动力调谐陀螺作为一种中高精度，但机械结构简单成本低廉的陀螺，自上世纪60年代已经广泛应用到导航制导领域。如果将其转子转动惯量放大千倍，并且通过改变转子倾角和转速来改变角动量的方向和大小，那么动力调谐陀螺就可作为一个变速双框架控制力矩陀螺使用，成为一种新型的姿态控制与姿态敏感装置——陀螺飞轮。本课题的主要目的就是研究如何使陀螺飞轮更好地应用在微小卫星中。为此，陀螺飞轮的动力学特性，以及陀螺飞轮对各种航天任务的适用性和它所能达到的控制效果成为本课题的主要研究内容。为了研究陀螺飞轮有别于动调陀螺的工作状态，本文首先建立了适用于陀螺飞轮的动力学模型，检测出了它的四个特征频率，阐述了差频和二倍频没有在动调陀螺特性中出现的原因。进而得到倾角增大会增加陀螺飞轮的等效刚度项，同时也会增加二次谐波力矩成分的结论。然后通过引入复系数传递函数的方式，设计了陀螺飞轮控制律，从而有效的抑制了二次谐波力矩对陀螺飞轮动力学特性的影响。本文同时分析了微小卫星各类任务的姿控要求，然后根据陀螺飞轮所能达到的控制性能，证明了陀螺飞轮在低轨观测卫星上使用的可行性。然后建立航天器姿控系统完整模型，此模型行包括了航天器的质量特性模型、动力学模型，环境干扰模型的建立和姿态控制律、飞轮操纵律的设计。最后，将陀螺飞轮的本体模型及其控制回路与姿控系统模型联合仿真分析，设计了陀螺飞轮为保证控制精度的机械参数和控制器参数，证明了陀螺飞轮能够达到姿态控制精度要求。为了测试陀螺飞轮的机械加工精度，对陀螺飞轮的误差标定方法进行了探索分析。首先推导出了陀螺飞轮壳体角速度表达式的简化形式，进而阐述了利用多位置法确立标定方程形式的方法，为以后的标定工作提供理论依据。