随着卫星技术的进步和其业务范围的拓展,快速高精度的数据获取能力成为下一代卫星的发展需求。针对该需求,本文对考虑挠性的航天器姿态快速机动及跟踪问题进行研究,主要内容如下:针对挠性航天器的快速姿态机动问题,提出了一种可以同时实现机动时间最优和机动过程中挠性部件振动抑制的轨迹规划策略。轨迹的平滑性通过约束轨迹规划中力矩变化率的幅值来实现。通过时间指标和平滑指标的加权组合,可以获得一定平滑意义下的时间最优轨迹,另外,通过调节指标权值可以得到不同平滑程度和机动时间的目标轨迹。针对挠性航天器的姿态跟踪问题,首先给出了一种可以预设跟踪误差四元数响应过程的控制律。跟踪控制律中引入了神经网络来逼近姿态运动模型的非线性以及外界干扰,神经网络的参数调整由在线自适应律完成。其次,基于误差驱动的控制思想,提出了一种模型无关的可以预设姿态跟踪误差四元数及误差角速度响应过程的跟踪控制律,并指出随着参数选择的不同,控制律有两种简洁有效的特殊形式。通过推导挠性航天器姿态跟踪的Lagrange模型,证明了跟踪控制器的稳定性。通过平衡控制律对误差四元数和误差角速度的敏感性,大幅降低了控制器实际应用中的控制频率。最后,通过跟踪微分器的使用给出了无角速度测量时的姿态跟踪控制律。通过引入基于死区的饱和模型,理论上解决了控制力矩饱和受限时的稳定性证明问题。同时给出了工程可参考的预设性能参数设计方法。