长时间的航天任务需要对其轨道与姿态进行高精度高效率的解算,并且其动力学方程的强耦合特点增加了其姿态控制的难度,由于空间扰动力的存在对姿态控制系统的鲁棒性也有非常高的要求。受限于航天工程的高额成本,如何在航天器姿态机动控制过程中规划出最优控制方案,使得航天器既能到达期望的位姿,又能减少能耗,增加其在轨服役时间进而延长航天器的寿命一直是研究的焦点。本文正是考虑到这一点,以航天器在轨姿态机动为背景,针对姿态重定向过程中的最优控制问题,建立了高效高精度的辛伪谱算法,给出了姿态调控最优控制律,规划了最优路径;并通过采用滑模变结构控制方法对其最优轨迹进行跟踪控制。首先介绍了航天器姿态机动控制的研究背景以及最优控制问题的研究现状,重点阐述了姿态机动最优控制的研究意义与实际工程应用,说明本文研究工作。接着运用姿态四元数参数建立航天器的运动模型,并借助正交投影法给出了显式公式,使用隐式辛龙格库塔法进行仿真计算,与常规积分方法进行对比,说明本方法在精度上的优势。接下来通过借助对偶变量变分原理给出辛伪谱算法的构造流程。利用第四类生成函数将最优控制问题转化为边值问题;然后采用Legendre正交配点对状态变量和协态变量以及控制变量进行插值离散,从而原系统状态方程约束转化为有限维离散点的代数方程约束。此过程借助拟线性化法得到系统的雅可比矩阵,其具有稀疏对称的辛矩阵形式从而节省运行内存,并且将积分运算转化为代数求和,提高了计算效率,体现了算法的特点。通过数值算例对比结果体现了该算法高效率高精度的优点,证明了该算法的有效性。最后给出了航天器姿态机动的最优控制问题描述,运用辛伪谱离散方法处理航天器非线性耦合运动方程;为满足约束精度要求,利用hp自适应网格细化技术来优化整个区间段划分的段数与离散配点选取个数之间的分配,从而在保证精度的同时加快收敛速度,提高算法的运行效率。通过实例仿真给出航天器最优控制方案,分析其可行性,并综合考虑空间干扰力矩的影响以及控制输入饱和特性,给出滑膜变结构控制器设计修正控制律,实现航天器姿态机动最优轨迹的实时跟踪。