本发明提供了一种基于有限时间摩擦估计的挠性航天器姿态控制方法，所述控制方法包括如下步骤：a、将航天器飞轮摩擦干扰引入到航天器动力学系统，建立带有飞轮摩擦干扰的挠性航天器动力学系统Σ1；b、将所述带有飞轮摩擦扰动的挠性航天器动力学系统Σ1转变为状态空间形式；c、构造飞轮摩擦干扰估计器；d、构造挠性附件振动干扰观测器；e、将步骤c所述的飞轮摩擦干扰估计器、步骤d所述的挠性附件振动干扰观测器与标称控制器复合，得到复合控制器；所述复合控制器通过飞轮摩擦力矩的估计值对飞轮摩擦进行补偿；所述复合控制器通过挠性附件振动干扰的估计值对挠性附件振动干扰进行补偿。