带大型挠性附件复杂航天器的姿态高精度控制问题是航天领域研究的热点问题。由于复杂航天器系统存在刚柔耦合干扰、模型不确定性、执行机构输入饱和及故障等问题,对其姿态进行高精度高稳定度控制面临巨大挑战。针对零次近似模型不能很好反映挠性体变形动力学特性,本文采用一次近似建立挠性航天器完整的动力学模型,且详细分析了动力学中的刚柔耦合特性以及由于大角度快速机动引起的挠性附件“动力刚化”现象。对于模型不确定性问题,主要包括转动惯量及挠性体模态参数不确定等问题。1)针对在轨航天器其转动惯量参数不确定性问题,建立了基于转动惯量为参数的误差变量(Error-in-Variables,EIV)模型,并考虑实际中模型的输入/输出信号被有色及互相关噪声污染的情况,提出基于累积量最小二乘辨识方法。基于随机过程理论及鞅理论,对累积量自适应最小二乘方法进行了收敛性分析,证明了在某些持续激励条件下,该方法估计的参数是无偏的及一致的。2)针对柔性体模态参数的在轨辨识问题,基于OKID方法,提出利用卫星本体的角加速度作为系统的输入而不添加额外的激励信号,避免了由于额外信号带来的干扰。挠性航天器的高精度高稳定度控制面临的主要瓶颈包括模型不确定性、各种额外干扰、挠性附件振动影响、执行器输入饱和及执行器故障等。为了提高控制精度及稳定度,本文主要从以下几个方面着手:1)针对模型不确定性及额外干扰,基于逆最优方法和姿态四元数表示,通过重构控制Lyapunov函数,提出了基于挠性航天器逆最优姿态控制方法。针对四元数双值性带来的姿态控制“退绕”问题,提出抗退绕逆最优姿态控制方法。提出的该方法能同时镇定两个平衡点,避免了“退绕”问题。提出的姿态控制方法达到了H?最优控制,而无需解HJIPD方程。2)针对执行器输入饱和,考虑两种输入饱和情况:一种是执行器幅度饱和;另一种是执行器幅度与速率饱和。针对执行器这两种饱和情况,分别设计幅度受限鲁棒控制器和幅度及速率受限鲁棒控制器。通过设计新颖的饱和补偿器嵌入到反馈控制器里以消除执行器饱和对控制系统的影响,使设计的控制器在输入饱和存在情况下,控制系统仍能达到输入到状态稳定(Input-to-State Stable,ISS)。为了避免“退绕”问题,进一步提出了抗退绕幅度受限鲁棒控制器和抗退绕幅度及速率受限鲁棒控制器。3)针对航天器控制过程中执行器发生故障及输入饱和,提出幅度受限容错控制器和幅度及速率受限容错控制器。考虑三种故障情况:执行器部分失效、执行器卡住故障及执行器完全失效,建立执行器故障模型。为了设计容错控制器,提出了一个新的引理并给予严格证明。通过设计饱和补偿器消除输入饱和的影响及引入两个自适应因子估计因故障引起的未知参数,使设计的控制器在执行器故障及输入饱和都存在情况下仍能达到ISS。所设计的控制器不需要执行器故障任何先验信息。为了避免“退绕”问题,提出了抗退绕幅度受限容错控制器和抗退绕幅度及速率受限容错控制器。最后通过数值仿真分析,证实了本文所提方法的有效性。