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该文基于Hamilton变分原理，采用Timoshenko梁理论，对带有柔性附件的航天器建立了中心刚体-柔性梁动力学模型。利用对柔性梁端部边界限制所设计的控制器，实现了系统的渐近稳定设计。该文给出了数值仿真结果，并分析讨论了航天器刚体角位移及柔性梁末端挠度的动力学变化规律。该文可为柔性航天器的动力学控制提供鲁棒性强的变结构控制方法。