1.基于动态输出反馈控制的柔性航天器主动容错控制方法，其特征在于，包含以下步骤：步骤一、建立柔性航天器的动力学模型，具体如下：

其中，θ(t)∈R3×1表示姿态角向量，包括滚动角θx、俯仰角θy和偏航角θz；η(t)∈Rn×1表示柔性附件相对于主体坐标系的弹性模态，n为柔性附件的数量；u(t)∈R3×1表示控制力矩；J∈R3×3表示柔性航天器的总惯性矩阵；D和K∈Rn×n分别表示柔性附件的阻尼矩阵和刚度矩n×3阵；δ∈R 表示柔性附件与刚体平台之间的耦合矩阵；

步骤二、将柔性航天器的动力学模型转化为一般的状态空间形式，具体如下：

y(t)＝Cx(t)其中 为状态变量； 为柔性附件引起的范数有界扰动； 为建模不确定和非线性项，并且满足Lipshitz条件；

C＝H＝I6×6；

步骤三、建立发生传感器故障时的模型，具体如下：

yf(t)＝Cx(t)+Rf(t)

6×6 6×6

其中，f(t)∈R 表示传感器时变偏差故障；R∈R 表示故障分配矩阵；

步骤四、在不考虑故障发生的情况下，建立状态观测器，具体如下：

其中， 表示原系统状态的观测值；r(t)表示观测器输出与原系统测量输出之间产生的残差信号；L为未知的观测器增益矩阵，L可通过如下线性矩阵不等式进行求解：

其中，P为正定对称矩阵；Q＝PL；β1和γ1为正标量，并且β1应满足求解上述线性矩阵不等式将得到矩阵P和Q，则L＝P-1Q；

步骤五、在考虑故障发生的情况下，建立滤波器，利用步骤四中建立的观测器所产生的残差信号，对故障的真实值进行实时在线估计，具体如下：

6×1

其中，xF(t)∈R 表示滤波器的状态变量； 表示传感器故障的估计值；AF、BF、CF和DF为未知的滤波器参数矩阵，并且满足如下线性矩阵不等式:

其中，α11＝(P1A-P1LC+BFC+DFC)+(P1A-P1LC+BFC+DFC)T+β22I；

α12＝AF+CF+AT-CTLT+CTBFT+CTDFT；

α22＝AF+CF+AFT+CFT+β22I；

α15＝-P1LR+BFR+I-DFR；

α25＝-LR+BFR+I-DFR；

P1和P2为未知的正定对称矩阵；β2为正标量，并且满足

根据上述线性矩阵不等式组，则可求解出未知的滤波器参数矩阵；

步骤六、根据步骤五所获得的实时故障估计信息，设计基于动态输出反馈的容错控制器，具体如下：

其中，ν(t)∈R6×1为控制器的状态变量；Ac、Bc、Cc以及Dc为未知的控制器参数矩阵，可通过求解如下线性矩阵不等式条件进行求解：

其中，

X、Y∈R6×6为正定对称矩阵；对上述线性矩阵不等式进行求解，可直接得到X、Y、和 未知的控制器参数矩阵具体求解公式如下：

M和N可通过对I-XY进行奇异值分解确定。

2.一种利用权利要求1所述的基于动态输出反馈控制的柔性航天器主动容错控制方法验证系统在发生故障的情况下鲁棒稳定性的方法，其特征在于包含以下步骤：一、定义Lyapunov函数：其中， 假设 X和Y为正定对称矩阵，引入H∞性能指标： 其中，对Lyapunov函数进行求导，带入H∞性能指标，根据Schur补引理，可得如下线性矩阵不等式：

其中，

二、定义矩阵

在上述矩阵不等式的左右两边同时乘以diag[G1 I I I],并且定义：可得

到如下线性矩阵不等式条件：

由于 并且 由此得到

即通过上述线性矩阵不等式条件可验证系统的稳定性。