航天器姿态控制系统的正常运行，是航天器顺利完成各种飞行任务的根本保证。欠驱动航天器是指航天器姿态控制系统的执行机构由于故障或其它原因，只能输出两维甚至更少维的控制力矩。欠驱动航天器是具有加速度不可积的二阶非线性系统，不能通过常规的线性控制理论方法进行控制。不同于常规航天器，欠驱动航天器的姿态控制问题更复杂、难度更大。采用欠驱动航天器的姿态控制策略，可降低航天器姿态控制系统的制造和运行成本、提高其可靠性。另外，研究航天器欠驱动状态下的可控性也可以作为航天器正常运行时出现故障的一种应急手段。同时，研究欠驱动航天器这类具有特殊结构的本质非线性系统，可以为探索一般非线性系统的研究提供有益的借鉴。因此，开展欠驱动航天器姿态控制系统的分析与设计方法的研究，具有重要的理论价值和工程实际意义。　　 本文研究欠驱动航天器的姿态稳定控制和可行性轨迹产生的分析与设计问题。首先给出用各种参数表示的航天器姿态运动学方程，并对各种方法做了简单对比；接着推导航天器姿态运动的动力学方程，并给出几种简单的环境干扰模型；然后给出仅有两维控制输入的无扰动欠驱动航天器动力学模型。基于上述模型设计了三种不同的控制方法，即时不变控制方法，时变控制方法和齐次控制方法，非连续的时不变控制律收敛速度慢，达到稳定需要的时间比较长；时变控制律在平均系统的基础上使欠驱动航天器系统快速渐近稳定，收敛时间比较短；欠驱动航天器部分系统参数的向量场具有齐次性，利用齐次控制完成了欠驱动航天器的部分姿态稳定控制。另外，还利用微分平滑的方法设计了可行性轨迹的产生，从而为姿态跟踪提供了基础。　　 最后通过数值仿真实验验证了所设计控制律的有效性。