当今世界航天科技的发展日新月异,各种类型的航天器的应用越来越广泛。对航天器各种性能的要求也是日益增高。飞行轨道和姿态指向是决定航天器应用功能的两项重要因素,是航天器工程总体设计的重要内容,直接影响航天器应用有效载荷的设计与航天器应用性能指标的制定。航天器被发射投入应用后,轨道和姿态控制是航天器运行操作和管理的核心内容,直接影响航天器应用任务的实践和在轨寿命。本文系统地研究了刚体三轴稳定卫星的姿态确定及姿态控制系统,引入了基于短时记忆算法的姿态参数处理方法,同时,对经典控制和记忆控制模式进行了详尽的理论分析和具体的Matlab仿真研究。本文主要研究内容如下:针对对地定向刚体三轴稳定卫星,考虑了重力梯度、太阳辐射、大气阻力、地球磁场等环境因素对卫星的影响,建立了较精确的卫星姿态动力学模型,同时又建立了欧拉角描述的姿态运动学方程。在航天器姿态经典控制的研究方面,简单介绍了几种经典的控制方法。并用PD及最优控制等经典控制理论对航天器姿态动力学模型进行了建模,并运用MATLAB进行了详细的仿真,得到了仿真结果。短时记忆算法控制是一种设计结构简单、计算量小、得到结果较好的控制方法。本文对基于短时记忆控制方案的结构进行了详细的阐释,并将记忆控制法运用于非线性系统。短时记忆算法的出现,为航天器姿态控制系统提供了更简易且性能更优秀的控制方法。本文将记忆算法运行于航天器姿态控制,并对其控制器进行详细的结构与参数设计。在基于记忆算法的卫星姿控系统模式下,运用Matlab进行仿真,得到仿真结果;并将仿真结果与实际结果与经典控制仿真结果进行比较分析,以验证记忆算法控制的正确性与优越性。总之,文章较深入的研究了航天器姿态控制系统,基于短时记忆的航天器姿态控制对一般航天器姿态控制系统控制设计及实现具有很好的指导意义。