随着社会的发展和人类对空间资源的不断开发,航空科技涉及的领域越来越广,这对航天器的控制系统提出了更高的要求,加之空间未知环境的干扰以及航天器挠性部件的影响,非线性因素的影响越来越严重。这需要航天器控制系统能够满足人们对于高精度、高稳定性、高可靠性的要求。本课题主要对三轴稳定卫星的姿态稳定控制问题进行研究,用直接参数化方法设置控制器使卫星姿态得以稳定,并进行仿真验证。首先对课题所需要的坐标系进行定义,介绍了几种姿态描述方法,如:欧拉角、四元数、罗德里格参数及修正罗德里格参数,并讨论各描述方法的优缺点,本课题选用的修正罗德里格参数对卫星姿态进行描述。之后建立了卫星姿态的运动学模型及动力学模型,采用陀螺仪、太阳敏感器、星敏感器与地平仪相组合的方式测量卫星姿态参数,执行机构选用整星零动量飞轮系统。本课题对卫星刚入轨的情况进行分析,卫星与运载火箭分离进入运行轨道后,由于与运载火箭分离的冲击,太阳帆板的展开以及空间气体的扰动,都会使卫星产生一定的初始角速率,那么卫星首先得经过初始速率阻尼过程(即消旋)才能正常工作。对刚入轨的卫星进行数学建模,其转动惯量矩阵为对角阵,推导出卫星姿态的二阶非线性方程,对其进行分析,设计参数化控制器,使卫星角速率逐渐衰减至零,最终得以稳定。并进行仿真分析,验证参数化方法的可行性。卫星失效,服务航天器将失效卫星抓捕后,复合体必会存在一定的初始角速率,需要服务航天器的偏置姿态控制系统对复合体进行控制,使其稳定工作。首先对复合体系统进行建模分析,推导其姿态二阶非线性方程,之后设计参数化控制器,对复合体姿态进行控制,使复合体最终消旋稳定。最后进行仿真分析,验证参数化方法的可行性。