带有大型挠性附件的航天器在姿态快速机动过程中,挠性附件由于柔性大、刚度低的特性会产生振动,进而影响星本体的稳定性和姿态的精确度。本文主要针对挠性航天器姿态快速机动快速稳定的问题,在考虑执行机构动态特性的前提下,进行姿态控制策略的研究。首先,研究带有大型挠性附件航天器系统的动力学建模问题。考虑到执行机构的动力学特性,基于凯恩方法建立了动力学模型。其次,针对挠性航天器的振动抑制策略进行研究。该部分研究了两种具有代表性的振动抑制方法:正位置反馈法和输入成形法。前者是将挠性结构的模态坐标直接反馈给补偿器,通过补偿器参数的设计,增加被控对象的主动阻尼,从而在姿态机动过程中和结束后为挠性附件提供振动抑制;后者是一种前馈型控制技术,可以用来抑制挠性结构振动的剩余量。在MATLAB中分别对两种方法进行仿真验证,可知两种振动抑制策略都是可行且有效的。但是,前者稳定性、协调性尚待提高,后者则具有延时性。最后,综合挠性航天器在机动过程中的快速性和稳定性,基于有限时间控制算法,分别采用了高斯伪谱法和固定时间控制法对姿态机动进行控制。前者是对姿态机动整个过程进行开环规划,将航天器的快速机动问题转化成最优问题进行求解。后者用固定时间控制算法使得姿态在可估时间内快速收敛到平衡点,同时抑制附件振动。应用MATLAB仿真软件对上述控制策略进行仿真验证,结果证明,高斯伪谱法虽可以使系统在有限时间内收敛,但是精度有限,且为开环规划对初值敏感;而作为闭环控制的固定时间控制方法不依赖于系统的初始状态便可估计出系统的收敛时间,收敛速度快、精度高,具有有很强的鲁棒性。