随着现代科学技术的发展，精确制导武器在现代战争中的地位越来越不可忽视。研究精确制导武器的制导控制系统设计具有重要的意义。本文研究的空间拦截器的姿态控制方法为精确制导武器的研究提供了一定的理论基础。因为末制导探测器是与弹体固联的，为了搜索并跟踪目标，当空间拦截器的制导任务由中制导转入到末制导阶段之后，拦截器的姿态很可能需要做较大角度的调整，而且要求高的快速性。因而，航天器姿态控制的研究是有很重要的实际意义的。本文针对大气层外使用姿控发动机作为执行机构的拦截器，研究了拦截器姿态控制系统的设计。考虑到大角度机动，应用四元数建立了拦截器的动力学方程。对于所设计的闭环控制系统给出了详细地稳定性分析。(1)首先在文中根据姿控发动机的布局对点火逻辑进行设计，使得俯仰、偏航和滚转三个通道的耦合尽可能的小。发动机点火逻辑给出了发动机的开启数目以及开启方向等。(2)考虑到本文所考虑问题的非线性特点，首先选择了使用滑模变结构控制理论来设计空间拦截器的姿态控制系统。在文中设计了滑模变结构控制律并给出了姿态控制系统的稳定性分析。之后，利用计算机进行仿真进一步验证了所设计的控制律的有效性。空间拦截器飞行过程中会遇到模型不确定性以及外部干扰的问题。更进一步地设计了一种自适应滑模控制律来削弱外部干扰以及系统参数摄动的影响。通过仿真结果可以看出设计的自适应控制律具有较快的收敛速度以及较高的鲁棒性和抗干扰性能。(3)空间拦截器在末制导段对于姿态调整快速性的要求并且考虑到有限时间收敛能够较快的收敛到平衡点，所以文中利用有限时间收敛理论为研究的姿态跟踪问题设计控制律。在文中根据已有的有限时间收敛的研究成果设计了有限时间收敛控制律。并且给出了稳定性分析。在实际应用中，所研究的拦截器需要进行静止到静止的姿态机动。因此在文中规划了控制指令的轨迹。经过指令设计之后，姿态控制系统的动态性能得到明显提高。