目前,由我国担任发射的航天器大部分都带有挠性附件,挠性附件正朝着结构和体积更加复杂的趋势发展,对这类航天器的控制要求也将变的更加严格。基于此趋势,我们所使用的控制算法应当进一步满足挠性航天器快速机动、快速稳定的需求。新的控制需求主要体现在两方面:第一,航天器因挠性附件的日趋复杂,模型的不确定性增加,控制系统需适应被控对象的不确定性;第二,带有大型挠性附件航天器在快速机动、快速稳定等控制品质方面有待提高。本文针对带有挠性附件的卫星本身存在着模态频率不确定的问题,对挠性卫星控制系统设计了PD和EI的复合控制算法来抑制挠性器件的振动,进而避免了挠性器件组模态直接检测的困难以及因进一步设计观测器而增加的系统复杂性的问题。首先,针对动力学对象确定PD输出反馈控制器,精心设计该控制器的参数,使得姿态控制系统具有很好的动态品质;此外,为了有效抑制挠性结构的振动,进一步将EI输入成型振动抑制方法引入到闭环控制系统的外侧,用来改变输入命令的形状达到抑制挠性结构振动的目的;随后针对模态频率和系统转动惯量的不确定性因素设计了一种基于RBF神经网络自适应的变结构控制器,并且引入了EI输入成型的振动抑制方法,通过改变输入指令的形状来抑制结构的振动,仿真结果证实了设计理论的正确性及所研究方法的可行性。其次,针对挠性卫星在大角度姿态机动时,飞行器带有饱和特性所产生的模态振动问题,本文设计了一种对饱和特性进行分力合成的方法来抑制此类振动,提高了姿态机动的稳定时间和稳态精度。由仿真结果可知,针对执行器带有饱和非线性的模态振动问题,利用PD控制结合分力合成主动振动抑制方法可以有效的减少模态的振动,缩短稳定时间,提高稳态精度,此方法对模态频率变化范围是20%的情况具有较好的鲁棒性。