为了降低卫星的总质量,延长其使用寿命,现代卫星通常采用中心刚体带挠性附件的结构。同时,随着对卫星指向精度、姿态稳定度等要求的提高,越来越多的卫星使用控制力矩陀螺作为其执行机构来完成姿态控制任务。此外,在轨运行的卫星还常常受到系统参数、执行机构摩擦、外部干扰等不确定性因素的影响。因此,挠性卫星姿态控制系统是一个强耦合、具有不确定性的非线性系统。为了完成各种在轨运行任务,卫星姿态控制系统必须具备良好的控制性能,控制算法不仅要抑制姿态控制系统中非线性、不确定性等因素的影响,还要尽可能地减小挠性附件的振动。本文针对以单框架控制力矩陀螺为执行机构的挠性卫星姿态机动控制方法和姿态引导方案进行研究,主要工作分以下三方面：使用单框架控制力矩陀螺群作为卫星的执行机构,针对陀螺群运行过程中存在的奇异问题,采用了广义鲁棒伪逆操纵律,一旦陀螺群陷入奇异状态,操纵律将控制陀螺群产生一个微小的修正力矩,陀螺群便可自行脱离奇异状态。在广义鲁棒伪逆操纵律的基础上,针对单框架控制力矩陀螺群中普遍存在的机械摩擦,设计了对摩擦进行补偿的自适应鲁棒伪逆操纵律,该操纵律对动摩擦系数具有自适应能力,从而抑制了动摩擦对陀螺群的影响。针对挠性卫星姿态机动时受到系统参数、执行机构等多种不确定性因素的影响,提出了一种自适应姿态控制算法,采用径向基函数神经网络逼近不确定性项,并通过将该控制律和自适应鲁棒伪逆操纵律相结合,进行一体化设计,回避了单框架控制力矩陀螺群的奇异问题。考虑到挠性附件与卫星本体间的耦合作用使附件振动对卫星姿态控制有很大影响,设计了一种考虑柔性动力学的挠性卫星姿态控制算法,在推导时考虑了不依赖挠性附件模态信息的柔性动力学,改善挠性卫星姿态控制系统的控制精度。针对卫星姿态机动时初始角速度不为零的情况,控制卫星进行拟欧拉旋转。为了减小挠性卫星姿态机动过程中角加速度突变激起的挠性附件振动,提出了一种姿态引导方案,该方案基于四元数式进行设计,可以有效避免卫星姿态奇异问题。针对挠性卫星静止到静止机动过程,设计卫星绕欧拉特征轴旋转的角加速度为抛物线型。考虑到卫星因受外部干扰、挠性附件振动等影响,机动时的初始角速度非零的情况,提出了一种适用于运动到静止机动的非对称正弦型欧拉特征角加速度姿态引导方案。仿真结果表明,提出两种姿态引导方案能够避免姿态奇异问题,且能有效减小挠性附件的振动,提高挠性卫星姿态控制系统的快速性和稳定度。