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龙图腾网获悉上海卫星工程研究所申请的专利航天器在轨姿态控制与结构动力学耦合仿真方法及系统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：CN119830428B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2026-01-02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：202411644330.4，技术领域涉及：G06F30/15；该发明授权航天器在轨姿态控制与结构动力学耦合仿真方法及系统是由王伟伟;李威;杨轩;王倩;冯彦军设计研发完成，并于2024-11-18向国家知识产权局提交的专利申请。

本航天器在轨姿态控制与结构动力学耦合仿真方法及系统在说明书摘要公布了：本发明提供了一种航天器在轨姿态控制与结构动力学耦合仿真方法及系统，建立航天器简化三维模型；定义分析步、力矩和和集中力，研究姿态控制和挠性结构振动抑制方程并编译为UAMP子程序，模拟姿态控制力矩和挠性结构振动抑制作动力；最后评估航天器的姿态角精度和挠性结构振动抑制效果是否达到预期。本发明考虑了航天器在轨姿控时各挠性部件的运动和和变形对中心刚体姿态、质心位移的影响，揭示了在轨姿控条件下大挠性航天器的结构动力学特征，为航天器结构力学性能、可靠性和指向精度评估提供了新的技术途径。

本发明授权航天器在轨姿态控制与结构动力学耦合仿真方法及系统在权利要求书中公布了：1.一种航天器在轨姿态控制与结构动力学耦合仿真方法，其特征在于，包括： 步骤S1：在有限元分析软件中建立航天器的三维简化几何模型，进行模型网格化并赋予各组件材料参数； 步骤S2：以隐式动力学为分析步，开启几何非线性，定义仿真总时长、初始增量步长、最小增量步长和最大增量步长； 步骤S3：在三维简化几何模型的中央星体和桁架处设置三轴力矩和集中力，模拟姿态控制力矩和挠性结构振动抑制作动力，并设置三轴力矩和集中力的系数及幅值； 步骤S4：建立航天器的姿态控制方程和挠性结构振动抑制方程，并编译为有限元分析软件的子程序脚本； 步骤S5：建立隐式动力学分析任务，选取所述子程序脚本并提交计算，绘制姿态角曲线和衡量挠性结构振动抑制效果的三个指标曲线，分析航天器的稳定姿态角精度和挠性结构振动抑制效果是否达到预期； 所述步骤S4包括：基于Fortran语言将航天器的姿态控制方程与挠性结构振动抑制方程编译到UAMP子程序接口脚本； 姿态控制方程是一种附加饱和状态约束条件的PID算法； 结构振动抑制方程中，需要实时观测主镜和次镜上六个观测点的距离变化，观测量为任意两个观测点之间的相对距离d； 输出的结构振动抑制作动力为沿着桁架轴向的推力和拉力，作动力向量Fc的计算公式为： 其中，为通过低通滤波器后相对变形的测量量；通过低通滤波器后相对变形的测量量的时间微分；Gy和Gv为挠性结构振动控制率矩阵，该挠性结构振动控制率矩阵与大挠性航天器的模态特性相关； 所述步骤S5中： 以中央星体轴向的指向角度作为航天器的姿态角，指向角度以借助中央星体上的一些单元节点所建立的随动坐标系来加以表征，目标指向与当前实时指向的姿态角均由一组四元数表示； 以主次镜几何中心距离与航天器轴向标称距离的偏差D、次镜几何中心到主镜平面法向矢量的距离d和主次镜平面法向矢量的夹角，作为衡量航天器结构振动抑制效果的三个指标，当该三个指标均小于预期值时，认为航天器挠性结构振动被有效抑制。

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