随着空间技术的不断发展,高指向精度和稳定性对地观测、激光通信和太空探索等任务对航天器的姿态控制稳定性提出了更高的要求。为了获得足够多的能源,作为航天器核心供能部件的挠性太阳帆板逐渐向大型化和轻量化发展。此类型航天器的中心刚体和太阳帆板弹性模态之间的耦合效应具有很强的非线性动力学特性,在航天器进行大角度姿态机动时挠性附件会产生弹性振动,将严重影响航天器姿态稳定性。针对此问题,本文从挠性航天器的刚柔耦合动力学模型入手,通过离散变量数据集对其运行状态进行预测,提出了一种基于泛Kriging—MPSO的最优控制方法,通过数值仿真验证了控制方法的有效性,具体研究内容如下:（1）利用欧拉—拉格朗日方程建立了挠性航天器刚柔耦合动力学模型,分别采用欧拉法建立中心刚体动力学模型,拉格朗日法建立太阳帆板动力学模型,并对两者之间的耦合动力学特性进行了分析;（2）针对挠性太阳帆板振动和外界环境干扰下,挠性航天器运行状态预测失准问题,提出了泛Kriging运行状态预测方法。选用两个标准测试函数,以拉丁超立方采样法选取样本点,将其分为两组作为训练和测试样本集,分别利用泛Kriging、二阶Kriging、Kriging、神经网络和多项式响应面法对其进行拟合建模,其中,泛Kriging的拟合效率最优,拟合精度可达98.67%。此外,根据航天器运行状态模拟数据,进一步对比了神经网络和泛Kriging的预测性能,相较于神经网络,泛Kriging的训练时间节省了99%,预测精度达到99%以上;（3）针对最优控制方法中执行器最佳输出控制力矩的获取问题,提出了改进粒子群最优控制方法,在粒子群算法中引入了全局—局部信息共享项、概率突跳特性以及淘汰机制,并将其应用于航天器姿态控制。与其它智能算法进行了对比,通过26个标准测试函数的仿真结果,验证了改进粒子群算法的性能;（4）为满足挠性航天器控制稳定性要求,在改进粒子群最优控制方法的基础上引入了泛Kriging预测模型,对航天器运行状态提前预测,以最小化预测偏差、执行器待输出力矩以及太阳帆板模态振动预测为目标,采用改进粒子群最优控制方法得到执行器输出力矩,由数值仿真分析可知,本文提出的最优预测控制方法在42s内完成偏航角30°机动,在33s内完成偏航角15°,滚动角-20°,俯仰角20°的大角度姿态机动,相较于滑模变结构控制方法稳定度提高了一个量级。（5）建立了挠性航天器虚拟样机模型,开展了航天器耦合动力学响应和姿态机动控制算法的仿真验证,验证了泛Kriging—MPSO控制方法的有效性,虚拟样机结果与理论分析结果吻合较好。综上所述,本文设计了基于泛Kriging和改进粒子群的最优控制方法,在挠性太阳帆板自由振动的情况下,采用泛Kriging算法提前预测航天器运行状态,并将相关信息代入到改进粒子群最优控制器中得到执行器输出力矩,驱动航天器姿态机动的同时,补偿太阳帆板振动对平台姿态的影响,实现了大角度机动稳定控制,并且控制性能良好,姿态稳定度为±4.706×10^-3rad/s。通过与其它控制方法的对比结果,验证了本文设计的最优控制系统具有较高的姿态稳定性,相应的结论可以为大挠性航天器技术发展提供一定的参考。