随着航天事业的蓬勃发展,越来越多的航天器被送入太空以完成多种多样的空间任务。航天器的姿态控制是保证航天器完成各种现代空间任务的基础,在航天器完成对地/对星观测任务、捕获任务以及跟踪任务等空间作业时,起着至关重要的作用。航天器在轨运行时,其姿态控制系统会受到来自外部环境中的干扰的影响,比如太阳风力矩、重力梯度力矩以及磁力矩等。因此,航天器的姿态控制系统需要具有一定的抗扰能力。此外,航天器自身载荷的运动以及燃料消耗等问题会造成航天器质量特性的变化,这可能会导致航天器内部存在参数不确定性。为解决此类问题,航天器姿态控制系统需要具有一定的鲁棒性。随着现代航天器空间任务复杂程度的增加,存在外部干扰和内部参数不确定性的航天器姿态控制系统设计迎来了新的挑战。另外,在现代航天任务中,对姿态控制系统快速性的要求也成为其是否顺利完成任务的重要指标之一。基于上述背景,本文围绕存在外部干扰以及内部参数不确定性的刚体航天器有限时间及预设时间姿态跟踪控制方法展开研究,主要内容如下。针对存在参数不确定性以及外部干扰的刚体航天器有限时间姿态跟踪控制问题,设计一类航天器有限时间姿态跟踪控制器。首先,将误差角速度视为虚拟控制输入,构造虚拟控制器来镇定误差运动学子系统。然后,根据实际误差角速度与虚拟控制器之间的误差设计有限时间姿态跟踪控制器。针对系统中存在的参数不确定性以及外部干扰构成的总扰动,采用扩张状态观测器对其进行估计,并将估计值引入所提出的有限时间姿态跟踪控制器中。最后,利用数值仿真证实所设计的航天器有限时间姿态跟踪控制器能够确保航天器在有限时间内完成姿态跟踪任务。考虑采用传统的有限时间控制理论设计出来的控制器只能够得到与系统初始状态有关的收敛时间上界的问题,兼顾航天器姿态控制过程中有效减小控制力矩幅值的需求,研究一类刚体航天器的固定时间姿态跟踪最优控制问题。首先,通过引入控制Lyapunov函数,构造经典的逆最优控制器,该控制器可以保证闭环系统的渐近稳定性,且使得给定的性能指标函数近似最小化。进而,采用一种积分滑模函数,利用滑模控制原理改进经典的逆最优控制器,通过Lyapunov稳定性理论分析闭环系统的实际固定时间稳定性。采用固定时间姿态跟踪逆最优控制器,控制系统的收敛时间上界只与控制器的参数有关,而且能够确保航天器完成固定时间姿态跟踪的空间任务。针对传统的有限时间控制和固定时间控制都不能够直接预设控制系统的收敛时间上界的问题,围绕能够预定系统收敛时间上界的航天器预定时间姿态跟踪控制问题展开研究。利用反步法的设计思路,首先将角速度视为虚拟控制输入,再根据实际角速度与虚拟控制输入之间的误差设计预定时间控制器,实现分步镇定航天器姿态跟踪误差系统的目的。通过收敛性分析说明控制系统的收敛时间上界可以只由一个控制参数进行调节,同时证明采用预定时间姿态跟踪控制器的闭环系统具有实际预定时间稳定性。在预定时间控制器的作用下,航天器姿态跟踪控制系统的姿态变量和角速度可以在预定时间内跟踪上期望姿态和期望角速度。在预定控制系统收敛时间上界的基础上,考虑预设系统状态稳态误差上界的问题,研究一类航天器预设有限时间姿态跟踪控制方法。首先,通过引入两个预设跟踪性能函数,为航天器姿态跟踪误差系统的状态提供关于收敛时间和稳态误差的性能约束。然后,采用障碍Lyapunov函数来确保误差系统的状态被限制在预设的跟踪性能函数内。同时,通过扩张状态观测器得到系统中总扰动的估计值。在此基础上,采用反步法设计一类基于扩张状态观测器的航天器预设有限时间姿态跟踪控制器。最后,利用仿真算例证明在所设计的预设有限时间姿态跟踪控制器作用下,航天器能够以较高的收敛精度在预先设定的收敛时间内完成跟踪任务。考虑到航天器预定时间及预设有限时间控制器只能预先设定航天器姿态跟踪控制系统的收敛时间上界的问题,设计一类可以直接指定系统收敛时间的航天器指定时间姿态跟踪控制器。首先,提出一种新型的时变滑模面,使得航天器姿态跟踪误差系统的误差状态从初始阶段就在所设计的时变滑模面上。在基于该滑模面设计的控制器的作用下,系统的误差状态可以在指定时间内收敛。考虑到航天器系统中存在的不确定性以及干扰的影响,采用一类有限时间扩张状态观测器来抵消系统中总扰动的影响。最后,利用对比仿真验证所设计的航天器指定时间姿态跟踪控制器的有效性与优越性。