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龙图腾网获悉南京航空航天大学申请的专利超大尺度柔性航天器协同姿态控制与分布式振动抑制方法获国家发明授权专利权，本发明授权专利权由国家知识产权局授予，授权公告号为：CN118760228B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2025-06-17发布的发明授权授权公告中获悉：该发明授权的专利申请号/专利号为：202411256061.4，技术领域涉及：G05D1/495；该发明授权超大尺度柔性航天器协同姿态控制与分布式振动抑制方法是由王北超;李爽;邓兴婷;张子扬设计研发完成，并于2024-09-09向国家知识产权局提交的专利申请。

本超大尺度柔性航天器协同姿态控制与分布式振动抑制方法在说明书摘要公布了：本发明公开了一种超大尺度柔性航天器协同姿态控制与分布式振动抑制方法，该方法包括以下步骤：步骤一，构建带有多个柔性结构的超大尺度航天器刚柔耦合动力学模型；步骤二，基于奇异摄动理论对耦合动力学模型进行分解，分别得到慢变姿态与快变振动子系统；步骤三，采用自适应切换和输入饱和的终端滑模控制器完成高精度、高稳定度姿态控制；步骤四，采用基于一致性理论和反馈协同控制器的分布式压电执行器完成高精度、快速振动抑制。本发明的有益成果在于：实现了超大尺度柔性航天器模型精准降维；相对独立地设计了姿态与振动主动控制器；在更短时间内同时提升了超大尺度柔性航天器姿态控制与振动抑制精度及稳定度。

本发明授权超大尺度柔性航天器协同姿态控制与分布式振动抑制方法在权利要求书中公布了：1.一种超大尺度柔性航天器协同姿态控制与分布式振动抑制方法，其特征在于，包括步骤如下： 步骤一：基于哈密顿原理建立空间扰动下带有多个柔性结构的超大尺度航天器刚柔耦合动力学模型； 步骤二：采用奇异摄动方法分解所述耦合动力学模型，分别得到不同时间尺度上的慢变姿态子系统与快变振动子系统，用于后续的主动控制器设计； 步骤三：慢变姿态子系统中，采用具有自适应切换和输入饱和的终端滑模控制器，对超大尺度柔性航天器进行姿态控制； 步骤四：快变振动子系统中，基于领导者-跟随者一致性理论，设计基于分布式压电执行器的振动抑制方法，各执行器之间采用无向拓扑通信结构，结合用于结构振动抑制的负反馈协同控制器，快速实现超大尺度柔性结构的高精度振动抑制； 所述步骤一包括： 基于哈密顿原理得到超大尺度柔性航天器刚柔耦合动力学模型： ； ； ； 式中：，，分别为航天器的总动能、应变能和外力功；为变分算子，t1和t2分别为起始和终止时间；上角标T表示矩阵的转置； J表示航天器的转动惯量矩阵；表示航天器的模态向量；表示航天器的模态阻尼比；表示航天器的模态频率矩阵；表示施加于航天器的姿态控制力矩；表示由太阳辐射力矩和重力梯度力矩构成的空间扰动；表示模态输入力；表示柔性结构编号； 为航天器刚体与柔性结构之间的耦合系数矩阵： ； 式中：为第k个柔性结构连接点p到质心O的矢量；表示柔性结构第j个节点到第k个p的矢量；为第j个节点的质量；为第k个柔性结构的正交形函数； 表示航天器在本体坐标系的三轴角速度，且 ； 表示轨道坐标系到本体坐标系的转换矩阵： ； 定义航天器的三轴姿态角，由表示： ， ； 得到超大尺度柔性航天器刚柔耦合动力学模型的最终表达式： ， ； 式中：为姿态角的一阶导数；为姿态角的二阶导数；为合外力矩； 所述步骤二具体为： S21，定义包含姿态角和振动模态的广义坐标为： ； 将所述刚柔耦合动力学模型改写为： ； ； 式中：，，分别为正定质量、阻尼和刚度矩阵；，，分别表示对应于矩阵，，的模块矩阵；表示由滚转角、俯仰角和偏航角组成的姿态矩阵；表示广义坐标中的前四阶振动模态组成的向量； 将带有正定质量、阻尼、刚度矩阵模块的公式写为状态空间方程的形式： ； ； 定义，基于奇异摄动理论，引入如下变量： ，； 式中：表示对求最小特征值，表示所求得的最小特征值，，其中；振动模态通过变量表示为： ； 式中：表示奇异摄动系数； S22将所述状态空间方程分解为两个时间尺度下的模型： ； S23对于慢变姿态子系统，设置得到步骤S22中方程的退化形式，引入下角标slow表示慢变姿态子系统中的三轴姿态、控制力矩物理量；三轴姿态表示为： ； ； S24根据奇异摄动理论，将快速子系统的时间尺度拉伸至，其中，表示时间，，引入fast表示快变振动子系统中的变量、控制力矩，得到快变振动子系统的形式为： ； 式中：表示变量的一阶导数；表示对求关于的一阶导数；表示求关于的二阶导数。

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