随着现代航天任务复杂性与多样性增加，在对地观测、跟踪指向等场合对挠性卫星大角度姿态机动性能以及跟踪指向的精度提出了更高要求。本文在此背景下研究了挠性卫星大角度机动姿态控制及稳定算法，并针对机动过程中挠性附件的振动抑制设计了控制方案。主要工作包括以下几个方面：选取姿态四元数作为姿态描述参数得到相应运动学方程，并建立了挠性卫星全星动力学模型，基于挠性卫星运动学与动力学模型进行控制器设计。由于挠性卫星姿态动力学方程相互耦合，本文的总体设计思路为：将卫星姿态机动与挠性太阳帆板振动解耦，从而将其分解为两个系统，针对解耦后得到的两个系统分别独立设计姿态控制器与挠性附件振动抑制控制器。首先利用变结构思想对耦合的挠性卫星姿态机动方程与太阳帆板振动方程进行解耦，将两者之间的耦合项视为干扰，并在该干扰与外部干扰力矩存在的情况下针对姿态控制系统设计了理想的滑模变结构控制器；针对该理想滑膜变结构控制器引入的抖振问题，修改控制器使其连续化，使系统进入“准滑模”状态，此时，系统运动点将收敛于一边界层内。文章给出了边界层厚度与控制器参数间的数学关系，通过对控制器参数的选择将使系统最终满足期望的精度，以此保证系统能满足控制精度又消除抖振。针对挠性卫星转动惯量往往时变且难以获得，外部干扰力矩边界难以确定且其估计值往往具有较大保守性的问题，引入自适应控制律设计了自适应滑模控制器。该控制器不需要卫星转动惯量，并可通过自适应律对外部干扰边界进行估计；此外，仍在该前提下进一步考虑执行器输出饱和与故障，建立相应的执行器输出饱和与故障模型进行控制器设计，保证了该控制器在执行器输出饱和及故障时姿态控制系统的稳定性。针对姿态机动过程过程中及结束后太阳帆板的振动问题，基于解耦后得到的太阳帆板振动模型设计了振动抑制补偿器：将卫星本体运动耦合项视为干扰，基于压电元件对挠性太阳翼前4阶振动模态设计了正位置反馈主动振动抑制补偿器，通过分别增加各阶振动模态的阻尼抑制振动，取得了良好的振动抑制效果。