航天任务的多样化,对新一代火箭技术提出了更高要求。我国的火箭也由常规火箭朝着重型火箭方向发展。重型火箭的结构更加复杂、不确定性因素更多,很多关键动力学参数无法通过地面试验精确获取。为了克服这些不确定性的影响,需要提高火箭姿态控制系统的自适应能力。同时,对于火箭发动机伺服机构卡死等故障,控制系统必须具备一定容错能力,保证系统的可靠性。针对上述技术需求,本文开展了基于L1自适应控制方法的火箭姿态控制系统设计研究,主要内容包括:(1)建立了考虑弹性振动的火箭三通道姿态动力学模型。以俯仰通道为例,基于PD控制方法设计姿态控制器,并验证模型参数发生改变情况下的控制效果。为了消除火箭弹性振动对姿态稳定性的影响,引入陷波器设计,并完成PD+陷波器对刚—弹耦合箭体姿态控制效果的验证。(2)作为L1控制方法的应用基础,分析了L1自适应控制的两种基本形式(状态反馈L1自适应控制和输出反馈L1自适应控制)的理论基础和构成形式。分别针对上述两种形式L1控制器,给出了状态观测器、自适应律以及控制律的表达形式,并结合相关定理说明了L1控制器的稳定性。(3)针对运载火箭模型参数不确定性问题,分别采用模型参考自适应控制方法、状态反馈L1控制方法和输出反馈L1控制方法设计了火箭俯仰通道姿态控制系统。将状态反馈L1方法与PD控制以及模型参考自适应控制作对比,总结了L1方法的优点。在输出反馈L1方法研究中,重点分析了控制器中低通滤波器带宽与箭体弹性频率之间关系对系统稳定性的影响。当利用控制器的低通滤波器无法解决火箭低阶弹性对控制系统的影响时,给出了校正网络与L1自适应控制器联合设计方法,并验证了该方法的有效性。(4)研究了发动机伺服机构发生卡死故障时的姿态控制问题。当故障发生时,发动机会产生干扰控制力矩。为保证火箭姿态控制系统的可靠性,以故障前后实际控制力矩相等为设计准则,提出伺服机构摆角重构策略。将上述摆角重构策略与L1自适应控制相结合,完成了火箭姿态控制系统设计,并结合多种发动机伺服机构卡死情况进行仿真,验证了所设计摆角重构策略的可行性。