随着卫星技术的不断发展与航天需求的不断增长,卫星挠性结构的主动振动控制技术成为卫星姿态控制系统设计的关键技术。本学位论文结合国家自然科学基金“航天器挠性结构的主动振动控制研究(60674101)”课题和高等学校博士学科点专项科研基金“挠性多体结构卫星主动振动控制技术研究(20050213010)”课题,从理论上对粘贴有压电智能元件的挠性卫星的姿态控制和主动振动控制理论等展开了细致的研究,其研究内容主要包括以下几个方面:本文首先给出了挠性卫星的非线性运动学方程和低阶模态动力学方程,为姿态控制系统的分析和设计奠定了基础。针对挠性卫星的动力学模型存在着模型不确定性因素以及外部扰动作用的控制问题,在基于非线性和低阶模态的动力学模型基础上,给出了变结构输出反馈控制器的设计方法,并基于Lyapunov方法分析了滑动模态的存在性及稳定性。为了抑制挠性结构的振动,采用分布式压电元件作为作动器,设计了应变率反馈补偿器以增加挠性结构的阻尼,使其振动能够很快衰减。另外,考虑到喷气推力器作为执行机构只能产生某一固定幅值的控制力矩的情况,将脉冲调宽调频调制(PWPF)技术应用到喷气推力器的控制中,使喷气推力器产生所需要的控制力矩脉冲序列。最后,将提出的方法进行了仿真分析,结果表明变结构控制器与主动振动控制补偿器相结合的控制方法可以有效地抑制挠性模态的振动,同时提高了卫星的指向精度。针对挠性结构模态不可测的挠性卫星姿态机动的振动抑制问题,在基于非线性和低阶模态的动力学模型基础上,提出了一种仅利用输出信息的时变滑模变结构控制方法。在此基础上,进一步提出了一种将线性滑模面和时变滑模面相结合的设计方法,并给出其切换机制以实现挠性卫星快速姿态机动。最后,将提出的方法应用于三轴稳定挠性卫星的姿态机动控制,并进行数值仿真研究,仿真结果表明:所提方法具有设计简单、易于实现和鲁棒性好等特点,在推力器控制受限条件下,完成姿态机动的同时,有效地抑制挠性附件的振动。