复杂多变的航天任务,对航天器的控制系统提出了更为严苛的标准。更优良的控制性能依赖于更精确的的动力学模型以及更完善的控制器设计。传统的建模思路是分别进行轨道以及姿态建模,这种分开建模的方式的精度越来越难以满足需求。另一方面,当带挠性附件的航天器执行高精度航天任务时,还需考虑挠性附件造成的影响。本篇学位论文对带挠性附件的航天器的姿态-轨道耦合建模以及其一体化的控制进行研究,主要进行了下面四个部分的研究:首先,对带挠性附件航天器进行姿轨、刚柔耦合动力学建模。本文选择对偶四元数与旋量数学工具来描述航天器的姿-轨耦合动力学模型,用同一套数学工具对轨道和姿态的运动进行描述。推导得出本体坐标系下的挠性航天器动力学方程组,然后基于刚体一般运动的动力学方程推导得出基于对偶四元数的挠性航天器姿态轨道耦合模型,进而得出挠性航天器姿轨耦合误差动力学模型。其次,根据推导得出的挠性航天器姿轨耦合误差动力学模型,进行一体化控制器设计。设计了线性滑模鲁棒控制律,在所设计的控制律作用下,状态误差能够渐近收敛至期望状态;设计了终端滑模鲁棒控制器,所设计的控制器能够在有限时间内完成对期望状态的跟踪;设计了快速终端滑模鲁棒控制器,所设计的控制器作用下可系统能够在有限时间内以更快的收敛速度完成期望状态跟踪。然后,针对在轨飞行期间航天器陀螺仪故障导致角速度信息不准确或速度信息不可测量等情况,设计了无速度旋量的挠性航天器姿轨耦合控制器。首先推导无干扰作用下基于滤波器的刚体航天器无速度旋量信息姿轨耦合输出反馈控制器,并且将控制器设计推广到挠性模态信息可知且无外界扰动情况下的挠性航天器无速度旋量姿轨耦合控制器。然后针对更为一般的情况设计扩张观测器,并基于该观测器,设计了挠性航天器姿轨耦合控制器。最后,对挠性航天器在姿轨控制中的挠性附件振动抑制问题进行研究,设计了抑制挠性部件振动的航天器鲁棒姿轨耦合控制器。首先,当挠性模态坐标已知的情况下,分别针对耦合系数矩阵列满秩与列不满秩的情形设计了挠性振动抑制控制器。然后在挠性模态坐标不可知且无扰动的情况下,基于观测器技术,分别针对耦合系数矩阵列满秩与列不满秩的情形设计了反馈控制器,保证了状态轨线的有限时间跟踪性能且实现了对挠性振动的有效抑制。