陀螺飞轮是一种多功能集成的姿态控制执行与测量装置,它通过控制高速旋转的转子调速并沿两径向轴倾侧来进行三自由度动量交换,从而能够输出三轴姿态控制力矩;与此同时,通过测量的倾侧控制力矩和转子相关运动信息进行解算,能够获得两轴姿态测量功能。这一实现方式能够有效提高姿态控制系统的集成度和效率,具有轻质量、低功耗等优势,因而在微小航天器中具有广阔的应用前景。然而,目前陀螺飞轮仍处于实验室研究阶段,尽管它理论上具备姿态测量功能,但不同于传统机械陀螺仪,它需要根据航天器姿态控制需求长期运行于变倾侧、非调谐状态,这一变工况运行特性导致了其测量原理十分复杂。现有姿态解算方法在大倾侧工况下具有明显的近似误差,不准确的动力学参数、系统的机械误差等因素也严重影响了陀螺飞轮的测量精度,这是制约陀螺飞轮实际应用的重要难题。本文以基于陀螺飞轮的微小航天器姿态测量为研究背景,针对上述问题,从姿态解算方法改进、陀螺飞轮应用性测试等角度对其实现姿态测量和测量精度提升等关键问题进行深入研究,具体内容如下:在考虑壳体角运动的条件下,引入广义坐标并基于拉格朗日方法建立了陀螺飞轮系统的完整动力学模型,并结合SimMechanics机械仿真工具和试验样机对动力学模型进行了验证;在此基础上,给出了基于陀螺飞轮的姿态角速度测量原理,并对影响其测量精度的主要因素进行了分析,为后续的研究工作奠定了基础。针对现有解算方法在大倾侧工况下具有明显误差的问题,研究了适用于陀螺飞轮全工况的姿态角速度解算方法。为了避免传统方法中由线性化引入的近似误差,采用Jacobi-Anger恒等式建立了陀螺飞轮的低频动力学模型,以保留陀螺飞轮的非线性动力学特性,并通过对模型中各力矩项进行定量分析,实现了复杂力矩项的简化。通过曲线拟合实现了贝塞尔函数的实时计算,从而在此基础上提出了一种适用于陀螺飞轮全工况的非线性的角速度解算方法,该方法不但具有与传统方法一致的解算效率,能够实时解算姿态角速度,而且保证了陀螺飞轮在输出姿态控制力矩的同时具有良好的测量精度。针对不准确的动力学参数影响陀螺飞轮测量精度的问题,研究了其动力学参数的试验辨识方法。根据辨识目的,建立了参数辨识所需的数学模型,据此给出了相应的辨识策略,并对其中的病态问题进行了分析。依据病态性分析结果,设计了特殊工况试验,并提出了基于近似主成分变换的模型降维方法,从而获得了参数的先验约束信息;在此基础上,利用先验约束信息引导病态问题的求解,提出了参数的正则化解算方法,保证了陀螺飞轮参数辨识的准确性和可靠性。与参数设计值相比,试验辨识的参数值使得模型输出能够更好地吻合系统实测输出,为陀螺飞轮实现姿态角速度测量提供了准确可靠的动力学参数。针对陀螺飞轮漂移误差影响测量精度的问题,研究了漂移误差的地面标定补偿方法。通过对陀螺飞轮系统的误差机理进行分析,给出了陀螺飞轮的全误差模型,并基于显著性检验方法,对全误差模型的回归效果进行了检验,对各误差项进行了逐步回归筛选从而建立了能够准确描述陀螺飞轮误差特性的实用误差模型。在此基础上,根据D-最优设计准则和条件数最优准则,提出了一种基于多目标优化的多位置试验方案优化设计方法,优化试验方案具有试验效率高、标定精度高等优势,能够更有效地实现漂移误差补偿,从而提升陀螺飞轮的测量精度。最后,对陀螺飞轮样机的地面综合试验相关问题进行了研究。为了准确提取被噪声淹没的陀螺飞轮试验信号,在分析噪声特性的基础上,提出了一种融合去噪方法,保证了样机测试试验的顺利进行。利用陀螺飞轮样机和精密两轴转台搭建了地面试验平台,基于本文提出的地面标定方法和参数辨识方法对陀螺飞轮样机进行了应用性测试,在此基础上,基于本文提出的姿态解算方法,利用陀螺飞轮样机实现了转台姿态角速度的测量。