航天器姿态控制技术是完成各种航天任务的基础,在军事和民事中都有非常广泛的应用,比如:灾害监测、地球地形地貌勘测、气象预报、通信、广播以及军事侦查等。航天器姿态控制系统是非常复杂的非线性系统,其设计面临很多问题,比如航天器在进行姿态机动或者跟踪的过程中可能会发生退绕现象。退绕现象是指航天器初始姿态与期望姿态非常接近且航天器初始角速度与期望角速度误差几乎为零的情况下,由于姿态控制律设计不当,导致航天器绕欧拉轴的旋转角速度先增大航天器向远离期望姿态的方向旋转,然后绕欧拉轴的旋转角速度再减小最后又回到期望姿态的现象。退绕现象会造成多余燃料消耗,如何设计姿态控制律以保证航天器在存在外部干扰的情况下实现无退绕姿态控制是亟待解决的难题。为此,基于滑模控制方法,本文深入研究航天器姿态控制中的退绕问题,构造具有抗退绕性能的姿态控制律。针对采用四元数描述的刚体航天器姿态机动控制问题,设计抗退绕滑模姿态机动控制律。采用双曲正弦函数设计一个新型的滑模函数以保证滑模面包含两个稳定的平衡点,并且采用李雅普诺夫稳定性理论分析证明了系统状态变量在滑模面上的渐进收敛特性和姿态系统的抗退绕性能。设计滑模姿态机动控制律以保证任意位置起始的闭环系统状态在有限的时间内到达滑模面。为保证得到的闭环系统在到达段的抗退绕性能,对提出的滑模姿态机动控制律的动态参数进行进一步的设计,给出了其动态变化规律。并且,通过李雅普诺夫稳定性理论证明了得到的闭环姿态控制系统在到达段无退绕现象。为抑制抖振问题,采用边界层的思想对提出的滑模姿态机动控制律进行改进。通过对滑模函数中的参数施加限制条件,保证了闭环系统在边界层内的抗退绕性能。并且,给出闭环系统两个平衡点的收敛域。在上述工作的基础上,考虑更一般的姿态跟踪控制问题,在采用四元数描述法的刚体航天器姿态跟踪控制系统的外部干扰的上界已知的情形下,设计抗退绕有限时间滑模姿态跟踪控制律。采用双曲正弦函数设计一个非线性的滑模函数以保证滑模面包含两个平衡点,并保证系统状态在滑模面上的有限时间收敛特性。利用李雅普诺夫稳定性理论证明了系统在滑动段具有抗退绕性能。设计带动态参数的滑模姿态控制律使得闭环系统的状态在到达段具有有限时间收敛性能。并且,通过对提出的姿态控制律的动态参数进行设计,保证了闭环系统在到达段的抗退绕性能。为了处理滑模控制律的抖振问题,采用边界层思想对提出的控制律进行改进,并通过对滑模函数中的参数进一步设计,保证了闭环系统在边界层内的抗退绕性能。并且,给出了系统状态的收敛域。针对基于修正型罗德里格斯参数描述的刚体航天器姿态机动控制问题,设计抗退绕滑模姿态机动控制律。采用双曲正弦函数设计一个非线性的滑模函数以保证系统状态在滑模面上渐进收敛至两个平衡点中的一个,并采用李雅普诺夫稳定性理论证明了系统在滑动段的抗退绕性能。设计滑模姿态机动控制律以保证闭环系统状态可以在有限时间内收敛至滑模面上。通过对提出的滑模姿态控制律的动态参数进一步设计,保证了闭环系统在到达段的抗退绕性能。采用边界层思想对提出的不连续滑模姿态控制律进行改进。通过对滑模函数中的参数施加限制条件,保证了闭环系统在边界层内的抗退绕性能,并且给出了闭环系统状态的收敛域。针对基于修正型罗德里格斯及其影子参数的刚体航天器姿态机动控制问题,设计抗退绕滑模姿态机动控制律。采用修正型罗德里格斯参数的初始值设计罗德里格斯参数及其影子参数之间的选择策略,并基于此策略建立刚体航天器姿态机动控制数学模型。该选择策略的特点是,在航天器姿态机动过程中,系统姿态参数是关于修正型罗德里格斯或者其影子参数的连续函数。设计一个线性的滑模函数以保证滑模面上有两个平衡点。采用李雅普诺夫稳定性理论分析证明了系统状态在滑模面上的渐进收敛特性和系统在滑动段的抗退绕性能。设计提出的滑模姿态机动控制律的动态参数,保证闭环系统在到达段的抗退绕性能。为处理滑模函数的抖振问题,采用边界层思想对提出的不连续滑模控制律进行改进。通过对滑模函数的参数施加限制条件,保证闭环系统在边界层内的抗退绕性能。并且,给出了闭环系统状态的收敛域。