本文以一类带有杆状挠性梁附件的航天器为研究对象,首先建立其动力学方程。利用拉格朗日方程推导了悬臂梁式挠性附件的动力学方程和微分形式的动力学方程,推导了挠性附件梁的振动方程。结合模态分析,规范化了动力学方程组。对系统自由振动、PD控制情况下系统的响应情况进行了仿真。不影响建模效果的前提下,简化建模过程,本文做如下假设,忽略在太空运行的航天器所受的重力,航天器的主体为圆柱形刚体,航天器仅作单轴转动。考虑到空间环境复杂,易受到各种干扰,而且任何一个不大的扰动都非常容易激起结构的大幅度振动,引入正位置反馈补偿器增加系统阻尼,采用变结构控制和正位置反馈组合的算法控制本体的机动,仿真结果显示增大了系统阻尼。喷气推力器作为执行机构时,只能产生幅值一定的控制力矩。引入脉冲调频调宽调制器(PWPF),介绍了它的工作原理,并将该技术与航天器姿态控制技术相结合,提出了以PWPF为执行机构的PD和VSC控制算法。仿真结果显示以PWPF为执行机构能够减小挠性末端振动的位移,但调节时间变大。