随着航天工程的发展,航天器执行任务呈现多样化及复杂化,航天器需要配置越来越多的运动附件。航天器在轨服务期间,控制力矩受限和执行机构安装偏差,使得航天器的输入呈现不确定性。同时环境力矩的干扰,航天器附件和主体之间的耦合作用,及转动惯量的不确定严重影响了航天器姿态控制精度。在上述背景下,本文分析输入不确定下基于附件结构的航天器姿态控制研究现状,以最基本的两刚体航天器作为研究对象,实现航天器主体跟踪轨道坐标系和附件空间指向的复合姿态控制。首先,建立航天器主体和附件的相对姿态运动模型,并解算姿态跟踪和空间指向的目标姿态,将姿态跟踪和空间指向问题转换为相对姿态的稳定性问题。同时针对基于附件结构航天器的耦合作用和运动特性,提出了一种新的解决耦合作用的策略,该策略消除了附件耦合力矩的作用,取代了将耦合力矩视作干扰力矩的传统做法。接着,针对姿态跟踪的鲁棒性要求,本文设计航天器主体的自适应滑模控制。首先针对航天器主体存在转动惯量不确定和干扰力矩的情况,改进了基于角速度误差和四元数误差的自适应控制算法,同时提出了简化的自适应滑模控制策略,接着设计具有普遍应用性的处理安装偏差的控制算法,最后设计自适应控制算法,解决同时存在安装偏差、饱和、转动惯量不确定及干扰力矩等因素的姿态控制问题。针对轨道坐标系相对惯性坐标系姿态缓慢变化的特性,在仿真时设计小初始姿态误差及大不确定性模型,验证设计的控制算法的有效性。最后,针对指向控制对快速机动的需求,本文设计航天器附件的有限时间控制。针对航天器附件存在转动惯量不确定和外部干扰力矩的情况,设计基于状态观测器的有限时间控制。针对同时存在安装偏差、饱和、转动惯量不确定及干扰力矩的情况,设计自适应有限时间控制。在仿真时设计大初始姿态误差,验证设计的控制算法的有效性。