论文以大挠性多体结构卫星为研究对象,针对挠性航天器中动力学特性复杂、系统不确定性突出、控制目标增多、控制输入饱和以及高精度等特点,开展了航天器动力学与控制方法的研究。论文根据挠性多体航天器动力学与控制技术的研究现状,深入研究了航天器的动力性建模和姿态控制技术,提出了一些新的概念和解决问题的方法,主要内容如下:针对一类具有树状拓扑结构的挠性多体航天器,使用真-伪坐标形式的Lagrange方程建立了中心刚体铰接多个挠性体的航天器动力学模型,分析了挠性附件和航天器姿态的耦合作用。建模过程中集成了系统的拓扑结构信息,使模型具有通用性和程式化的特点,便于计算机编程实现。使用模型一体化简化技术对动力学模型进行降阶,得到了适合控制系统设计的低阶模型。引入多通道的思想,在LMI框架内研究了航天器姿态的多目标综合问题,设计了静态输出反馈和基于观测器的输出反馈控制器。使用内部反馈回路处理系统的不确定性,引入Lyapunov函数成形的不变椭圆和峰-峰增益使控制输入满足约束限制,得到了具有干扰抑制性能且满足控制输入约束的稳定的输出反馈控制器存在的充分条件。使用LMI优化技术,给出了求解控制器的迭代算法。控制器设计过程中引入的参数δ可以充分利用执行机构的容量,改善系统的性能。分析了模型不确定性和系统性能之间的矛盾,给出了多目标综合方法设计控制系统的一般步骤。研究了仿射参数不确定系统的静态输出反馈控制问题,给出了航天器姿态的保代价控制器设计方法。基于参数依赖的Lyapunov函数,给出了保代价控制器存在的充分条件,该条件与使用和参数无关的Lyapunov函数相比,具有较小的保守性。使用LMI优化技术给出了控制器的迭代求解算法。分析了仿射参数闭环系统的鲁棒稳定性,给出了基于LMI的最大稳定域计算方法,研究了不确定性参数变化对闭环极点的影响,分析了极点随不确定参数的变化情况。在挠性航天器姿态控制系统的设计过程中,引入协同学的思想,提出了姿态控制系统的分散协同控制结构,分析了具体的设计方案和实现过程中的关键技术。给出了大系统的控制分散化条件,在此条件下,大系统的控制问题可简化为分散的局部反馈控制器设计。对于一般关联的大系统,使用多级技术将系统控制问题分解成局部反馈和系统协同控制器设计,使用结构摄动技术设计协同控制器,给出了大系统的分散协同控制器设计方法。并将该方法推广到参数不确定性大系统,使用LMI优化技术设计分散鲁棒H∞控制器,该技术成功应用到航天器姿态控制问题中,取得了满意的控制效果。使用H∞频率分离控制技术研究了航天器的指向控制问题。将H∞频率分离控制问题转换成标准的H∞控制问题,使用多目标的H∞控制技术设计的目标跟踪输出反馈控制器,实现了频率分离控制。论文针对大挠性多体结构卫星的特殊问题,开展的挠性航天器的动力学建模与姿态控制技术研究,克服了系统的实参结构不确定性影响,解决了控制输入饱和引起的非线性问题等,得到的一些有意义的结论对姿态控制系统的设计具有一定的参考价值。