自20世纪50年代以来,随着航天技术的迅猛发展,挠性航天器姿态控制问题得到了密切的关注和广泛的研究。挠性航天器姿态控制系统是一个多输入多输出、耦合的不确定非线性系统,为了完成姿态控制任务,要求所设计的控制规律具有较高的鲁棒性以及参数自适应能力。本学位论文结合国家自然科学基金项目“一类挠性航天器主动振动鲁棒控制技术研究”(60774062)和高等学校博士学科点专项科研项目“挠性多体结构卫星主动振动控制技术研究”(20050213010),从理论和应用两个方面针对挠性航天器姿态鲁棒非线性控制算法进行了深入和细致的研究。主要完成以下几个方面的工作:针对存在惯量参数不确定、外干扰力矩的挠性航天器姿态控制问题,提出一种动态输出反馈鲁棒姿态控制方案。首先,基于挠性航天器动力学模型,给出状态反馈姿态控制器设计方法;在此基础上,提出动态输出反馈鲁棒控制器设计方法;进一步,为了降低设计的保守性,提出一种自适应参数设计方法,并基于Lyapunov方法给出了系统稳定性证明。理论分析表明,所构建的姿态控制器是模型参数独立的(即不依赖于航天器的转动惯量),并且不需要预知外干扰力矩的上界。仿真表明所提出的控制方案可以保证挠性航天器完成姿态控制任务,同时有效地抑制了挠性附件的振动,对于转动惯量的摄动及外干扰力矩具有很好的鲁棒性。针对带有非线性(饱和/死区特性)输入的挠性航天器姿态控制问题,提出一种自适应变结构输出反馈控制方案。首先,给出一类不确定系统的变结构输出反馈控制器的设计步骤;在此基础上,针对控制输入存在饱和/死区特性的非线性输入问题,给出滑模存在条件以及变结构输出反馈渐近稳定控制器和指数稳定控制器;为了降低设计的保守性,提出一种自适应参数设计方法,基于Lyapunov方法分析了滑动模态的存在性及稳定性;最后,将本章提出的控制方法应用于挠性航天器的姿态控制,仿真结果表明,尽管存在输入非线性,所提方案不但可以保证完成姿态控制任务,而且可以有效抑制挠性结构的振动,对参数不确定性具有很强的鲁棒性。针对存在模型不确定性因素的挠性航天器姿态机动问题,提出一种主动控制策略。首先,基于T-S模糊滑模控制技术设计了姿态机动控制器,为了抑制挠性结构的振动,设计了应变速率反馈补偿器(SRF)以增加挠性结构的阻尼,使振动能够很快地衰减;其次,提出一种基于模糊逻辑补偿思想的鲁棒主动控制策略,理论分析和仿真结果表明,该算法可以取得较好的控制效果;最后,针对采用推力器作为执行机构的挠性航天器提出一种自适应滑模控制姿态控制算法,结合脉冲调宽调频(PWPF)技术应用到喷气推力器的控制中,使其产生所需要的控制力矩脉冲序列。仿真结果表明所提出的控制策略对挠性航天器惯量参数具有自适应能力,对扰动具有良好的鲁棒性。针对带有执行机构动态特性的挠性航天器姿态跟踪问题,基于后步滑模及主动振动控制技术提出一种鲁棒主动控制策略。首先,采用自适应后步法结合主动振动控制技术设计了姿态跟踪鲁棒控制器,基于Lyapunov方法分析了系统的渐近稳定性;在此基础上,显性地考虑了执行机构动态特性问题,将整个设计过程分为两个步骤:第一步采用滑模控制技术设计了变结构虚拟控制器,给出自适应控制律的设计方法;第二步,将后步法与滑模控制技术相结合,设计了姿态跟踪鲁棒控制器,给出飞轮电压的输入算法及稳定性分析;最后,将提出的控制方法应用于挠性航天器的姿态跟踪控制,通过数值仿真对所提方法的可行性与有效性进行分析和验证。