本发明一种欠驱动柔性航天器姿态稳定的控制方法，考虑柔性附件相对于航天器本体无转动的情形。首先建立欠驱动柔性航天器的动力学模型，并用(w，z)参数描述了其姿态运动。然后在欠驱动轴角速度和模态坐标不为零的情况下，由于欠驱动轴没有控制力矩驱动，但驱动轴角速度会对欠驱动轴角速度产生耦合影响，因此设计中间控制律ωc1,ωc2使得欠驱动轴稳定。其次把ω1,ω2当作虚拟控制输入，设计出稳定运动学参数的虚拟控制律ωd1,ωd2。最后利用退步控制方法设计出稳定驱动轴角速度和振动模态的控制输入。该方法既为柔性航天器的在轨运行提供一种故障预案，提高系统的可靠性，又能为小型柔性航天器应用两个推力器进行姿态控制的系统提供一种解决方案。