浩瀚的宇宙空间,激发了人类探测宇宙的梦想和好奇心,而重型运载火箭作为一种大运载工具是一个国家进行大规模空间探索的基础,体现了一个国家的最高科学技术水平。针对未来我国空间站建设、嫦娥系列月球探测、火星探测、深空探测、载人登月/登火等任务,开展重型运载火箭技术研究,可大幅提高我国的航天科技实力与空间探测水平。本论文针对重型运载火箭的自适应姿态控制系统设计需求,重点解决如何进一步提高PID控制系统性能,如何抑制强耦合、大干扰与不确定性以及保证发动机伺服机构故障下的姿态稳定等三个核心问题,主要研究内容包括:首先,基于相关经验公式和已知的参数开展重型运载火箭总体参数设计,主要包括气动参数计算、弹性振动模态参数计算、液体晃动参数计算以及质量特性参数计算等。由于重型运载火箭长细比较大,结构刚度较低,相对一般运载火箭,其一阶振动频率较低,液体推进剂晃动现象突出,且助推器的局部弹性模态容易与芯级振动模态相互耦合,使得全箭刚体运动与弹性振动和液体晃动之间耦合较强。为避免模型复杂化并便于控制系统设计,采用牛顿-欧拉法建立了重型运载火箭弹振晃耦合动力学模型,为后续重型运载火箭控制系统设计奠定基础。基于前述建立的重型运载火箭弹振晃耦合动力学模型,开展小扰动线性化,获得相应传递函数模型,设计了PD+固定系数校正网络的控制系统。针对传统PD控制系统难以应对火箭飞行过程中存在的强干扰、气动不确定性以及弹性振动频率或晃动频率与地面试验不一致从而导致校正网络难以对控制信号进行滤波处理的问题,设计了自适应增广控制器。在PID控制基础上引入自适应增益控制律、干扰补偿算法、最优控制分配律和自适应陷波器等增广模块以满足重型运载火箭在大干扰与振动频率不确定性条件下的姿态稳定控制需求。其次,针对重型运载火箭弹振晃耦合较为严重,且飞行过程中存在强不确定性、复杂外部干扰环境,传统PD控制器难以满足控制精度要求,本论文提出了基于欧拉角的自抗扰控制方法,同时设计了数字滤波器以满足在弹性振动和液体晃动条件下的姿态稳定控制要求。通过新型非线性扩张状态观测器可以有效估计外部干扰和未建模动态,同时非线性控制律可以满足快速无超调的控制要求。为了适应姿态易奇异的问题,设计了基于四元数的自抗扰滑模控制器,以进一步提高控制器的抗干扰能力,并提高控制性能。由于自抗扰控制器设计中强调快速无超调,系统阻尼较大,从而带来了较大的基频,然而在弹振晃耦合动力学模型中一般要求具有一定的超调量,降低系统的基频,并满足弹性振动的频带间隔要求,为此设计了重型运载火箭固定时间收敛滑模姿态跟踪控制器。利用具有期望响应时间和超调量等性能指标的二阶系统参考模型与实际重型运载火箭的姿态控制模型进行状态跟踪对比,从而构建具有固定时间收敛特性的自适应滑模趋近律和扰动观测器,实现制导指令按参考模型实际响应,并克服内外干扰,同时也可有效抑制弹性振动和液体晃动。此外,为进一步保证姿态角误差及其导数均可良好收敛,设计了基于固定时间收敛扩张状态观测器的滑模控制器。最后,针对重型运载火箭在助推器发动机参与控制后,伺服机构个数增加,出现故障的概率增大,为了提高控制系统的可靠性和抗故障能力,开展自适应容错控制系统设计。建立了发动机伺服机构的故障动力学模型以描述其典型的故障模式,设计了快速故障辨识观测器,并结合自适应增广控制器设计了自适应增广容错控制器。为了避免控制器设计中依赖于较为精确的故障辨识信息,结合扰动观测器设计了自适应容错控制器。