伴随航天科技的发展，对能够快速机动的航天器的需求逐渐增多。一方面，复杂的航天任务要求机动的快速性，但是系统的收敛形式一般为渐近收敛；另一方面，在姿态机动过程中，航天器的挠性附件振动和燃料的消耗等等都会引起转动惯量的不确定性和时变性，在轨航天器也不可避免的会受到外界环境的各种干扰的影响；此外，执行机构在安装时，不可避免的会存在安装误差，且执行机构由于本身的物理特性，使得执行器具有饱和的非线性特性。针对上面所述的问题，研究航天器的姿态机动在存在转动惯量不确定性、外界干扰、执行机构安装误差和输入饱和多种约束的情况下有限时间收敛的控制性能显的十分重要。主要研究内容如下：本文首先分别基于欧拉定理和Lagrange理论构建了挠性航天器的姿态运动学、动力学方程，并简单给出了有限时间稳定性的相关概念和判定定理，为下文的控制器的设计分析奠定了基础。针对航天器的姿态机动有限时间控制问题，本文首先在假设挠性模态较小且干扰有界的情况下对航天器的数学模型进行转化，然后在考虑转动惯量不确定性和外界干扰的情况下，基于终端滑模控制方法设计了有限时间机动控制器；考虑到执行机构存在的不可避免的安装误差，对上述控制器进行改进，通过引入自适应方法对误差角进行学习估计设计了改进的有限时间机动控制器。上述控制器的设计都引入了符号函数，为了克服符号函数引起的高频震荡，使用饱和函数进行了替换，并通过有限时间Lyapunov稳定性定理证明了上述控制器设计的合理性。针对实际系统中的转动惯量不确定性和外界干扰的上界不能精确获知的情况，通过对航天器进行假设近似处理，并通过自适应控制律对未知参数进行在线估计设计了自适应有限时间控制器。由于执行机构自身的物理特性，使得它的输出力矩总是有限的，考虑到执行机构的这种饱和非线性特性，同时将执行机构的安装误差也考虑在内，在上述控制器的基础上，设计了输入受限的自适应有限时间控制器，最后通过改进的有限时间Lyapunov稳定性定理证明了上述控制器的设计可以保证系统在最终有限时间收敛到包含滑模面的一个稳定域内。