近年来,微电子、新型材料、精密制造等领域技术快速发展,以此为基础的皮纳卫星具备质量轻、体积小、成本低、功能强等突出特点,在民用和军事方面都具有巨大的潜力和较好的应用前景。但皮纳卫星自身设计的制约使得其对星上配置元件的体积、功耗、质量等要求非常严格,姿控系统可选择的执行机构种类有限。充分利用近地空间地球磁场的磁力矩器具备质量轻、能耗低、结构简单、可靠性高等优点,基于磁控,不依靠旋转机构和喷气推进对皮纳卫星进行姿态控制成为目前的重要研究方向。因此针对上述问题,本文对基于地磁的皮纳卫星姿控系统进行了研究。首先,在皮纳卫星的姿态确定方面,对所选择的太阳敏感器、磁强计以及微机械陀螺的工作原理进行了研究,并分别建立了测量模型。在充分考虑皮纳卫星姿态确定系统中的非线性因素和星上处理器的存储容量、计算速度等约束的基础上,采用扩展卡尔曼滤波方法进行敏感器数据处理和姿态估计,在定姿算法中对光照区的“太敏+磁强+陀螺”滤波器和阴影区的“磁强+陀螺”滤波器两种情况进行了充分研究与理论分析,仿真表明当三种测量信息有效融合时,姿态角估计精度<0.5~°,三轴角速率估计精度<0.02~°/s,阴影区太敏不可用时,姿态角估计精度<1~°,三轴角速率估计精度<0.04~°/s,此精度水平能够满足皮纳卫星定姿精度要求。其次,对于皮纳卫星的姿态控制模块,研究了所选用的执行机构磁力矩器的工作原理和相关特性,磁控力矩受地磁场约束,只能在与磁场强度垂直平面内产生,且量值通常较小。然后针对卫星星箭分离后的速率阻尼、姿态捕获和姿态稳定三个阶段不同的工作特点和目标分别设计相应的磁控制律。卫星入轨初期,利用星体系内地磁向量的变化率使星体角速率快速降低,仿真算例表明该算法在3个轨道周期内可将角速率衰减到0.3~°/s;针对大角度机动的姿态捕获阶段,设计了基于滑模的无切换控制律,仿真表明该控制律有着较好的鲁棒性和实用性,在初始角度偏差较大时5个轨道周期内姿态角可收敛到8~°以内;针对小角度机动的三轴稳定阶段,根据磁控卫星的特点,建立了低轨刚体小卫星的线性周期系统模型,将LQR理论应用到姿态磁控系统中,由仿真结果可知所设计的控制策略能将姿态角误差稳定在2~°以内,满足姿态稳定精度要求。最后,从卫星姿态控制系统具体功能中选取卫星入轨后对地定向及对地定向/对日定向切换两种控制过程进行三个阶段切换的整体大闭环系统仿真分析。由仿真结果可知,所设计的三个阶段控制律处在同一闭环系统且分阶段工作时的效果良好,两种情况下均能将姿态指向误差稳定到3~°以内,满足一定的卫星指向精度需求。