现代卫星在执行空间任务时,离不开对卫星姿态的控制,由于姿态控制存在结构上的挠性附件振动、转动惯量不确定性、空间环境的干扰力矩等不确定因素,在设计姿态控制器时需要全面考虑。否则,卫星在执行空间任务时将很难实现需要的控制精度,姿态控制速度也会受到影响,严重时可能造成卫星姿态失控。本文在基于四元数和欧拉轴/角表示的挠性卫星模型基础上,针对具有转动惯量不确定性和外界干扰力矩的挠性卫星进行有限时间滑模姿态稳定和姿态跟踪控制。本文对于挠性卫星在执行控制任务中的姿态稳定和姿态跟踪控制主要进行以下几个方面的研究。针对挠性卫星姿态控制系统存在惯性不确定性和外界干扰的姿态稳定控制情况,设计有限时间稳定的分段滑模姿态控制器。在挠性模态信息可测情况下,利用滑模控制原理结合Lyapunov有限时间稳定定理,选取分段滑模面设计出有限时间滑模姿态稳定控制器以实现挠性卫星姿态的快速稳定。通过时间响应曲线验证控制器的稳定性,并且对比等效滑模控制器,在控制速度和控制精度上具有更优性能,对于挠性模态也有更好的抑制效果。由于实际情况中卫星的挠性模态信息难以测量获取,设计挠性信息观测器估计其测量值,在此基础上设计基于挠性信息观测器的有限时间滑模姿态稳定控制器。通过仿真验证了所设计控制器的有效性以及观测器对挠性模态信息具有很好的估计能力。相比于挠性卫星姿态稳定控制,挠性卫星的姿态跟踪情况要更加复杂,针对挠性卫星系统存在惯性不确定和外界干扰的姿态跟踪控制情况,设计有限时间滑模跟踪控制器,弥补了标准滑模控制器指数收敛速度下降过快的不足,实现了挠性卫星快速到达期望姿态的控制目标。分别在挠性信息可测和不可测两种情形,设计基于有限时间的滑模姿态跟踪控制器。利用Lyapunov有限时间稳定定理证明所设计控制器均可以使系统姿态在有限时间内达到期望姿态。最后,通过仿真对比验证了控制器的有效性以及控制性能上的优越性。