随着航天科技的飞速发展,柔性轻质结构(如大型天线阵列、柔性太阳翼、空间机械臂等)在现代航天器中所占的比重越来越大,与此同时,对航天器姿态控制精度的要求却越来越高。由于在太空中环境阻尼很小,并且柔性轻质材料的结构阻尼也很小,因此振动被激起后将很难衰减。此外,由于航天器的刚柔耦合特性,柔性结构的振动必然对航天器本体的姿态控制带来较大的影响,在振动较大时,甚至导致航天器不能正常工作。因此,柔性航天器的主动振动抑制问题就凸现出来。　　本文以柔性航天器姿态机动的主动振动抑制为目标,主要研究内容包括以下几个方面:　　针对三轴姿态稳定柔性航天器动力学模型的基本假设(三个姿态角均为小量)将不再适用于其姿态机动模型的问题,首先给出柔性航天器的总体构型,建立了用于分析航天器在轨姿态变化的一系列坐标系,并在此基础上推导了描述姿态特性的运动学方程;然后,针对两种典型航天器柔性附件——均质等厚薄板(表征柔性太阳翼)和末端带有刚性负载的薄壁圆柱壳(表征柔性机械臂),提出了线性约束增广矩阵的方法,使弹性变形有限元方程具有了统一的形式;最后,分别应用达朗贝尔原理和拉格朗日法建立了柔性航天器在轨姿态机动的动力学模型及柔性附件振动模型,并验证了后者的正确性,为柔性航天器姿态在轨机动中的主动振动抑制问题的研究奠定了基础。　　针对上述模型的动力学维数很高,难以适用于控制系统设计的问题,开展基于约束模态展开法和非约束模态展开法的动力学模型降维研究。分析两种降维模型的绝对误差,提出了正弦力作用下基于非约束模态降维的绝对误差准则。此部分工作为后续主动振动抑制控制系统的设计奠定了基础。　　针对具有喷气执行机构的柔性航天器分力合成主动振动抑制方法进行了进一步的探索,以定理及其推论的形式提出了二分力所能抑制的系统频率集合;分析了分力合成法的时间延迟控制特点,进而提出了一种利用延迟时间序列和合成系数序列构造常幅值分力合成控制力(力矩)的通用设计策略;针对柔性航天器姿态机动后一般要求获得较高的姿态指向精度和稳定度的问题,提出了基于常幅值执行机构实现航天器姿态机动时需要抑制的模态阶次选取准则;从柔性航天器非约束模态展开模型解析解的角度出发,提出了一种适用于常幅值执行机构的振动抑制方法。该方法仅需求解代数方程组,以确定喷气控制的开关时间,因此具有设计简单的优点,并且该方法不仅适用于零初始条件的系统,也同样适用于非零初始条件系统。　　从节约燃料以提高柔性航天器使用寿命的角度出发,研究了基于轮控系统的柔性航天器姿态机动主动振动抑制问题。考虑到分力合成方法实质上是一种开环的前馈控制策略,具有抗干扰能力较弱的特点,因此研究了分力合成与PD控制相结合的控制策略,仿真分析的结果表明:分力合成与PD控制相结合的方法比单独采用PD控制时获得了更好的性能指标。此外,通过分析指出,在航天器姿态机动前若能适当调整柔性附件的位置,将便于简化分力合成控制器设计,易于获得较高的姿态指向精度及稳定度。