航天器太阳翼、天线等大型挠性结构相对于航天器本体通常存在旋转运动,将导致航天器系统的动力学参数发生变化,这种参数变化将对挠性航天器的高精度姿态控制系统设计带来严峻挑战。本文以存在动力学参数变化的挠性航天器系统为研究对象,从理论推导、数值仿真和地面实验三个方面,深入系统地研究了变参数挠性航天器系统的耦合动力学建模与分析、挠性结构振动控制方法、航天器系统姿态控制方法等问题。论文主要工作如下:1.建立了变参数挠性航天器系统的刚柔耦合一阶动力学模型,分析了挠性附件的复模态属性以及与航天器系统的耦合动力学特性。(1)建立了含旋转运动挠性梁/板的附件动力学模型、含压电控制单元的旋转挠性梁的机电耦合动力学模型,分析了旋转运动、质量偏心、结构翘曲等因素对挠性附件固有特性的影响,揭示了轴向扭转导致系统模态由实模态转变为复模态的规律。(2)考虑挠性附件对航天器本体的相对旋转运动,建立了变参数挠性航天器系统的刚柔耦合一阶动力学模型,分析了航天器系统的动力学特性、挠性附件旋转运动对航天器动力学参数的影响。结果表明:当挠性附件相对转动角速率较大或变化率较明显时,航天器本体坐标与挠性附件本体坐标之间的转换矩阵的一阶导数项不可忽略。2.针对航天器旋转挠性附件的结构振动问题,分别提出了复模态空间下的状态反馈、正位置反馈和滑模变结构等振动主动控制方法。(1)针对挠性附件旋转运动产生复模态的问题,提出了在复模态空间下设计基于状态反馈的结构振动控制方法。同时考虑到控制器饱和的情况,设计了具有增益调度的复模态状态反馈控制器。通过数值仿真,验证了该控制器的有效性。(2)结合线性二次型调节器,提出了复模态空间下的变增益正位置反馈振动控制方法。数值仿真表明:在脉冲激励、随机激励和初位移激励等多种工况下,该控制器都能得到较好的控制效果。(3)考虑挠性结构参数的不确定性以及输入饱和问题,提出了复模态空间下的滑模变结构振动控制方法。通过对含压电控制单元的挠性梁的振动控制仿真,验证了该控制方法的有效性。3.针对变参数挠性航天器的高精度姿态控制问题,提出了变幅值输入成型和滑模变结构姿态控制方法、姿态/结构振动耦合的自适应滑模控制方法。(1)针对定参数航天器姿态机动引起挠性振动的问题,提出了基于输入成型的姿态机动路径规划方法,该方法以bang-bang机动为参考路径,与输入成型器进行卷积得到最优机动路径,可有效降低甚至消除机动后挠性结构的残余振动。(2)针对变参数挠性航天器姿态机动中的挠性控制问题,以控制输入平滑性为目标函数,以挠性结构残余振动等于零为约束条件,提出了一种变幅值零振动(zero vibration,ZV)最优成型器设计方法;在此基础上,为解决成型器对挠性结构固有频率和结构阻尼等参数精确性的依赖问题,提出了变幅值零振动零微分(ZVD)成型器和变幅值零振动零二阶微分(ZVDD)成型器的设计方法,该方法对挠性结构固有频率和阻尼比的变化和不确定性具有较强鲁棒性。(3)考虑航天器参数变化、挠性结构振动的影响,提出了变参数挠性航天器的鲁棒H_∞姿态控制方法和自适应滑模姿态控制方法。仿真结果表明:上述控制方法对具有时变参数、强非线性特征的变参数挠性航天器系统具有良好的控制效果。(4)结合自适应滑模姿态控制方法和正位置反馈结构振动控制方法,提出了变参数挠性航天器姿态与振动的耦合控制方法。仿真结果表明:相对于单独的姿态控制,姿态与振动的耦合控制方法缩短了姿态稳定时间,提高了航天器的指向稳定度。4.建立了挠性航天器耦合控制实验系统,开展了姿态控制、姿态与结构振动耦合控制的地面实验。(1)建立了基于单轴气浮台的挠性航天器姿态与振动耦合控制实验系统,具备开展单独姿态控制、挠性结构振动控制和姿态与结构振动耦合控制的能力。(2)开展了挠性航天器姿态机动策略验证实验,验证了基于输入成型的姿态机动路径规划方法在抑制挠性附件残余振动、改善航天器姿态性能指标方面的有效性。(3)开展了挠性航天器姿态控制实验,实验结果与仿真结果吻合较好,通过与经典PID控制方法的对比,验证了自适应滑模姿态控制方法的有效性。(4)开展了挠性航天器耦合控制验证实验,通过对比单独姿态控制和耦合控制时的系统动力学响应,验证了耦合控制方法的优越性。通过本文的研究,解决了变参数挠性航天器动力学建模与控制的难题,为现代航天器实现高精度和高稳定度提供了理论支撑。