随着航天技术的不断发展，在轨航天器需要执行越来越多的任务，对姿态控制技术提出了越来越高的要求。近年来，航天器的姿态控制在不断提高硬件配置的性能与精度的同时，对姿态控制的算法研究呈现越来越热的趋势。基于特征模型的航天器自适应控制由于其在参数、阶数未知和难以精确建模的复杂对象的精确控制中所独有的优势，在航天器姿态控制领域展示了很好的应用前景。本文从理论和应用上对挠性航天器的姿态动力学建模、航天器姿态控制算法进行了深入的研究，并将研究的结果用于某航天器综合测试系统的地检设备和某三轴稳定卫星的大角度姿态机动中。其研究内容主要包括以下几个方面：介绍了国内外航天器建模与控制方法，对航天器的姿态控制方法的进展进行了分析。介绍了常用的坐标系及姿态描述方法，建立了用欧拉角和四元数描述的挠性航天器姿态运动学方程。针对挠性航天器在参数不确定、存在外部干扰以及控制受限的情况下，在低阶模态的基础上，设计了基于逻辑微分的PD控制律。该控制律可以很好地完成系统对微分作用的需求，并通过Lyapunov稳定性定律对其稳定性进行了证明。利用该方法设计的某航天器综合测试系统地检设备已投入现场使用，安全稳定无故障。针对三轴稳定挠性航天器的快速机动控制，分别设计了最优时间控制律和非线性黄金分割自适应控制律。在最优控制的仿真过程中，为了求解HJB方程，引用了θ D方法，针对快速机动后的控制精度和稳定度不太理想的问题，加入了滑模控制律进行调节；在自适应控制的仿真过程中，对特征模型的参数实行了冻结处理的方法，其控制精度较最优控制有一点提高，但是还需对其进行进一步的深入研究，针对机动后的振动问题，加入了非线性逻辑微分控制律进行调节。最后针对三轴稳定卫星的大角度姿态机动，设计了基于特征模型的非线性黄金分割自适应控制律，验证了非线性逻辑微分控制律在黄金分割自适应控制中的作用，仿真结果表明，所设计的控制系统具有一定的可行性和研究价值。