1.一种基于输出反馈的挠性航天器精细姿态控制方法，其特征在于，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)构造外部系统Σ3，所述刚柔耦合动态干扰通过外部系统Σ3进行描述；
c)设计干扰观测器，所述干扰观测器对所述刚柔耦合动态干扰进行估值；
d)设计动态输出反馈H∞控制器；
e)将步骤c)中所诉的干扰观测器与步骤d)中所述的动态输出反馈H∞控制器进行复合，得到挠性航天器精细姿态控制系统Σ6；
所述挠性航天器精细姿态控制系统Σ6通过估值对刚柔耦合动态干扰进行补偿。
2.根据权利要求1所述的控制方法，其特征在于，所述挠性航天器动力学系统Σ1表述为：
其中，θ为航天器姿态角，为航天器姿态角θ的二阶导数，J为航天器转动惯量，F为挠性附件与本体的刚柔耦合矩阵，FT为所述刚柔耦合矩阵的转置矩阵，u为控制输入，d1为环境干扰力矩，η为挠性附件的模态，为挠性附件模态η的导数，为挠性附件模态η的二阶导数，Cd为模态阻尼矩阵，Λ为刚度矩阵。
3.根据权利要求2所述的控制方法，其特征在于，所述模态阻尼矩阵Cd表示为Cd＝diag{2ζiωi}(i＝1,2,...N)，其中N为模态阶数，ζi为模态阻尼，ωi为模态频率，所述刚度矩阵Λ表示为
4.根据权利要求1所述的控制方法，其特征在于，所述的系统Σ2表述为：
其中，为航天器姿态角θ的二阶导数，J为航天器转动惯量，F为挠性附件与本体的刚柔耦合矩阵，FT为所述刚柔耦合矩阵的装置矩阵，u为控制输入，d1为环境干扰力矩，η为挠性附件的模态，为挠性附件模态η的导数，Cd为模态阻尼矩阵，Λ为刚度矩阵。
5.根据权利要求1所述的控制方法，其特征在于，步骤b)中所述刚柔耦合动态干扰d0表示为 其中，F为挠性附件与本体的刚柔耦合矩阵，Cd为模态阻尼矩阵，Λ
为刚度矩阵，η为挠性附件的模态，为挠性附件模态η的导数；
所述外部系统Σ3对刚柔耦合动态干扰d0描述为：
其中， V＝[FΛ FCd]w为
外部系统Σ3的干扰状态变量，为w的导数，W、H和V为定义的系数矩阵，I为单位矩阵。
6.根据权利要求5所述的控制方法，其特征在于，所述系数矩阵W中，矩阵M表示为M＝I-FTJ-1F，其中，I为单位矩阵。
7.根据权利要求1所述的控制方法，其特征在于，步骤c)中所述干扰观测器的设计步骤如下：
(1)构造航天器姿态角输入矩阵
(2)将所述系统Σ2转化为状态空间系统Σ4，所述状态空间系统Σ4表述为：
其中， A和B为系数矩阵，y为量测输出，C为量测矩阵；
(3)借助量测输出y设计干扰观测器，所述干扰观测器表述为：
其中， 是刚柔耦合动态干扰d0的估计值，v为辅助变量，为辅助变量v的导数，y为量测输出，L为干扰观测器增益矩阵；
所述干扰控制器的观测误差动态Σ5表述为：
其中， 为干扰状态变量w的估计值， 为ew的导数。
8.根据权利要求1所述的控制方法，其特征在于，步骤d)中所述动态输出反馈H∞控制器表述为：
其中，u1为动态输出反馈H∞控制器输入，xk为控制器状态，Ax、Bx、Cx、Dx为待定的控制器参数矩阵，所述动态输出反馈H∞控制器对环境干扰进行抑制。
9.根据权利要求1所述的控制方法，其特征在于，步骤e)中所述的挠性航天器精细姿态控制系统Σ6表述为：
其中，u为控制输入， 为所述干扰观测器对所述刚柔耦合动态干扰d0的估计值。
10.根据权利要求1、5、7、8或9所述的控制方法，其特征在于，所述干扰控制器增益矩阵L和所述待定控制器参数矩阵Ax、Bx、Cx、Dx通过凸优化算法求解，所述求解过程如下：
联立系统Σ4、Σ5和Σ6，得到：
求解如下凸优化问题：
其中，
Φ22＝Q1W+YCBV+(Q1W+YCBV)T，Φ23＝(YCB+Q1H)，
得到未知参数：