皮卫星以微电子、微机电、纳机电、精密制造等技术为基础,具有成本低、功能密度高、研发周期短、在轨功能针对性强等优点。 姿态确定与控制子系统是卫星系统的重要组成部分,在一定程度上决定了卫星所能实现的在轨功能。皮卫星平台在质量、体积、功耗、数据存储和运算量等指标上要求严格,研究如何在当前技术水平下,寻找出一种满足系统总体约束和任务要求的ADCS设计方案,是本文的研究目标。 论文首先对“微系统与微器件功能验证皮卫星”进行任务分析,明确卫星总体对ADCS系统的要求,并在比较多种可能的姿态测量与控制方法之后,提出一种可行的皮卫星ADCS子系统总体方案:以“双矢量敏感（地磁强度矢量+太阳方位矢量）”作为基本姿态测量手段,以“俯仰偏置动量轮、俯仰微喷机构组合三轴磁力矩器”构成控制子系统。 在姿态测量子系统设计中,依照结构复用设计思想,首次提出将星体表贴太阳电池阵,复用为全向太阳敏感器解算太阳方位矢量,同时采用商用三轴磁强计和样点卡尔曼滤波算法,解决皮卫星在无角速率敏感条件下的姿态测量和姿态确定问题。理论分析和实验结果表明,太阳矢量测量精度<1.5°（1σ）,磁场强度矢量测量精度<1.275°（1σ）,双参考矢量夹角>31.5°时,可保证双矢量定姿算法精度<3°。启动UKF姿态滤波器后,双矢量可观测时,姿态估计精度<0.5°,角速率估计精度<0.0057°/s;仅磁场强度矢量可观测时,姿态估计精度<3°,角速率估计精度<0.0115°/s。 在姿态控制子系统设计中,依据设计轨道高度（400km）上的干扰力矩水平(气动干扰力矩约3.3×10^-8Nm,磁干扰力矩约1.0×10^-7Nm)和总体对ADCS子系统提出的要求,方案中实现了三种执行器件组合的控制系统,包括:微型偏置动量轮(额定转速8600rpm,额定功耗180mW,可提供偏置动量1.441×10^-3Nms)、俯仰微喷机构（推力69mN,最小推力脉宽10ms）、三轴磁力矩器(开关式控制,额定磁矩输出5.49×10^-3Am²,开启时瞬态功耗83.2mW)。这是国内首次在皮卫星平台上实现的三轴稳定姿态控制系统。仿真结果证明,星箭分离后,ADCS系统首先利用B磁控速率阻尼控制律（入轨模式）,在2个轨道周期内,可将星体角速率从4.7°/s衰减至0.01°/s,平均瞬时功耗320mW;之后,切换至三轴稳定模式,约1个轨道周期后,可将三轴姿态指向稳定到3°以内,该阶段平均功耗270mW;进入任务飞行模式后保持三轴姿态稳定指向,常规干扰水平下磁控平均功耗小于40mW,强干扰条件下磁控平均功耗小于70mW,稳态控制时执行机构总功耗可保证250mW以下。总体对ADCS系统提出的要求基本满足。 转台实验是验证姿态控制器件和控制方法的有效手段。在专为皮星开发的微型气浮台上,通过设计的单轴控制实验证明:电池片功率信号,能获得1.3°的测角精度;动量论转速在4000rpm～13000rpm范围内线性程度最好,能保证最低500rpm/s的加