现代空间飞行器的有效载荷越来越先进,结构越来越复杂,挠性振动已经成为航天器姿态控制中亟待解决的难题之一。本文以中心刚体带有挠性附件的航天器为对象,采用输入成型方法结合被控对象执行机构的不同特点设计姿态控制策略,研究改善姿态机动控制系统性能的方法,使其能够在短时间内消除挠性振动,满足姿态控制精度的要求。论文首先针对中心刚体带有挠性附件的航天器的抽象模型,应用假设模态法并基于拉格朗日原理建立了动力学模型,进而推导出易于仿真分析的状态空间模型。此外,还简要介绍了输入成型方法抑制振动的基本原理及基本设计方法。在开环控制中,针对执行机构的不同特点,讨论了输入成型方法与最优控制(包括时间最优和时间-燃料最优)结合的独立设计法和直接设计法。首先,针对变幅值的执行机构提出了最优控制与输入成型结合的独立设计法,该方法针对刚体航天器设计最优姿态机动指令,针对挠性模态设计输入成型器,最后再合成最终姿态机动指令;其次,针对常幅值的执行机构提出了二者结合的直接设计法,该方法在频域内根据零极点对消原理设计约束方程,再应用优化算法计算时滞脉冲的最佳作用时间进而来设计输入成型器。这两种方法都能够在满足执行机构要求的同时,在短时间内消除挠性振动。在闭环控制中,同样针对执行机构的不同特点,讨论了输入成型与闭环控制结合的不同控制方案。首先,针对变幅值的执行机构,闭环控制系统中仅引入PD控制器,其参数的设计只需满足闭环系统的稳定性即可,之后根据该线性闭环系统的频率和阻尼设计输入成型器即可得到振动控制效果很好的输入成型指令;其次,针对常幅值的执行机构,将PWPF调制器引入闭环系统,通过对其静态特性的分析得到了适用于本控制对象的特征参数的取值。应用扩展描述函数法分析了PWPF调制器的动态特性,并结合PD控制器的设计分析了该非线性系统的稳定性;最后针对该系统由于非线性环节的引入导致的闭环频率和阻尼不确定的特点,设计了鲁棒EI输入成型器来抑制挠性结构的振动。