对地观测的大型挠性航天器需要长时间在轨运行，并连续摄像，其姿态控制的精度已成为决定其成像质量的关键因素之一。在轨运行时，为了进行立体成像或对特定目标成像，需要进行大角度快速姿态机动控制。但大型挠性航天器动力学具有显著的非线性和刚柔耦合特性，存在转动惯量、干扰力矩等不确定，受到测量和执行机构的限制，大角度快速机动时挠性附件易被激发持续振荡，使得姿态控制精度大大下降，严重影响成像质量。因此，研究挠性航天器大角度快速姿态机动控制具有重要的理论意义和很高的应用价值。　　针对大型挠性航天器姿态大角度机动快速性、稳定性和稳态精度之间的矛盾，本文采用多目标优化的思想，研究了姿态机动路径规划、控制器设计、姿态机动路径和控制器参数联合优化等问题，并进行了数字仿真和地面模拟实验验证，主要内容如下:　　针对大角度快速姿态机动中挠性附件容易受激振动的问题，分析了航天器的刚挠耦合特性，考虑了测量机构和执行机构的限制，提出了两种非对称型姿态机动路径的规划方法，一种是固定角速度加速段时间、延长减速段时间、调整匀速段时间，另一种是固定角速度加速段和匀速段时间、延长减速段时间。在此基础上，分别规划了角加速度和角加加速度按照正弦函数柔化的机动路径。仿真结果表明，所提非对称路径规划方法有利于减少对挠性振动的激发。　　针对挠性航天器惯量不确定和受干扰影响的问题，研究了两种姿态机动鲁棒控制器设计方法。提出了一种基于界函数的综合计算力矩法和PD控制的鲁棒控制器设计方法，对非线性进行部分补偿，并增加鲁棒控制项提高系统的鲁棒性。针对航天器惯量参数不确定的问题，提出了一种自适应鲁棒控制器设计方法，进一步提高了系统的自适应能力。仿真结果表明，所提姿态机动鲁棒控制方法有效提高了挠性航天器姿态机动的控制性能，并对惯量参数不确定和干扰力矩具有较强的鲁棒性。　　为进一步提高姿态大角度机动的快速性和稳态精度，提出了一种基于多目标优化算法的姿态机动路径和控制器参数联合优化方法，采用精英机制的多目标优化算法，设计了路径参数和控制器参数同时寻优的优化模型。提出了一种基于变种群规模且柔化阈值取值的r支配多目标优化算法，保证个体多样性，利用偏好信息引导优化搜索方向，具有较高的求解效率。仿真结果表明，所提联合优化方法和多目标优化算法显著提高了姿态机动的控制性能。　　通过航天器姿态机动地面模拟系统验证了所提姿态机动路径、控制器参数联合优化方法的有效性。在现有的实验条件下，设计了基于三轴气浮台的姿态机动控制的实验方案，进行了挠性航天器姿态大角度机动控制的地面模拟实验，实验结果验证了所提路径规划方法、控制器设计方法和基于多目标优化算法的联合优化方法的有效性。