现代航天事业的发展,要求航天器具有较高的姿态控制精度,同时要求航天器的姿态能够尽快地收敛到平衡点。然而,一方面航天器在轨工作时会受到来自内外的多种干扰,包括来自外界的干扰力矩,以及航天器模型参数不确定带来的影响,从而影响航天器的控制精度;另一方面,现有的很多研究成果都只能保证系统平衡点处的渐近稳定,姿态控制误差理论上需要无限长的时间才能收敛到平衡点。针对以上问题,本文将深入研究存在内外部干扰的航天器姿态有限时间控制问题,主要内容包括如下的几个方面:在传统滑模面的基础上,本文在滑模面中引入分数次幂项,设计了一种适用于航天器姿态跟踪的新型终端滑模面。针对新型终端滑模面可能存在的奇异问题,对其加以改进得到非奇异终端滑模面。理论分析可知,改进后的终端滑模面不存在奇异问题,而且可以实现有限时间收敛至平衡点。本文运用改进的非奇异终端滑模面,设计了基于自适应鲁棒的航天器姿态有限时间控制器。通过引入三组自适应参数,实现了对系统总干扰上界的实时在线估计,将估计得到的系统总干扰上界应用于控制器中的鲁棒项,使控制器设计时不需要已知内外干扰信息。理论分析证明了该控制器的有限时间稳定性,数值仿真表明该控制器具有较强的鲁棒性和较高的控制精度。本文运用改进的非奇异终端滑模面,设计了基于神经网络逼近的航天器姿态有限时间控制器。通过Chebyshev神经网络,实现了对系统总干扰的逼近,并在控制器中对系统总干扰加以补偿,从而极大程度地避免了内外干扰对姿态控制的影响。理论分析证明了该控制器的有限时间稳定性,数值仿真表明该控制器实现了对姿态的高精度控制。针对基于自适应鲁棒的航天器姿态有限时间控制器和基于神经网络逼近的航天器姿态有限时间控制器各自的控制性能特点,通过引入切换函数,两种控制器分别在不同的控制阶段发挥主导作用,设计得到了自适应鲁棒与神经网络逼近相结合的航天器姿态有限时间控制器。理论分析证明了该控制器的有限时间稳定性,数值仿真表明该控制器充分发挥了两种控制方法各自的优势,控制器既有较快的收敛速度,又有很高的控制精度。