随着航天技术的发展以及太空任务的需求,现代航天器朝着越来越轻型化、柔性化的方向发展因而可以减轻航天器的重量、延长航天器在轨时间。挠性航天器的特点之一表现在动力学模型是高度非线性耦合的。另一方面挠性附件的剧烈振动可能会导致结构的破坏或者影响姿态控制系统的效果。现有的研究方法都是保证姿态误差能渐进收敛,然而很多太空任务都要求航天器具有快速机动的能力。因此本文针对挠性航天器有限时间姿态机动控制问题进行了研究。首先,基于航天器姿态运动学和姿态动力学,利用哈密尔顿原理推导了挠性航天器动力学方程。讨论了动力学方程的离散方法:假设模态法和有限元法,分析了各自的优缺点。最后利用假设模态法得到的离散化方程用以航天器姿态的控制。其次,针对rest-to-rest姿态机动控制问题,设计了PD控制律以及加入了干扰修正项的PD控制律,仿真结果表明该控制律鲁棒性较差,在扰动较大的时候,航天器无法到达期望的姿态并且挠性附件的振动也难以消除。再次,为了提高控制性能,针对航天器快速机动时的鲁棒性问题,提出了一种基于终端滑模变控制的有限时间控制策略,并设计了基于李雅普诺夫函数的闭环反馈控制律,使航天器能在任意有限的时间内达到目标状态。鉴于实际应用中,干扰和模型不确定性的上界难以获得,设计了自适应律用以估计未知不确定性的上界并结合有限时间控制器设计了控制系统。最后,本文针对控制输入受限的挠性航天器有限时间控制问题,提出了姿态机动路径优化和终端滑模变控制相结合的控制策略。其中,姿态机动路径优化用以解决控制力矩受限的问题以及起到抑制挠性附件振动的作用,路径优化设计通过高斯伪谱法求解得到。在此基础上,基于终端滑模变控制算法的有限时间控制律用以跟踪上述姿态机动路径。最后,将该控制方法用于挠性航天器的姿态机动控制,并进行数值仿真研究,仿真结果表明该方法在控制力矩受限的条件下,能进行快速的姿态机动,并且有效的抑制挠性附件的振动,且对环境干扰具有较强的鲁棒性。