随着柔性航天器大型化、敏捷化、高精度化的发展，对动力学模型的精度要求和航天器姿态控制精度的要求越来越高。然而在轨运行的挠性航天器的刚体运动将激发柔性附件的弹性变形运动，由于在太空中环境阻尼很小，并且柔性轻质材料的结构阻尼也很小，因此振动被激起后将影响控制精度并且很难衰减。因此研究挠性航天器的动力学模型并设计其姿态控制系统及对柔性附件进行振动抑制具有重要的意义。本文以大挠性多体结构卫星为研究对象，深入研究了航天器的动力学建模和姿态控制及对柔性附件的振动抑制问题，主要研究内容和结果如下：针对空间柔性的太阳帆板作为卫星的柔性附件，对太阳帆板应用有限元方法将其划分为矩形单元，建立其帆板上任意点弹性位移和节点位移列阵关系，进而建立了太阳帆板有限元分析模型。以双帆板卫星为例，以上述帆板为柔性附件应用达朗贝尔原理和拉格朗日法分别建立了柔性航天器在轨姿态机动的动力学模型及柔性附件振动模型，为柔性航天器姿态在轨机动中的主动振动抑制问题的研究奠定了基础。针对基于动量轮为执行机构的柔性航天器应用分力合成主动振动抑制方法。首先，通过对动量轮控制电路的输入以分力合成的方法按照分力合成基本原理设计，仿真说明对考虑卫星三轴耦合作用的系统能够十分有效的在控制过程中实现振动抑制。同时，分力合成方法能够是将一个较大的输入量分解成较小的符合要求的输入，这样就可以实现对系统中电流的峰值有效的调节，为系统的设计提供更为宽裕的余量。其次，出于对系统控制的已达到一定控制角度的需要，对增加PD环节系统输入应用分力合成方法。仿真结果表明应用分力合成后的PD控制，在不改变原系统情况下具有更优的性能指标，更容易进行控制的特点。