新一代航天器的突出的特点是具有大型的挠性附件（包括太阳帆板、天线等）。在航天器的机动过程中，航天器中心刚体和挠性附件之间存在着强烈的刚挠耦合，会导致这些挠性结构的持续振动，又由于太空无大气，不存在空气阻尼，挠性附件的振动衰减缓慢。本文提出了将SMA丝植入帆板结构中，通过加热和冷却各个SMA丝的控制方法实现帆板的最优主动控制，并同时对整个挠性系统进行变结构输出反馈控制，这样的混合控制方法有效抑制帆板的振动。其研究内容主要包括以下几个方面： 对形状记忆合金的特性和力学行为进行了综述。回顾了多种形状记忆合金本构关系模型，并对各种模型的优缺点加以论述，选择Brinson本构模型作为本文的计算模型。根据形状记忆合金的本构关系和热力学方程，研究了形状记忆合金的驱动特性，提出了提高形状记忆合金驱动器作动频率的有效方法。 利用Lagrange方程推导了植入SMA丝后的帆板运动方程、挠性航天器的动力学模型、SMA驱动器的作动方程。并采用模态分析方法，进一步将挠性航天器的耦合方程规范化，使之适应于变结构控制系统的分析和设计。 对帆板实施最优主动控制进行了分析研究。推导了植入形状记忆合金丝帆板的恢复力模型，提出将形状记忆合金丝分组交替加热的控制方法，通过算例分析验证了利用形状记忆合金对帆板进行最优主动控制的有效性，并探讨了形状记忆合金驱动器的设计问题。 最后，考虑挠性结构模态不可测、模型存在不匹配不确定性及外干扰力矩的作用，设计变结构输出反馈控制器，使所得闭环系统具有良好的动态性和较强的鲁棒性，通过MATLAB仿真表明，本文提出的方法是可行而有效的。能够有效地抑制各种非匹配确定性因素和外界干扰的所带来的挠性构件的振动。