本文首先建立了航天器姿态动力学及运动学方程,该方程具有较强的非线性特性。通过将状态耦合部分作系统干扰项的处理,使原来的非线性模型转化为线性模型加非线性干扰的形式,从而得到了更加简单明了的姿态控制系统的表达式。 在应用滑模变结构原理对系统进行控制器设计时,首先通过二次型最优法求出了最优滑动面,在此基础上,利用自适应滑模控制原理,设计出了合适的系统控制律。 最后,运用所设计的姿态控制系统对某航天器进行数值仿真,并对仿真结果进行了分析。仿真结果很好地体现出所设计的变结构控制器的优点,并成功地对该航天器姿态进行了控制。