近年来,随着深空探测、空间碎片清除等复杂航天任务的不断发展和实施,航天器结构朝着大型化与复杂化的方向发展。由于这些大型航天器的重量受制于运载器的运载能力以及对成本的控制,因此其多带有轻质的挠性附件。对于此类挠性航天器,由于空间干扰及挠性振动与中心刚体的耦合影响,使得其正常运行成为一种挑战。航天器能够正常完成任务的必要条件是其姿态控制要达到相关要求,因此,本文主要针对挠性航天器的振动抑制及姿态控制问题进行研究,主要包括以下内容:首先,给出了后文研究中公用到的一些定义、引理及基础知识。然后,简要地给出了建立挠性航天器姿态动力学方程所需要的几种坐标系定义。最后,给出了挠性附件振动的动力学模型、挠性航天器的姿态动力学和运动学模型。针对振动抑制问题,将其考虑为对挠性结构的振动控制,设计了基于独立模态空间的主动振动控制器。首先,考虑到实际中模态速度难以获得,设计了龙贝格状态观测器对其进行观测。进一步地,将挠性附件与中心刚体的耦合作用及受到的外界干扰视为总干扰并基于预设性能方法设计了振动控制器。数值仿真显示,所设计的主动振动控制器能够有效抑制挠性附件在不同类型干扰下的振动,具有鲁棒性强、振动衰减快等优点。针对姿态控制问题,首先使用神经网络对挠性振动的耦合作用及外界干扰总和进行逼近,然后结合预设性能方法并使用一种有限时间性能函数设计了挠性航天器有限时间姿态控制器。通过姿态跟踪和姿态稳定控制两组仿真,表明了设计的控制器能够满足期望的动态过程和在有限时间内达到稳态精度的特点。虽然挠性航天器的姿态能够通过上述设计的控制器得到很好的满足,但是仿真中发现,挠性附件的振动依然比较大且在较长时间内存在。为了解决这个问题,设计了姿态控制与振动抑制的复合控制策略。为了降低实际应用的难度,考虑仅使用压电作动器而不使用压电传感器,因此设计了模态观测器对模态信息进行观测,基于模态观测信息设计了振动抑制控制器,并结合姿态控制设计了复合控制策略,通过Lyapunov稳定性理论分析了整个闭环系统的稳定性。将仿真结果与不加振动抑制时进行对比可以发现,设计的复合控制器不仅能够实现对姿态控制的要求,而且能够同时保证挠性附件振动的快速衰减。