近年来,随着航天技术的不断发展,航天器小型化受到了越来越多研究机构和学者的关注。陀螺飞轮能够在输出三轴控制力矩的同时测量航天器的两轴姿态角速度,集成了姿态测量和控制力矩输出的功能,能够有效降低微小航天器的成本、质量以及功耗。本文针对陀螺飞轮测试样机系统的软件实现进行研究。在对测试控制程序进行设计开发的基础上,对陀螺飞轮系统的转子倾侧控制和振动控制等问题进行了研究。此外,本文提出了一种非固定工况下姿态测量方程的标定方法,并利用仿真试验验证了所提出方法的有效性。首先,本文对陀螺飞轮的系统组成和工作原理进行了分析,并在此基础上进行了陀螺飞轮测试控制程序的需求分析。以测试控制程序的需求为依据,对测试控制程序进行了结构设计。将程序分为实时和非实时两个子系统,并在子系统内部区分不同的模块。在此基础上,进行了陀螺飞轮测试控制程序的软件实现。所实现的软件能够完成人机交互、实时显示、数据存储等任务,并且能够通过设置不同的试验逻辑,满足陀螺飞轮系统日常试验的需要。针对陀螺飞轮系统转子的倾侧控制问题进行了研究。首先,对陀螺飞轮的两轴耦合问题进行了研究。从陀螺飞轮的两轴传递函数出发,设计了解耦矩阵,并通过扫频试验辨识了解耦矩阵中的参数。仿真试验结果表明所设计出的解耦矩阵能够有效降低两轴的耦合现象。在此基础上,进行了倾侧控制回路主控制器的设计。仿真试验结果表明所设计的倾侧控制器能够达到提出的稳态、动态及鲁棒性能指标,具有实用价值。对陀螺飞轮系统的振动特性进行了研究。分别对开环和闭环状态下的振动特性进行了分析,仿真结果表明闭环状态下振动的主要成分为一倍频振动。针对一倍频振动的主动抑制问题进行了研究。提出了主动振动抑制的基本方法并分别实现了基于实部-虚部和相位优先寻优的主动振动抑制器。仿真结果表明二者均能有效抑制转子的一倍频振动。最后,提出了一种非固定工况的姿态测量精度评价方案,并通过简化的姿态测量方程验证了所提出方法的有效性。此外,对完整姿态测量方程的标定方法进行了研究。提出了一种基于正弦输入和三角变换的姿态测量方程标定方法。所获得的姿态测量方程的非固定工况精度明显优于简化姿态测量方程,更具有实用价值。