随着航空航天工业的发展,轻量化、大尺寸柔性结构部件的配装与应用已经成为一种发展趋势。然而,由于柔性结构部件具有较低的阻尼比和模态频率,易发生大幅度且持续时间较长的振动,甚至多结构间会出现共振现象,从而影响航天器姿态和位置控制精度。因此在航天应用中,柔性结构的主动振动控制一直是一个关键的基础问题。本文结合中国航天科技集团某研究所的自主研发项目“模态试验32点激振力控制仿真”课题,对粘贴有压电作动器的航天器柔性结构部件,从动力学建模到主动振动控制进行理论分析并展开了深入的研究,其主要内容如下:针对航天器柔性结构部件的不同约束边界条件,考虑柔性结构部件中平面拉伸现象,利用Hamilton原理建立了柔性结构部件和具有柔性结构部件的航天器姿态非线性全局模态动力学模型。考虑到基于Galerkin法的动力学模型模态约束简化引起的模态缺失问题,提出将残余模态用模型不确定性表示并通过控制设计对其进行补偿的改进方法,避免控制溢出影响。针对柔性结构部件动力学模型振型参数获取问题,提出基于模态试验多点激振力控制系统的实数域二阶拟牛顿控制方法。对于存在输出信号多频率干扰的情况,并考虑多点激振导致的干扰性振动传导耦合现象,为使模态试验多点激振力控制系统达到期望的激振力控制性能指标,基于实数域变换方法设计了含有比例谐振滤波器的实数域二阶拟牛顿迭代控制器;进一步考虑多点激振控制迭代周期较长的情况,基于模糊频响矩阵提出了一种实数域迭代控制器优化方法。最后,通过仿真验证模态试验多点激振力控制系统的实数域二阶拟牛顿控制器控制性能,并根据仿真数据提取柔性结构部件模态振型,验证了振型准确性对主动振动控制的影响。针对柔性结构部件主动振动控制问题,提出同时考虑分布式干扰、压电作动器饱和、模型不确定性和振动位移受限的状态限制滑模主动振动控制方法。其中,对于系统中存在分布式干扰的情况,利用非奇异快速终端滑模面和指数趋近律,设计了滑模主动振动控制器;对于系统中同时存在分布式干扰和振动位移受限的情况,分别基于对称界限函数和非对称界限函数,同时结合非奇异快速终端滑模面,设计状态限制滑模主动振动控制器;进一步在上述问题的基础上,对于柔性结构部件动力学模型模态约束简化引起的模型不确定性和PZT压电作动器输入饱和问题,设计了基于RBF神经网络和辅助系统的状态限制滑模主动振动控制器。通过Lyapunov稳定性理论证明所设计控制器的稳定性,并在数值仿真分析中与T-S模糊状态反馈控制器进行对比,验证了在所设计控制器的作用下柔性结构部件主动振动控制系统具有更快的收敛时间和更高的振动控制精度。针对具有柔性结构部件的航天器姿态主动振动控制问题,提出同时考虑模型不确定性项中含有耦合变量和PZT压电作动器存在Backlash磁滞的姿态控制方法和主动振动控制方法。其中,对于存在外部干扰力矩、模型不确定性和姿态执行器饱和的柔性航天器姿态控制分系统,考虑到姿态与振动之间存在的耦合现象,基于非奇快速终端滑模面和辅助系统,同时结合模型不确定性的可变上界和自适应控制理论,设计了有限时间稳定的自适应滑模姿态控制器;对于同时存在PZT压电作动器磁滞、模型不确定性、分布式干扰和振动位移受限的柔性结构部件主动振动控制分系统,基于RBF神经网络和非奇异快速终端滑模面,利用对称界限函数,设计了状态限制滑模逆Backlash主动振动控制器。利用Lyapunov稳定性理论证明所设计控制器的稳定性,并通过仿真验证了所设计柔性航天器姿态主动振动控制系统的有效性,同时在所设计控制器的作用下能够有效抑制航天器柔性结构部件的非期望振动,并且航天器姿态收敛速度更快,指向精度更高。