分导飞行器是一种新型的航天运输工具,是随着现代航天的发展产生的。与传统的飞行器相比,分导飞行器在飞行过程中存在载荷释放。在载荷释放的瞬间,飞行器的质量及其分布发生突变,导致其质心位置与转动惯量发生突变。此外,现代飞行器以超强的机动性为特征,其动力学与运动学方程存在很强的非线性与耦合性。所以对分导飞行器进行姿态跟踪控制律设计时要寻找新的方法。本文通过把分导飞行器看作一个有载荷释放的刚体,通过研究刚体姿态的动力学与相对姿态运动学方程,采用多模型自适应控制以及一些非线性系统理论来设计分导飞行器的姿态跟踪控制律。主要包含以下几方面内容:首先,建立飞行器的质心平动与其绕质心转动的动力学与运动学方程,提出了分导飞行器模型的特殊性。通过引进单位四元数来描述所有与分导飞行器有关的姿态。其次,根据飞行器姿态动力学方程中参数与控制量的线性关系以及通过引进线性滤波器来建立分导飞行器的单模型自适应控制。考虑到分导飞行器模型的特殊性,通过研究切换系统的相关理论建立了分导飞行器姿态跟踪系统的多模型自适应控制来提高系统的暂态响应特性。最后,如果飞行器姿态动力学方程中存在扰动,这就破坏了飞行器姿态动力学方程中参数与控制量的线性关系。于是通过假定已知刚体的转动惯量,并且单模型自适应控制律中参数的实际值取代估计值,来研究当姿态跟踪系统系统在此跟踪控制器作用下闭环系统的扰动特性。非线性系统的输入到状态的稳定性理论是这里研究的关键。最后对于一次分导过程进行了弹道仿真。