随着航天技术高速的发展,卫星的应用已经在现代通讯、国防建设和科技研究等领域发挥着越来越重要的作用。微纳卫星以其重量轻、体积小、技术新、制造周期短等特点,在航天任务中发挥着重要的作用。微纳卫星控制的关键技术之一是姿态控制系统设计,国内外很多学者在这方面开展了大量研究,并取得了一系列成果。因此,设计有效的控制策略实现对微纳卫星的姿态控制已成为航天领域广泛关注的热门课题。首先对星体模型的建立,定义了建模过程中的常用坐标系及它们之间的转换关系,选择欧拉角作为本文姿态描述参数进行控制器设计。在此基础上,建立了以欧拉角描述的卫星运动学方程和姿态动力学方程。其次,考虑影响卫星姿态变化的不确定性主要因素是转动惯量的变化与空间干扰作用,讨论不确定性因素产生和处理方法,对卫星姿态模型作了线性化处理。对于微纳卫星系统,选择鲁棒控制研究不确定性微纳卫星模型问题。由于模型不确定性,对线性化系统模型进一步处理,得到含不确定性的微纳卫星姿态模型。最后,对区域极点配置、H₂/H_∞控制和带有区域极点配置的H₂/H_∞控制方法进分别行了研究,根据Lyapunov稳定性定理和Schur补理论,通过变量替换,利用凸优化原理,将约束条件转化为一个具有线性矩阵不等式约束的凸优化问题。设计了相应的控制器,结合微纳卫星的数学模型在MATLAB中进行仿真并通过仿真试验,验证设计方案的可行性。结果证明,设计方案可实现微对微纳卫星姿态稳定控制,卫星干扰力矩和转动惯量的变化对其姿态控制效果几乎没有影响;卫星的姿态角和角速度变化曲线平滑,没有产生剧烈的变化,可以实现较理想的控制效果。