航天科技日益发展,航天器需要具有很高的姿态控制精度,以完成各种精细复杂的空间任务,而现代航天器通常携带有挠性附件,在挠性航天器姿态机动的过程中,存在于挠性附件与中心刚体之间的耦合,会造成挠性附件的振动,影响航天器的姿态控制精度,从而导致整个系统性能的下降。因此,挠性航天器的姿态控制及振动抑制问题引起了广泛关注,国内外众多学者对此问题进行了研究。以往的控制器设计方法算法复杂且超调量大,同时地面模拟微重力试验不能完全消除重力的影响,而重力势及其方向性对挠性太阳能帆板的振动特性存在影响。因此,本文充分考虑重力对挠性航天器控制的影响,建立了考虑重力影响的挠性航天器模型,并采用相对算法简单的控制方法对挠性航天器进行姿态控制及振动抑制,具体内容如下:首先,针对挠性航天器从地面试验阶段到空间应用阶段重力项的变化问题,以单轴转动的挠性航天器为研究对象,基于基本力学定理,采用Newton-Euler法建立了考虑重力效应的挠性航天器动力学模型。并分别对其在地面试验阶段和空间应用阶段的振动特性和姿态控制效果进行仿真研究。其次,针对不同重力环境下挠性航天器姿态控制及振动抑制问题,设计自抗扰控制器,利用自抗扰控制器不依赖于被控对象精确的数学模型的优点,采用扩张状态观测器估计系统的总和扰动,同时设计正位置反馈补偿器,实现振动的快速衰减,并通过仿真研究验证了控制算法的有效性。最后,针对自抗扰控制器参数众多的问题,提出了一种自适应反演滑模控制策略,根据反演原理设计滑模控制器以实现在模型和干扰不确定因素的影响下对挠性航天器的控制,并采用自适应控制对不确定项的上界进行实时估计,最终实现对不同重力环境下挠性航天器的姿态控制及振动抑制。