目前,我国航天事业飞速发展,航天器的各种关键技术研究逐渐突破。航天任务的多样化和结构轻量化,导致了航天器结构的大型化和挠性化。诸如大挠性太阳能帆板等挠性结构部件的振动极易引起航天器中心刚体的姿态运动,从而影响在轨任务的执行,甚至引起航天器的中心刚体载荷失效和任务失败,所以针对航天器大挠性太阳能帆板的振动控制方法研究具有十分重要的意义。本文研究分析了航天器大挠性太阳能帆板的分布式振动控制方法,研究内容主要包括以下四部分:首先,分析了航天器大挠性结构在轨振动抑制控制的国内外研究现状,然后针对航天器的大挠性太阳能帆板,采用全局模态建模方法,建立安装有压电陶瓷作动器和传感器的航天器大挠性太阳能帆板动力学模型。运用非对称的Bouc-Wen模型对压电陶瓷的迟滞特性进行拟合,通过遗传算法对参数进行寻优求解。同时分析了现有常用两种控制方法:集中式控制方法和基于LQR控制器的分布式控制方法,基于Simulink仿真模型将两种控制方法应用于相同参数的太阳能帆板进行仿真研究,验证了分布式控制方法应用于大挠性结构振动抑制的优越性。其次,将航天器的大挠性太阳能帆板划分出32个作动器和传感器的安装位置,根据建立的航天器大挠性太阳能帆板模型,采用更加具有通用性的基于系统可控度/可观度最大的位置优化准则,分别运用遍历法和遗传算法对8组作动器和传感器的安装位置进行了寻优计算,得到了有备选安装位置和无备选安装位置的两种情况下的最优解,通过对寻优结果的对比分析,验证了在无备选安装位置的情况下对作动器和传感器进行位置优化配置,系统的可控/可观度更优。然后,针对大挠性太阳能帆板系统,运用建立的动力学模型,考虑到邻接控制子模块产生的控制力和振动的耦合影响,设计了一种分布式控制方法。根据李雅普诺夫稳定性理论,验证了大挠性太阳能帆板控制系统的稳定性。并建立Simulink仿真模型与本文分析过的两种控制方法进行对比,证明了本文设计的控制方法的正确性和优越性。对压电陶瓷作动器的迟滞特性进行了前馈补偿控制,避免控制过程中因升降压引起的误差,并建立Simulink仿真模型验证了前馈补偿控制的准确性。最后,在Recur Dyn软件中建立太阳能帆板的虚拟样机模型,采用Simulink和Recur Dyn联合仿真的形式,验证本文设计控制方法的控制性能。与未进行作动器和传感器位置布局优化的情况进行仿真对比,验证本文所设计的作动器和传感器安装位置对于控制效果的有利影响。然后进行本文设计的分布式控制方法与其他控制方法的对比分析,从而进一步验证本文所设计的控制方法的正确性和优越性。