在轨运行的航天器,要求姿态敏感器在工作范围内快速完成航天器姿态机动任务,而敏感器只有在一定的角速度范围内才能正常工作,同时,为了完成拍照、侦查等航天任务也要求航天器的角速度不能过大,因此角速度受限是航天控制系统经常遇到的重要问题之一。现代航天器都带有大型挠性附件,挠性附件的伸缩和振荡将会引起转动惯量的变化从而造成参数不确定性;航天器又会受到各种干扰的影响,这些都是在实际工程中要解决的重要问题,也是本文研究的重点。本文针对挠性航天器在姿态机动过程中角速度受限问题进行了研究,主要任务是设计角速度受限的姿态机动控制器,保证在干扰力矩存在的情况下,既能有效地抑制挠性模态的振荡,又对参数不确定性具有较好的鲁棒性。主要包括以下几个方面:根据相关原理和有关文献建立了挠性航天器的运动学和动力学模型,并简单回顾了稳定性的有关知识,为以下章节控制系统的设计和分析奠定了基础。为了降低系统的设计难度把挠性航天器模型做了简化处理,把挠性航天器作为准刚体处理,在这种情况下设计了两种控制器:第一种不考虑航天器的转动惯量的变化;另一种考虑转动惯量的参数不确定性设计了自适应控制器。通过仿真验证,两种控制器都能在角速度受限的情况下保证姿态机动的稳定性。这种简化处理只能适应于挠性模态幅值较小的情况,当模态幅值较大时会使系统产生振荡。最后,为了在挠性模态幅值较大时依然保证系统的性能,设计了挠性模态观测器,以此来获得挠性模态的估计值,从而对挠性模态进行抑制。同样也分转动惯量已知和未知两种情况设计了控制器,使得控制器既抑制了大幅值挠性模态时产生的震动,又能对参数不确定性具有很强的鲁棒性,并通过仿真验证了控制器设计的可行性和有效性。