1.一种刚性航天器姿控系统飞轮故障辨识与调节方法，其特征在于，包含以下步骤：步骤一、建立基于四元数表示的刚性航天器姿态系统运动学模型；

步骤二、建立刚性航天器姿态系统有执行器故障和控制输入饱和的动力学模型；

步骤三、在考虑刚性航天器姿控系统发生反作用飞轮效率损失故障和控制输入饱和的情况下，建立故障估计观测器；

步骤四、根据步骤三所获得的实时故障估计信息，设计自适应滑模容错控制器；

所述步骤一中，建立基于四元数表示的刚性航天器姿态系统运动学模型具体如下：T

其中，φ表示欧拉角，[ex ey ez] 表示欧拉向量， 并且q满足不等式以四元数表示的航天器姿态系统运动学模型可以表示为：q是本体坐标系Rb相对惯性坐标系Ri的四元数向量，ω是本体坐标系Rb相对惯性坐标系Ri的角速率，并且 是斜对称矩阵；在航空航天领域中，采用星敏感器和陀螺仪对航天器的姿态角及角速率进行测量；

刚性航天器姿态系统的动力学方程表述为如下形式：

3×3 T

其中J∈R 表示刚性航天器的惯性矩阵；ΔJ是参数的不确定性；u(t)＝[u1 u2 u3] ∈

3×1

R 表示刚性航天器姿态控制系统反作用飞轮产生的控制力矩；Td表示刚性航天器姿态系统受到的干扰力矩；

经过变化，上述方程可以转换成下面的形式其中， 为广义摄动；

所述步骤二中，刚性航天器姿态系统有执行器故障和控制输入饱和的动力学模型如下：

3×3

其中，E＝diag{e1 e2 e3}∈R ,ei满足0＜ei≤1(i＝1,2,3)；如果ei＝1，表示刚性航天器姿态系统执行器无效率损失故障，如果0＜ei＜1(i＝1,2,3)，表示刚性航天器姿态系统T

执行器发生效率损失故障，sat(u)＝[sat(u1) sat(u2) sat(u3)] ；并且饱和函数的表达式为：

×

请注意，非线性函数ω Jω满足Lipschitz条件约束 广义摄动||d||≤δ，ε和δ为正数；

所述步骤三中，建立故障估计观测器具体如下：T

由于Esat(u)＝Ue；其中U＝diag{sat(u1) sat(u2) sat(u3)}且e＝[e1 e2 e3]；

刚性航天器姿态系统的动力学方程可以转化成：由此，滑模故障估计观测器为：其中， 在航天器姿态系统反作用飞轮效率损失故障和控制输入饱和的情况‑1

下，存在适当的矩阵Λ，满足条件λmin(Λ)‑ε||J ||≥0；那么所提出的故障估计观测器在执行器饱和的情况下可以提供执行器效率损失故障的精确估计；

由滑模故障估计观测器和刚性航天器姿态动力学方程可推出残差系统为：所述步骤四中，设计自适应滑模容错控制器具体如下：设计一个滑模面：s＝ω+kqv+χ，其中，k为正数,参数χ在后面给出；

对滑模面求导：

选取如下趋近率：

ε1，ε2是正常数；

为了消除有效的故障估计误差造成的影响，采取以下形式:其中，

根据刚性航天器姿态系统执行器效率损失故障的准确估计值，可以设计一个自适应滑模容错控制方案

其中 是Γ的估计值，μ是正控制参数。