我国航天器应用的宇航级电子元器件主要依靠进口,为打破国外对我国技术的封锁和禁运,国家大力发展搭载试验微小卫星,用于国产关键元器件可靠性的在轨测试验证。采用磁控条件下利用重力梯度杆和偏置动量轮执行机构配置方案不但减小了卫星的质量和尺寸,而且使三轴稳定姿态控制系统具有较高精度。本文主要针对磁控条件下重力梯度杆伸展和偏置动量轮起旋两个动态工作过程进行研究。首先,对于磁力矩器、重力梯度杆和偏置动量轮三种执行机构的数学模型进行了建立,并对其工作原理进行了阐述和说明。然后,对重力梯度杆伸展方案进行了研究。主要提出了两种磁控条件下研究方案,一种是设计固定的伸杆速度,使卫星在指定的伸杆速度条件下完成重力梯度杆的伸展过程。并通过仿真验证了设计方案的可行性。第二种是在磁矩和星体姿态角、姿态角速度的约束条件下进行星体姿态信息反馈的逻辑闭环伸展,重力梯度杆伸展速度是根据星体姿态角和姿态角速度的变化情况实时改变,设计合理的重力梯度杆的伸展速度,从而保证了在伸展过程中星体姿态稳定,并对两种伸杆方案进行比较。接下来,对俯仰轴负方向安装的偏置动量轮的起旋方案进行了研究。在磁控条件下完成偏置动量轮的起旋过程,避免了由于角动量守恒,在动量轮起旋过程中给星体带来的扰动,并根据磁矩饱和限制对偏置动量轮的起旋速度进行了设计。通过仿真验证了设计方案的可行性。最后,对星体在轨运行的姿态控制的各个工作模式特点进行分析。对速率阻尼,重力梯度杆伸展,和偏置动量轮起旋卫星在轨主动段执行机构动态工作过程磁控研究策略的仿真结果进行了验证。通过姿态信息对于重力梯度杆和偏置动量轮两种执行机构的不同机动顺序对于星体的影响进行了比较。