本发明公开了一种大角度机动下带挠性附件航天器转动惯量在轨辨识方法，包括以下步骤：S1：根据航天器的姿态动力学方程与挠性附件的运动方程，建立非线性的系统动力学模型；S2：利用陀螺仪采集的姿态角速度数据和航天器做机动的控制力矩数据，采用广义卡尔曼滤波算法估计出挠性附件的振动模态及其导数；S3：将带挠性附件卫星的姿态动力学方程写成最小二乘的描述形式，利用S2估计出的振动模态二阶导数采用最小二乘算法可辨识出卫星的转动惯量值S4：将S2中广义卡尔曼滤波算法估计出振动模态与S3中最小二乘辨识出的转动惯量互相调用，循环S2和S3步骤，采用多步广义卡尔曼滤波与一步最小二乘法结合并发地递推，获得转动惯量的辨识值。