1.具有执行器饱和的航天器多智能体姿态同步容错控制方法，其特征在于：包括如下步骤：

S1：建立航天器多智能体的动力学模型；

S2：根据步骤S1建立的动力学模型，建立航天器多智能体跟踪误差系统形式；

S3：建立执行器故障的统一模型；

S4：在故障发生的情况下，建立增广系统；

S5：基于建立的增广系统模型，建立未知输入观测器和自适应律，获取实时故障估计信息；

S6：根据实时故障估计信息，设计容错控制器；

S7：通过容错控制器，当系统控制输入存在饱和的时候，获得到饱和值，设计航天器的姿态控制律；

所述步骤S4中增广系统具体为：其中，xi＝ωi， C＝I3，ui＝τic，fi＝τif，di＝τid，

2.根据权利要求1所述的具有执行器饱和的航天器多智能体姿态同步容错控制方法，其特征在于：所述步骤S1中动力学模型具体为：其中， 表示是航天器主体框架Xi相对于地心惯性框架E的姿态的单位四元3

数表示，且满足 ωi∈R是航天器相对于惯性系的角速度；I表示单位矩阵；Ji

3×3 3 3

∈R 是Xi中航天器的已知惯性矩阵；τi∈R 和τid∈R 分别表示有限的控制转矩和外部干扰。

3.根据权利要求1所述的具有执行器饱和的航天器多智能体姿态同步容错控制方法，其特征在于：所述步骤S2中航天器多智能体跟踪误差系统形式具体如下：3

其中， 和ωr∈R表示参考航天器的单位四元素和角速度姿态；姿态跟踪误3

差 表示航天器主题框架Xi相对于参考框架Y的方向误差；定义ωie∈R表示航天器主题框架Xi相对于参考框架Y的角速度误差；定义和ωie＝ωi‑Niωr；定义为旋转矩阵，且满足

4.根据权利要求1所述的具有执行器饱和的航天器多智能体姿态同步容错控制方法，其特征在于：所述步骤S3中执行器采用反作用轮，针对反作用轮的故障数学建模为：其中τic表示控制器在i＝1,2,...,n的情况下生成的第i个反作用轮的期望转矩信号，0≤Emin(t)≤Ei(t)≤1表示第i个反作用轮的有效系数， 是以加法形式进入航天器的不确定故障，τi表示施加在航天器上的实际控制动作。

5.根据权利要求1所述的具有执行器饱和的航天器多智能体姿态同步容错控制方法，其特征在于：所述步骤S5中未知输入观测器和自适应律具体为：其中， 表示原系统状态xi的观测值；z表示第i个观测器的状态；

Ti,Qi,Mi,Li,Gi为未知的观测器增益矩阵；

其中，Ti,Qi,Mi,Li,Gi通过如下线性矩阵不等式进行求解：其中，Pi为正定对称矩阵；γ为正标量。

6.根据权利要求1所述的具有执行器饱和的航天器多智能体姿态同步容错控制方法，其特征在于：所述步骤S6中基于滑模方法设计容错控制器，具体为：定义第i个航天器的滑模面：

r

Si＝ωie+k1qie+k3sig(qie)r r r r T

其中0＜r＜1；sig(qie)＝[|qi1e|sign(qi1e),|qi2e|sign(qi2e),|qi3e|sign(qi3e)]；

通过控制方案，第i个航天器的姿态控制律设计为：其中，ai＞0,βi1＞0,βi2＞0, aij代表航天器i与航天器j之间是否连接，连接时aij＝1，否则aij＝0，bi代表航天器i与领航航天器之间是否连接，连接时bi＝1，否则bi＝0。

7.根据权利要求1所述的具有执行器饱和的航天器多智能体姿态同步容错控制方法，其特征在于：所述步骤S7中饱和值为：τicmax＝sat(τic)其中，

8.根据权利要求7所述的具有执行器饱和的航天器多智能体姿态同步容错控制方法，其特征在于：所述步骤S7中第i个航天器的姿态控制律为：其中，Timax＝diag(τi1max，τi2max，τi3max)。