1.一种柔性航天器的姿态控制方法，其特征在于，包括：S100,建立带有多源干扰的柔性航天器的运动学模型和动力学模型，所述多源干扰包括属于L2空间的第一干扰和由外生非线性系统描述的第二干扰；

S200，采用两组T‑S模糊模型分别对柔性航天器系统和外生非线性系统描述的所述第二干扰进行建模；

S300，构造柔性振动观测器，用于估计柔性模态，和构造一个具有异步前提变量的模糊干扰观测器，用于获得所述T‑S模糊模型所建模的外部干扰的估计值，并分别得到柔性模态误差系统和干扰误差系统；

S400，基于所述两个观测器的输出值，设计用于控制柔性航天器姿态的事件触发抗干扰控制器。

2.如权利要求1所述的一种柔性航天器的姿态控制方法，其特征在于，所述S100中，所述运动学模型为：

3 T T T

其中，q0∈R,qv∈R是四元数，其中q＝[q0,qv]＝[q0,q1,q2,q3] ，满足 I∈

3×3 T 3 ×

R 是单位矩阵，w(t)＝[w1,w2,w3]∈R代表角速度,q 是斜对称矩阵。

3.如权利要求2所述的一种柔性航天器的姿态控制方法，其特征在于，所述S100中，所述动力学模型表示为：

3×3 r 3×r

其中，J∈R ，表示惯性矩阵,η(t)∈R ，表示柔性模态向量,δ∈R ，表示耦合矩阵,Cr×r 2

＝diag{2ξkΩk,k＝1,2,...，r}∈R ，表示阻尼矩阵,r表示模态数量,K＝diag{Ωk ,k＝1,r×r 3

2,...，r}∈R ,表示刚度矩阵，ξk表示阻尼率,Ωk表示频率,u(t)＝(u1,u2,u3)∈R ，表示控

3 2

制力矩,d(t)＝(d1,d2,d3)∈R ，表示外生非线性系统描述的第二干扰，d0(t)∈L (0，∞；

n

R)，表示第一干扰。

4.如权利要求3所述的一种柔性航天器的姿态控制方法，其特征在于，所述外生干扰d(t)由T‑S模糊模型描述：r×r 3×r

其中，常数矩阵Wj∈R ，Uj∈R 是已知的，υ(t)＝[υ1(t),...,υr]是状态变量,φ＝[φ1 φ2 … φr]是前件变量， 是模糊集合， 是规则数目， 是隶属于 的等级，oj(φ)≥0,

5.如权利要求3所述的一种柔性航天器的姿态控制方法，其特征在于，所述柔性航天器系统对应的模型表示为：

其中， 对任意v， 系统参数矩阵Ai和B是：

T T

d1i＝‑S(xωi(t)))δψ+δ(Cψ+Kη‑Cδω), 是系统输出向量， 是已知的。

6.如权利要求1所述的一种柔性航天器的姿态控制方法，其特征在于，所述S300中，所述柔性振动观测器表示为：

其中，

7.如权利要求6所述的一种柔性航天器的姿态控制方法，其特征在于，所述S300中，所述柔性模态误差系统表示为：其中，

8.如权利要求1所述的一种柔性航天器的姿态控制方法，其特征在于，所述S300中，所述模糊干扰观测器表示为：

其中，ζ(t)是辅助变量, 是υ(t)的估计，L是观测器的增益。

9.如权利要求8所述的一种柔性航天器的姿态控制方法，其特征在于，所述S300中，所述干扰误差系统表示为：

其中，

10.如权利要求8所述的一种柔性航天器的姿态控制方法，其特征在于，所述S400中，所述事件触发抗干扰控制器的控制规律为：其中， uc(t)是基

于观测器的模糊控制律,un(t)是补偿由事件触发引起的测量误差的非线性控制律，e(t)＝w(t)‑u(t)代表由事件触发引起的测量误差,tk代表当前事件触发时刻，当触发条件被满足时,这个时刻被标记为tk+1,此时控制信号u(tk+1)作用于系统，在t∈[tk,tk+1),控制信号保持w(tk)。