随着我国空间技术的发展,要求航天器具备的功能越来越多,同时对航天器的指向精度、姿态稳定度以及使用寿命也提出了越来越高的要求。本文以大型航天器姿态控制应用的实际需求为背景,针对控制力矩陀螺(SGCMG)群的构型特性、操纵律设计问题展开了分析,为进一步开展航天器姿态控制研究提供基础。首先,针对应用广泛的金字塔和五棱锥两种构型,分析了SGCMG群构型用于姿态控制的效益特性,采用数值计算的方法绘制了构型奇异面及动量体包络,通过分析奇异曲面的Gauss曲率给出了两种构型所有显奇异状态的图形化表示,求取了在正常工作状态下的构型指标。并对两种构型在一支SGCMG单元失效状态下的构型特性进行了分析。其次,根据能量最省原则,以精确跟踪力矩输出指令为约束设计了Penrose-Moore伪逆操纵律。针对Penrose-Moore伪逆操纵律易使SGCMG群进入奇异状态的特点,基于奇异量度设计了带零运动的伪逆操纵律。同时针对一般伪逆操纵律在奇异状态下失效的缺点,综合考虑框架角速度限制和操纵误差,基于线性二次型最优理论设计了使SGCMG群在奇异状态下仍然可以输出部分控制力矩的SR伪逆操纵律(Singularity Robust Steering Law),并在其基础上采用添加周期性扰动的方法,设计了不依赖输入力矩指令即可脱离奇异状态的PSR伪逆操纵律(Perturbed Singularity Robust Steering Law)。最后,在构型分析和操纵律设计研究的基础上,结合简化的框架伺服系统模型,对SGCMG系统的操纵控制进行了仿真分析,验证了构型和操纵律分析结果的正确性。此外,结合航天器姿态动力学模型,在构型与操纵律形式确定的前提下,构建了基于SGCMG群实现的航天器姿态控制仿真模型,分析了SGCMG群在大型航天器姿态控制过程中的响应。