航天器姿态半物理仿真作为仿真理论研究中的一个重要分支，它可以实现对航天器姿态动力学的仿真及其总体系统性能评估。对其仿真原理、试验方法及其仿真可信度验证进行深入细致地研究，是保证航天器姿态半物理仿真系统具有较高可靠性的基石，也是很有必要的。因此，本文以航天器姿态半物理仿真系统为背景，结合相似理论与仿真可信度理论，着重对航天器在轨阶段、再入阶段姿态半物理仿真原理、试验方法及其仿真可信度等问题进行了研究。本文首先分析了国内外仿真技术的发展和研究概况，讨论了三轴气浮台以及三轴伺服转台的国内外发展状况。接着概述了相似学理论以及可信度理论的国内外研究动态、意义及其在仿真技术中的应用。随后简要综述了变结构控制理论的发展动态及其研究状况。其次基于航天器再入、在轨姿态动力学方程以及气浮台的特性，建立了半物理仿真系统的数学模型。系统地研究了相似学理论，并为仿真系统推导了模型缩比关系约束表达式以及模型相似准则，作为半物理仿真系统设计和指导模型试验的理论依据。分析并研究了半物理仿真可信度评估指标模型、仿真可信度的计算方法及其与仿真置信度之间的定量计算关系。对航天器在轨姿态半物理仿真系统的各部分组成及其主要功能进行了概述，给出了航天器地面模拟系统的缩比选取原则，并对模型相似准则的有效性进行了仿真验证。同时，为了克服气浮台仿真系统的噪声干扰和模型参数不确定等非理想因素的影响，给出了基于直接动态反馈补偿(DDFC direct dynamics feedback compensation)方法的滑模控制器的设计方案。接着，以现有的航天器天线指向半物理仿真系统为背景，讨论了在该系统的研制过程中所遇到的一些问题，并通过分析给出了该系统的误差模型，并对该系统仿真的可信度进行了计算。在深入地研究了三轴气浮台测角系统及其惯量测量方法的基础上，提出了一种新的三轴气浮台测角系统的设计方案，该方法结构简单，只需一个外框架和一组CCD敏感元器件，可以测出台体的三个姿态角，并且具有较高的精度。同时给出了一类新的三轴气浮台转动惯量测量及其平衡标定方法，该测量方法误差小，又无须增添专用测试设备，因而是气浮台试验中一种简单实用的转动惯量测试和台体平衡标定方法，具有一定的工程实际应用价值。另外也给出了三轴气浮台的重力矩计算方法。针对航天器再入姿态动力学的快时变、参数变化范围较大、变化剧烈等特点，分别讨论了航天器再入姿态半物理仿真的几个关键问题：如舵回路仿真模块、气动力矩仿真模块、环境干扰仿真模块等。同时，为了消除地球自转在惯性测量中的影响，详细推算了伺服转台系统的运动学关系，并对伺服转台系统的控制信号进行了分析。为了克服噪声干扰和模型参数不确定等非理想因素对控制系统的影响，给出了基于时间尺度分离的双环滑模控制器的设计方案，并进行了仿真。最后，也对航天器再入姿态半物理仿真的可信度进行了研究。总之，本文是立足于航天器姿态半物理仿真系统工程的实践要求来加以论述的，也希望本文的工作能对仿真工程实践和进一步的深入研究具有一定的借鉴意义。