现今卫星的结构多采用新型轻质材料。尤其是太阳帆板阻尼小，在外界干扰时容易发生振动。航天技术的发展要求卫星具备快速机动能力，帆板挠性给卫星机动的快速性和精度带来困难。本文以三轴稳定挠性卫星为被控对象，研究卫星姿态快速机动控制，尤其是变结构控制算法。首先，针对三轴稳定的挠性航天器，分别以欧拉角和四元数法建立了完整的航天器运动学模型；再以拟坐标拉格朗日方程为理论基础，应用模态分析法建立混合坐标下的挠性航天器的动力学模型，并分析了干扰力矩。其次，针对挠性航天器，基于欧拉描述利用频率隔离法设计了PID控制算法，并分析其稳定性和机动应用范围。给出了基于误差四元数的姿态控制模型，利用Lyapunov函数设计了PID控制并仿真分析了其机动性能。利用变结构控制设计了挠性航天器的机动控制律，并分析了最快速机动下变结构参数整定方法，并进行仿真验证，机动快速性和精度优于PID算法。最后，结合卫星实际应用，考虑卫星常用执行机构及组合使用原则，对变结构控制算法进行了全方位的拉偏试验，包括推力器拉偏、转动惯量拉偏、挠性频率拉偏和帆板不同转角下的仿真，拉偏幅度为±20%。仿真结果表明，该算法有很强的鲁棒性。此外，探讨了利用新的姿态快速机动技术，使用推力器和飞轮组合使用的方案。仿真可见，采用该组合使用方案后，确实大大提高了卫星姿态机动的快速性和精度，但是该方案过于依赖卫星姿态动力学建模精度，限制了其当前在实际工程中的应用。未来，在建模精度进一步提高后，应该具有有较广阔的应用前景。