控制力矩陀螺具有大力矩输出的特点,被应用在中大型航天器的敏捷控制中。本课题以某论证卫星为研究对象,对以单框架控制力矩陀螺群为执行机构的大型挠性卫星三轴姿态敏捷控制技术进行研究。文章主要对控制力矩陀螺群奇异规避、挠性附件振动抑制以及姿态机动后快速稳定的实现等技术难点进行了研究。首先,对控制力矩陀螺的构形、奇异性和操纵律进行分析,提出使用奇异测度值实时判定的操纵律整合运用方法。然后,描述了基于四元数反馈的相对目标姿态路径规划过程,为了控制挠性附件的振动,提出余弦过渡角加速度路径方法,仿真验证了规划方法的有效性和优越性。最后,为了寻找先进的控制算法实现姿态机动后的快速稳定跟踪,先推导基于路径规划的误差姿态动力学和运动学模型,再依次设计了基于惯量辨识的“前馈+PD”复合控制器、变结构输出反馈控制器,并通过气浮台试验对两种试验进行了仿真验证。