技术特征：
技术总结
本发明提出了一种挠性航天器姿态与结构振动的耦合控制方法。包括以下步骤：S1，设计挠性结构的振动主动控制方法，在振动控制方程中引入正位置反馈控制算法，形成含振动控制的航天器刚柔耦合动力学模型；S2，设计航天器的姿态控制方法，基于鲁棒控制方法设计姿态控制策略，在设计鲁棒控制算法时考虑了正位置反馈控制参数的影响，从而保证整个耦合控制系统的稳定性。本发明同时实现对航天器的姿态和挠性结构振动的控制，提高了航天器的指向稳定度，有助于高精度对地观测任务的实施。
技术研发人员：王杰;李东旭;吴军
受保护的技术使用者：中国人民解放军国防科技大学
技术研发日：2018.12.29
技术公布日：2019.05.24