实际的卫星种类繁多而且结构复杂,本文将实际的卫星系统在结构上简化为由一个中心刚体和一对挠性梁组成的抽象卫星模型。该模型的执行机构由输出恒值大力矩且消耗燃料的喷气推力器和输出连续小力矩不消耗燃料的飞轮构成。研究的目标是使在太空中受多种干扰力矩影响的卫星能够维持一定的姿态,并且尽量减小在此过程中喷气执行机构的燃料消耗。实现这一目的的基本思想是当系统状态位于飞轮可控制范围之内(卫星系统能够正常工作)时采用飞轮执行机构,而只有当系统状态偏离飞轮可控制区时,启动喷气控制将系统状态快速转移到飞轮可控制区内,然后再在飞轮的控制下尽快趋向平衡状态。为此本文主要做了以下工作： 一、研究了喷气执行机构的控制器设计问题。为节省燃料且便于与飞轮执行机构相配合,选取了终端受约束且输入受限的固定时间燃料最优控制规律,给出了能够对该问题进行求解的多种数值算法的实现过程,并通过理论分析和系统仿真比较了各算法在求解速度和精度方面的性能。 二、分析了对飞轮控制器的性能要求,讨论了变性能指标LQR方法和复合非线性方法两种输入受限控制算法的实现过程及其可控制范围的求取方法,并通过仿真比较了它们的性能和特点。 三、研究了飞轮和喷气的协调控制问题,给出了姿态控制系统的总体结构,研究了如何选取飞轮控制器参数使飞轮可控制范围最大化。另外对飞轮和喷气控制器切换过程中有可能产生的抖动问题,以及开环控制序列和闭环控制器的配合问题进行了简单的讨论。最后通过系统仿真验证了姿态控制系统的正确性。