目前在轨运行的卫星往往带有运动部件及大型太阳帆板，为了完成特定的任务，星上运动部件往往需要始终指向某个目标。由于挠性太阳帆板的干扰，以及运动部件与卫星本体的耦合作用，使得运动部件指向目标的控制系统的设计问题变得非常复杂。本文主要研究了星上运动部件指向并实时跟踪空间非合作目标的控制系统的设计问题，具体内容分为如下三个方面。设计了搭载二自由度刚性运动部件及大型挠性太阳帆板的卫星发射平台的物理结构，建立了卫星发射平台的运动学模型。基于欧拉方程，建立了卫星发射平台的刚体动力学模型。采用集中质量法描述太阳帆板的振动，在刚体动力学模型的基础上推导了卫星发射平台的刚柔耦合动力学模型。对刚柔耦合动力学模型进行线性化处理后，卫星本体姿态动力学模型的滚转及偏航两个通道相互耦合；而卫星本体姿态动力学模型的俯仰通道、刚性运动部件的滚转通道及刚性运动部件的偏航通道均为独立的单入单出系统，与其它通道没有耦合作用。将卫星本体滚转及偏航通道视为双入双出被控对象，推导出可以使其解耦并满足实际响应速度及稳态误差要求的期望系统矩阵，然后用特征结构配置的方法对其进行模型匹配。对于另外三个独立的单入单出系统，考虑到控制任务为参考信号的渐进跟踪，首先将输出与参考信号作差后积分得到原系统的增广系统，然后依据控制系统响应速度的要求选择增广系统的期望闭环极点并进行极点配置。对于卫星发射平台的俯仰通道，考虑到该通道会受到挠性太阳帆板的干扰，为分析其稳定性，借助经典控制理论中利用Bode图确定相对稳定性的方法，分析了该通道的闭环控制系统的幅值裕度及相角裕度。推导了某空间非合作目标相对于卫星发射平台的方位的解析表达式，将其作为控制系统数值仿真的参考输入信号。基于卫星发射平台的刚柔耦合动力学模型，利用Simulink搭建了卫星发射平台控制系统的仿真模型并进行了数值仿真。仿真结果表明，星上运动部件指向并实时跟踪空间非合作目标的响应速度及稳态误差均达到了期望的性能指标。