航天器姿态控制系统是一个多输入多输出、耦合的不确定非线性系统。在轨运行的航天器不可避免地受到各种干扰力矩的影响，并且这些干扰力矩的大小也是变化的。太阳帆板的转动、有效载荷的运动、燃料的消耗以及航天器执行的大角度姿态机动、跟踪任务都会引起航天器转动惯量的变化，所以，工程实践中航天器的惯量参数通常是不能精确获得的，即具有不确定性，这类不确定性称为参数不确定性。另外，航天器执行机构往往带有死区非线性，并且死区参数通常是不能预先精确获得的。干扰和参数不确定性的存在使得航天器姿态控制问题进一步复杂化。因此，为了完成姿态控制任务，需要所设计的控制律具有较高的鲁棒性以及参数自适应能力。本文就是在这种背景下，从理论和应用两个方面对航天器姿态控制系统的鲁棒控制算法进行了深入的研究，并将提出的姿态控制方案用于某型预研卫星的姿态控制中。主要完成了以下几个方面的工作：　　针对存在惯量参数不确定、干扰力矩与控制输入受限的航天器姿态调节问题，给出了一种鲁棒模糊控制方案。先将航天器姿态调节系统转化为T-S模糊模型，采用并行分布补偿进行鲁棒模糊控制器设计，再将鲁棒稳定性条件、干扰抑制条件以及控制输入约束条件转化为线性矩阵不等式，然后采用凸优化方法求解线性矩阵不等式组得到控制增益矩阵，从而实现姿态调节控制。　　针对存在未知惯量参数和干扰力矩的航天器姿态机动问题，基于反步法提出了两种不同的鲁棒自适应控制策略：第一种控制策略将反步法与非线性阻尼相结合；第二种控制策略是将反步法与鲁棒控制技术相结合。两种控制策略均利用了航天器姿态运动学与姿态动力学的级联结构，采用反步法系统地构造Lyapunov函数，均保证了航天器姿态机动误差与角速度收敛到平衡点的较小邻域。特别指出的是第二种算法中引入了积分环节，有利于减小常值干扰引起的姿态机动误差。然后，又提出了一种基于非线性滑模的鲁棒自适应控制算法，理论分析表明了该控制算法保证了航天器姿态误差与角速度渐近收敛于平衡点。接着，针对角速度受限情况的姿态机动问题，提出了一种鲁棒自适应控制策略。该控制策略将自然对数函数引入Lyapunov函数中来保证角速度的有界性，然后结合2L干扰抑制理论设计了鲁棒自适应控制器，理论分析表明该控制器保证了姿态机动过程中角速度的有界性，并使得闭环系统是最终有界稳定的且具有2L干扰抑制能力。最后，针对多数以飞轮为执行器的研究中忽略了飞轮的动态特性的情况，提出了一种反步变结构控制策略，解决了同时存在不确定惯量矩阵、干扰力矩的带反作用飞轮动力学的航天器姿态机动问题。　　针对存在惯量矩阵不确定性和干扰力矩的航天器姿态跟踪问题，给出了一种模糊滑模姿态控制策略，利用模糊逻辑在一个薄边界层内对控制的不连续性加以平滑，以消弱颤振现象，保证系统具有好的姿态跟踪性能。然后，针对存在未知惯量矩阵和干扰力矩的航天器姿态跟踪问题，提出了一种非线性鲁棒自适应控制器，Lyapunov理论分析表明，该控制器保证了闭环系统是一致最终有界稳定的，并且系统状态收敛到平衡点的较小邻域。接着，提出了一种自适应2L增益干扰抑制控制策略，该控制策略将自适应反步法与非线性2L增益干扰抑制方法结合起来，采用自适应反步法构造系统的Lyapunov函数。该控制器不仅保证了姿态跟踪误差系统是一致最终有界稳定的，而且保证了估计的航天器惯量参数的有界性，并使得从干扰输入到评价输出的2L增益满足给定的要求，达到抑制干扰的目的。需要指出的是控制器中含有积分环节，可减小常值干扰引起的稳态跟踪误差。另外，又提出了一种鲁棒自适应控制器，理论分析表明了该控制器保证了航天器姿态误差四元数与角速度误差渐近收敛到平衡点。最后，针对带飞轮动力学的轮控航天器姿态控制问题，提出了一种自适应滑模控制器，克服了传统滑模控制需要确定系统不确定界的缺陷。　　针对带有死区非线性的航天器姿态跟踪问题，提出了一种无需构造死区逆的鲁棒自适应控制算法。理论分析表明了该控制策略对航天器死区参数与惯量参数具有自适应能力，对扰动具有抑制能力，并且通过调整设计参数可使航天器姿态跟踪误差与角速度误差收敛到平衡点的较小邻域。