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本发明提供了一种基于输出反馈的挠性航天器精细姿态控制方法，所述控制方法包括如下步骤：a)搭建挠性航天器动力学系统Σ1，将挠性航天器动力学系统Σ1变换为挠性航天器动力学系统Σ2，所述挠性航天器动力学系统Σ2引入航天器刚柔耦合动态干扰；b)构造...
该专利属于北京航空航天大学所有，仅供学习研究参考，未经过北京航空航天大学授权不得商用。

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