近些年来,航天事业在不断发展,航天器的尺寸逐渐趋向于小型化和大型化,其中大型航天器主要由大型桁架或薄膜结构组成,其结构愈加复杂,随之而来的有关动力学及控制的问题也逐渐出现。对于在轨运行的大型桁架式航天器,其一般搭载了高精度的有效载荷以提高航天器整体的工作能力,在航天器运行过程中需要保证其结构振动幅度在允许范围内,这就涉及到航天器桁架的振动抑制问题。为达到结构抑振的目的,首先需要建立桁架式卫星的动力学方程,反映航天器本体与桁架结构的耦合效应,进一步采用合适的控制方法进行振动抑制,本文针对大型桁架式航天器的结构振动抑制及姿态控制问题开展了以下几个方面的工作:首先针对桁架结构进行有限元建模,利用成熟有限元软件和自编程序对桁架模型进行计算分析其模态振型数据,验证自编程序的准确性。其次设计含压电陶瓷叠堆的压电主动杆作为主动执行机构,并利用Lagrange方程得到压电主动杆动力学方程,最终集组得到含压电主动杆件的整体桁架动力学方程作为控制器模型。考虑桁架结构的控制问题,针对一端固支桁架结构,利用压电主动杆替换某些杆件形成新的桁架结构,利用线性二次型最优控制（LQR）方法对桁架振动进行控制,分别在桁架末端施加瞬态和周期性激励,通过仿真实验得到了LQR控制方法的控制效果。对于含大型桁架航天器,采用本体加柔性附件刚柔耦合动力学建模方法,考虑航天器姿态机动,得到航天器本体姿态—附件振动耦合动力学方程。选择合适的结构参数求解得到具体的耦合系数后得到航天器具体动力学方程,分别设计PD及滑模控制器对航天器进行姿态控制,并通过数值仿真方法验证了所设计控制器的有效性。最后针对航天器本体进行姿态控制同时控制桁架振动的需求,设计了双环控制器,通过仿真实验说明双环控制器能够满足所需控制要求。