随着航空宇航技术的蓬勃发展,航天任务也变得日益复杂与精细,这对航天器的姿态控制系统提出了更高的技术要求:既要能够实现快速、精确的姿态控制,又需要对系统参数不确定性与外部未知扰动具有足够的鲁棒性。基于四元数法的航天器姿态控制系统已经被广泛地研究与并在工程实践中得到应用,但现有的四元数微分方程是针对惯性基准坐标系推导而来,若要控制航天器相对非惯性基准坐标系的姿态——例如例航天器相对于轨道坐标系的姿态、两个航天器之间的相对姿态等情况时,必须将非惯性系的角速度统一到航天器本体坐标系中表达。此步骤可能会引入误差并使控制器的设计变得更为复杂。为了能够快速、精确与鲁棒地实现对航天器姿态进行跟踪机动控制,本文研究了应用滑模控制技术的航天器姿态跟踪控制问题。具体研究内容包括:首先,针对考虑转动惯量不确定性与外部未知扰动力矩的刚性航天器非惯性姿态控制系统模型,设计了一种全局非奇异终端滑模控制律。它克服了传统的终端滑模控制算法的奇异问题,并可使系统在有限时间内收敛到既定精度。此外还设计了能够使姿态偏差指数收敛的线性滑模控制算法作为对照,体现出该非奇异终端滑模控制律在继承了线性滑模控制鲁棒性的前提下,具有更快的收敛速度与更高的控制精度。然后,针对大偏心率椭圆轨道上编队航天器姿态协同机动控制问题,设计了基于跟踪微分器的非奇异终端滑模控制律,能够在主航天器的角加速度无法测量的情况下控制主从航天器之间的相对姿态;最后通过三个编队的航天器对地立体成像联合姿控任务的数值仿真实验,验证了该算法有效性。