带有大型挠性附件的现代航天器,在完成大角度姿态机动任务时,常常会引起附件大幅度振动,不仅会严重影响姿态的稳定性能,还有可能损坏附件。因此,振动抑制是挠性航天器姿态控制须要解决的首要问题。本文对挠性航天器姿态的快速平稳机动方法展开了研究,主要内容有：建立了挠性航天器单轴姿态动力学模型,在姿态控制系统中引入输入成形技术,设计前馈控制器。考虑到刚柔耦合对闭环系统参数的影响,根据整个闭环系统的振动频率和阻尼比信息,设计了多模态输入成形器,采用了一种基于输入成形技术与反馈控制相结合的主动振动抑制策略。仿真结果表明,这种闭环输入成形器能够更有效地抑制挠性附件的振动及减小机动时间。为了保证航天器姿态平稳性的同时,进一步减少输入成形器带来的时延,在分析控制系统各参数与闭环模态参数关系的基础上,提出了一种基于输入成形的优化控制方法,以实现挠性航天器姿态快速平稳机动。通过对闭环系统的柔性模态设计输入成形器,抑制挠性附件的振动；在此基础上,设计了一种包含机动时间、稳定时间及模态振动能量的优化性能指标,依此来选取闭环系统的刚体模态阻尼比,并优化反馈控制参数,以提高中心刚体运动的平稳性。仿真结果表明,所提方法可提高挠性航天器姿态机动的性能。针对挠性航天器使用执行机构的“喷气-飞轮”工作模式进行moving-to-rest大角度姿态机动时,喷气开关动作易激发挠性附件振动的问题,设计了一种ZVMM (Zero Vibration for Moving-to-rest Manoeuvre)成形器,对Bang-Bang控制下的喷气指令进行成形；为进一步抑制喷气过程中模态参数突变引起的振动,提出了一种利用ZVMM成形器和参数辨识,对喷气指令进行“二次成形”的方法：为了提高稳态控制精度,在姿态机动结束时将执行机构切换成输出力矩可连续变化但幅值较小的飞轮,并采用变结构控制律进行稳定控制。仿真结果表明,该方法不仅能使航天器快速平稳地完成moving-to-rest大角度姿态机动,而且还能有效抑制模态参数突变引起的挠性振动。对比研究了输入成形器与数字滤波器在振动抑制上的区别以及控制性能上的差异。设计了基于IIR的切比雪夫低通数字滤波器对参考指令滤波,并分别对两种方法得到的姿态角加速度响应进行了频谱分析。仿真结果表明,输入成形器和数字滤波器对挠性附件的振动抑制均具有良好的效果,但成形器在快速稳定及稳态控制精度上优于滤波器。