1.一种刚柔液耦合航天器高精度姿态控制方法，其特征在于：包括以下步骤：步骤1，建立刚柔液耦合航天器面向控制模型：考虑柔性振动、液体晃动的影响建立模型不确定与外界干扰影响下的刚柔液耦合航天器非线性运动学模型与动力学模型，为进一步实现刚柔液耦合航天器姿态控制提供理论基础；刚柔液耦合航天器姿态运动学与动力学模型表达式为：刚柔液耦合航天器姿态运动学与动力学模型表达式为：其中， 刚柔液耦合航天器姿态四元数，q0，qv分别为单位T 3

四元数的标量及向量部分；ω＝[ω1 ω2 ω3]为刚柔液耦合航天器角速度；J＝J0+ΔJ∈R×3为刚柔液耦合航天器的转动惯量矩阵；I3为三阶单位矩阵， 是斜对角矩阵并满足

3 3

u∈R为控制输入力矩，d∈R为外界干扰力矩；χ与η分别为柔性振动模态值与晃动液体

3×3 3

模态值，δf∈R 为刚体与柔性振动耦合矩阵，d∈R为外界干扰力矩，Cf＝diag{2ξiΩi,i＝

1,2,...,N}为柔性附件的阻尼矩阵， 为刚度矩阵，Ωi与ξi分别为T

第i阶振动模态的频率与阻尼，Mη＝[ml1 ml1 ml2 ml2] 为晃动液体质量矩阵，mli为第i阶液体T T晃动模态晃动液体的质量，Cl＝[ci1 ci1 ci2 ci2] 与Kl＝[kl1 kl1 kl2 kl2]分别为晃动液体柔性矩阵与晃动液体刚度矩阵，Ml为液体晃动补充力矩，刚液耦合矩阵 为：为实现刚柔液耦合航天器综合不确定部分有效估计，上述刚柔液耦合航天器运动学模型与动力学模型可以进一步转化为如下刚柔液耦合航天器面向控制模型：其中，D表示刚柔液耦合航天器综合不确定，包括由柔性振动、液体晃动与外界干扰，并且步骤2，设计反正切函数面：基于刚柔液耦合航天器姿态四元数与角速度，设计反正切函数面，实现到达反正切函数面后航天器姿态四元数与角速度快速收敛，反正切函数面的表达式为：T

其中，sA＝[sA1  sA2  sA3] ，反正切函数面参数k0＞0，k2＞1.5574，为反正切函数；

步骤3，设计自适应补偿控制器：基于耦合航天器标称模型，设计标称控制器，进一步地考虑柔性振动、液体燃料晃动与外界干扰综合不确定的影响，设计基于积分滑模的自适应补偿控制器，进行稳定性分析，实现在综合不确定影响下刚柔液耦合航天器快速高精度姿态控制，具体如下两个部分：

1)设计标称控制器

为避免滑模面奇异性问题，基于步骤2中的反正切函数面(5)，针对步骤1中的刚柔液耦合航天器面向控制模型(3)‑(4)，设计如下非奇异反正切函数面：s＝ω+k1γ(qv)                                                         (6)T T其中，s＝[s1 s2 s3]，非奇异部分γ(qv)＝[γ(q1) γ(q2) γ(q3)]设计如下：其中， 指数0＜r1＜1，系数 Θ

＞0为设定的较小正常数；

针对刚柔液耦合航天器面向控制模型(3)‑(4)，基于非奇异反正切函数面(6)，设计如下标称控制器：其中，标称控制器参数0＜σ1，0＜σ2，0＜r2＜1为正常数，控制量 的奇异性是基于Fillipov意义下的；

2)设计基于积分滑模的自适应补偿控制器

针对刚柔液耦合航天器面向控制模型中的动力学模型(4)，设计如下积分滑模面：其中，ω(0)为角速度初值；

由式(9)可得积分滑模面sb的导数为：

由式(10)可知，当 时，则等效控制为：

ueq＝ua‑D                                                          (11)将式(11)代入刚柔液耦合航天器面向控制模型中的动力学模型(4)可得：由式(9)‑(12)可知，当加入控制器后可以使得积分滑模面收敛，则耦合航天器实现在干扰情况下的姿态控制，因此，以下设计自适应补偿控制器，能够使积分滑模面在加入自适应补偿控制器后在有限时间收敛，自适应补偿控制器的设计如下：针对刚柔液耦合航天器姿态模型(3)‑(4)，设计如下控制器：u＝ua+ub (13)

其中，控制器u是在假设1成立的条件下设计的，假设1即刚柔液耦合航天器运行过程中，综合不确定D中柔性振动、液体晃动及外界干扰是有界的，即存在正常数使得

自适应补偿控制器设计为：

2

ρ(t)＝α0(t)+α1(t)||ω||+α2(t)||ω|| (14)其中，0＜r0＜1,自适应增益αi(t)为：其中，自适应参数ξi＞0，ζi＞0,i＝0,1,2为正常数，基于假设1，式(8)，(13)，(14)可知，存在正常数 使得步骤4，验证本方法的有效性：首先将刚柔液耦合航天器控制系统在Matlab/Simulink中进行集成设计，然后进行仿真实验，其中仿真过程包括刚柔液耦合航天器物理参数设置、控制器参数设置和结果分析。

2.根据权利要求1所述的一种刚柔液耦合航天器高精度姿态控制方法，其特征在于：步骤4中的刚柔液耦合航天器物理参数设置包括：刚柔液耦合航天器实际转动惯量及其标称值分别为：刚柔液耦合航天器前三阶振动模态的频率与阻尼分别为：Ω1＝0.7681rad/s，Ω2＝

1.1038rad/s，Ω3＝1.8733rad/s，ξ1＝0.0056，ξ2＝0.0086，ξ3＝0.0013；

前四阶液体晃动模态矩阵为：Cl＝diag(3.334,3.334,0.237,0.237)；

刚度矩阵为Kl＝diag(55.21,55.21,7.27,7.27)；

晃动液体质量为m1＝20kg,m2＝0.8kg，b1＝1.127m,b2＝0.994m；

刚柔液耦合航天器姿态四元数及角速度初值分别为：T T

q(0)＝[0.8832 0.3 ‑0.2 ‑0.3]，ω(0)＝[0 0 0]rad/s；

刚柔液耦合航天器姿态四元数及角速度期望值分别为：T T

qd(0)＝[1 0 0 0]，ωd＝[0.1 0 0]rad/s；

刚柔液耦合航天器干扰力矩采用正弦函数形式给定，具体如下：T

d＝[0.7sin(0.2t) ‑0.7cos(0.1t) 0.7sin(0.1t)]N·m。

3.根据权利要求2所述的一种刚柔液耦合航天器高精度姿态控制方法，其特征在于：步骤4中的控制器参数设置包括：k1＝0.2，k2＝1.5575，Θ＝0.00001，a1＝0.01，a2＝0.01，σ1＝

80，σ2＝3.5，ξ1＝200，ξ2＝100，ξ3＝100，ζ1＝0.5，ζ2＝0.1，ζ3＝0.1,l＝0.001,r0＝0.3。

4.根据权利要求3所述的一种刚柔液耦合航天器高精度姿态控制方法，其特征在于：步骤4中的结果分析包括两种情况下的仿真：情形1，终端滑模面(TSM)与反正切函数面(AF)对比；情形2，积分滑模控制器(ISM)与自适应补偿控制器(CISM)对比。