形下的数学模型，具体如下：考虑反作用飞轮全部或部分控制力失效的情况，使用 表示由四个反作用飞轮中的第i个反作用飞轮所产生的控制力矩：其中，ei∈(0,1]是一个未知的常数，表示第i个反作用飞轮的效率损伤因子，τi表示由控制器产生的第i个反作用飞轮期望的控制信号，其中i＝1,2,3,4，ei(t)＝1表示第i个反作用飞轮工作正常，0＜ei(t)＜1为第i个反作用飞轮发生效率损伤故障，但仍在工作；刚性航天器在反作用飞轮发生效率损伤故障时的动力学模型可以表示为：其中，E＝diag{e1,e2,e3,e4}；

步骤三、在刚性航天器反作用飞轮发生效率损伤故障时，建立故障检测观测器：其中，为角速度向量ω的估计值；Λ＝diag{λ1,λ2,λ3}，λi＞0表示故障检测观测器的特征值矩阵；ρ＝[1,1,1]T，

综上，可以得到故障检测观测器的误差方程表示如下：r＝ew

其中，

为了对故障检测观测器产生的残差r进行评估，选择一个阈值量Jth，如果||r||2,T小于或等于该阈值量Jth，则判断为无故障，如果||r||2,T大于该阈值量Jth，则判断为有故障发生需要警报；其中，残差评估函数||r||2,T由下式决定：其中，t∈(0,T]为有限时间窗口，表示时间窗口的长度是有限的，由于在整个时间范围内对残差信号进行评估难以实现，因而希望故障尽早地被检测到；

步骤四、在刚性航天器反作用飞轮发生效率损伤故障时，建立故障估计观测器，具体如下：E(t)为对角矩阵，E(t)τ(t)可以写成下列形式：E(t)τ(t)＝U(t)e(t)其中，U1＝diag{τ1,τ2,τ3,τ4}，e＝[e1,e2,e3,e4]T,利用上述,等式，反作用飞轮发生效率损伤故障时的航天器动力学模型可以表示为：在发生反作用飞轮效率损伤以及外部扰动存在时，对角速度环设计如下故障估计观测器：其中， 为w的估计值， 表示反作用飞轮效率损伤因子的估计值，可以由下式得到：

其中γ＞0，定义 使用上述观测器，得到的状态估计误差动态方程为：

步骤五、根据步骤四所获得的实时故障估计信息，设计容错控制器，具体如下：定义下列误差变量：

e1＝σ-σd,e2＝w-wd

对外部姿态角环，引入滑模面如下：其中，K1＝diag{k1,k1,k1}，k1为一个正奇数，对S1对时间求导，得到对选取的滑模面选取指数趋近率：

其中，v1和ε1是两个正的标量，根据上述等式，虚拟控制输入wd选择为：对内部姿态角速度环设计滑模面：

其中，K2＝diag{k2,k2,k2}，k2为一个正奇数，对S2对时间求导，得到对上述滑模面选取指数趋近率如下：其中，v2和ε2是两个正的标量，根据上述等式，控制输入τ选择为：其中， 为 的估计值，ρ＝[1,1,1]T，的参数更新率设计为：

步骤六、设计改进的容错控制方案，保证改进后的容错控制器还具备良好的瞬态性能，即不论是否发生反作用飞轮效率损伤故障，跟踪误差z＝σ-σd始终能够保持在指定的瞬态性能范围，选择具有性质 的递减平滑函数δi(t):R+→R+{0}作为性能界函数，对于规定的标量0＜εi≤1和 如果始终满足以下条件，则可以实现保证瞬态性能，其中，-εiδi(0)和 分别为zi(t)的下界和上界，δi(0)的减小速率引入zi(t)的收敛速度的下界，为了设计渐近稳定控制器，然后用于变换后的系统以实现对原始系统的渐近跟踪，引入平滑且严格递增的函数为Ti(vi)，其具有以下性质：(1)

(2)

(3)Ti(0)＝0.

根据变换函数Ti(vi)的性质(1)和(2)，性能条件可以写为：zi(t)＝δi(t)Ti(vi)由于变换函数Ti(vi)的严格单调性以及δi(t)≠0，其反函数可以表示为：其中vi可以看作一种新型的误差变量，如果 以及通过设计的控制器可以确保vi(t)在t＞0时有界，即存在 此外，根据函数Ti(vi)的性质(3)，如果 成立，则可以实现渐近跟踪(即 )，这里变换函数δi(t)Ti(vi)设计如下：其中， 明显Ti(vi)具有性质(1)-(3)，误差变量vi可写为：

其中，ki(t)＝zi(t)/δi(t)，对vi对时间进行求导：

其中ξi定义为：

由于函数Ti(vi)的性质(1)以及 可知ξi≠0，通过将等式中的 替换为 控制系统方程可以写成：y＝θ

T

其中，ξ＝diag{ξ1,ξ2,ξ3}，δ＝diag{δ1,δ2,δ3}， z＝[e11,e12,e13] ，v＝[v1,v2,v3]T，根据上式，规定性能界限可以被并入到原始航天器姿态系统之中；

步骤七、为了设计航天器姿态控制方案保证航天器性能，定义下列变量：z1＝v,z2＝ω-ωd

其中，ωd是待设计的虚拟控制量，对姿态角环，设计滑模面：

其中，K1＝diag{k1,k1,k1}，k1为一个正奇数，对S1对时间求导，得到对上述滑模面选取指数趋近率如下：其中，v1和ε1是两个正的标量，虚拟控制输入wd选择为：

在角速度误差z2的基础上，对姿态角速度环设计滑模面：其中，K2＝diag{k2,k2,k2}，k2为一个正奇数，对S2对时间求导，得到对上述滑模面选取指数趋近率如下：其中，v2和ε2是两个正的标量，控制输入τ选择为：

其中， 为 的估计值，ρ＝[1,1,1]T，的参数更新率设计为：

2.一种利用权利要求1所述的刚性航天器反作用飞轮故障的检测、估计及其调节方法来验证系统在发生故障时鲁棒稳定性的方法，其特征在于包含以下步骤：步骤一、定义Lyapunov函数：步骤二：对V对时间进行求导，可得如下等式：将步骤七中的ωd代入上述等式，得到再将步骤七中的τ代入到上述等式，得到进一步可以得到

步骤三：通过选择足够大的εi和vi，容易看出下列不等式 成立，即通过上述证明过程可验证系统的稳定性。