从20世纪80年代美国军方提出了现代小卫星的概念以来，现代微小卫星技术发展非常迅速，微小卫星是目前航天器发展的一个重要方向。现代微小卫星具有重量轻、性能好、研制周期短、造价低等优点。作为现代微小卫星关键部分，姿态控制系统需具有结构简单、质量轻、工作时间长和可靠性高的特点。本文就是在“973”和教育部的资助下(“皮卫星技术研究”和“皮卫星关键技术基础研究”)，对皮纳微小卫星姿态控制和稳定系统进行的系统研究和验证试验。 本文要设计的姿态控制系统，最终目标是一个低功耗的三轴稳定的皮纳卫星姿态控制系统，主要的工作是方案设计和单轴方案验证。由于皮纳卫星体积很小，能源供应亦十分紧张，姿态控制方案设计必须考虑这两个因素。系统采用一个微机械偏置动量飞轮作为姿态控制的主执行机构，利用4个微机械动量喷气装置对飞轮进行饱和卸载，同时还配有三轴磁力矩器作为辅助姿态控制执行机构。考虑到能源和星上空间的因素，姿控系统的姿态敏感器直接利用卫星(近似一正方体)的6个表面上的太阳能电池作为太阳敏感器，同时配有一个三轴磁强计。姿控系统的主控板主要是基于DSP及其扩展电路完成的，负责采集多路姿态信息，确定卫星当前姿态，判断姿态偏差，从而驱动星上各种执行机构协调工作来达到姿态控制和稳定的效果。 本文首先利用DSP及其它数字电路技术设计出姿态控制的主控板。在分析了各个姿态驱动模块的驱动特点之后设计出符合要求的驱动电路模块。通过对太阳能电池的功率输出与卫星相对于太阳的姿态角的关系，得到确定卫星姿态角、角速度和角加速度的方法，并利用姿态偏差量控制偏执动量飞轮实现姿态调整和稳定。综合上面的工作，设计了一个卫星姿控的单轴验证方案，通过在验证平台上的多次实验，可以有效的调整和稳定单轴卫星姿态，证明此姿控方案的可行性，为以后的进一步设计提供宝贵参考。