本学位论文的研究对象是带有柔性附件的大型柔性航天器,研究了其大角度姿态机动控制,机动过程中的振动抑制以及姿态跟踪控制等问题。本文主要研究了以下内容。首先分析了该课题背景并研究该课题的目的和意义。对柔性航天器动力学建模和各种姿态控制方法的发展现状进行了讨论。针对变结构控制过程中的抖振问题,采用了输入成形器和正位置反馈补偿器两种振动抑制方法并对他们的概况进行了阐述。然后利用拉格朗日方法推导了柔性航天器的非线性动力学方程,并对柔性系统用模态分析法将其化为便于数值仿真的常微分常,为后续姿态控制器的分析和设计奠定基础。针对受到干扰力矩作用的柔性航天器姿态控制问题设计了经典控制器和变结构控制器,并进行了仿真分析对比。仿真结果表明,变结构控制能够较好抑制附件振动,提升中心刚体指向精度,并极大提高系统抗干扰能力。针对使用喷气推力器作为执行机构的航天器,设计了脉冲调宽调频调制器,对系统进行仿真,结果表明设计的调制器能够满足设计需求。针对变结构控制存在的抖振问题,设计了输入成形器和正位置反馈补偿器,并分别与变结构控制结合,成为复合控制系统。对系统进行仿真,仿真结果表明,两种振动抑制方法都能更好抑制附件振动,且具有良好的抗干扰能力。以柔性航天器姿态跟踪控制器设计为任务,分别设计了变结构姿态跟踪器和比例微分姿态跟踪器。针对变结构控制中的抖振问题,设计了采用双曲正弦函数代替符号函数的姿态跟踪器。仿真结果表明,变结构姿态跟踪系统的跟踪精度远高于比例微分姿态跟踪系统的跟踪精度,且使用双曲正弦函数后,控制力矩不再抖振。