当航天器进行大角度姿态机动或燃料消耗时,会造成转动惯量的变化,从而引入模型不确定性。同时,在轨运行的航天器还会受到多种干扰力矩的影响。因此,为了保证航天器能够完成规定的姿态任务,航天器姿态控制器必须具有较强的鲁棒性。本文基于此背景,采用自抗扰控制技术,给出了具有较强鲁棒性的航天器姿态自抗扰控制器的设计方法。本文主要工作包括:采用欧拉角来对航天器姿态进行描述,并建立了航天器姿态动力学模型。当航天器的转动惯量无法获得时,航天器姿态动力学模型完全未知。将所有模型动态和外部扰动当作总扰动,从而将航天器姿态动力学模型解耦。此时,滚转、俯仰、偏航三个通道完全独立,从而可以对三个通道分别设计自抗扰控制器。最后以滚转通道为例,分别给出了非线性自抗扰控制器和线性自抗扰控制器的设计方案。仿真结果验证了所设计控制器的有效性,并且说明其性能要优于PD控制器。当航天器的转动惯量可以通过辨识等手段获得时,可得到航天器姿态动力学标称模型。针对这种情况,将标称模型中的耦合项当作干扰项,与模型不确定性和外部扰动一起作为总扰动,从而将航天器姿态动力学模型解耦,因此可以对三个通道分别设计自抗扰控制器。然后以滚转通道为例,介绍了非线性自抗扰控制器和线性自抗扰控制器的设计方法。最后,仿真实验验证了所设计控制器的有效性。与未利用模型信息的自抗扰控制器相比,采用更小的状态反馈控制律增益和扩张状态观测器增益,便可获得期望的性能。由于目前航天器姿态大多数采用主动控制,因此会存在执行器饱和问题。本文采用抗饱和补偿思想,设计了一种改进的线性扩张状态观测器(MLESO),并基于MLESO给出了一种线性抗饱和自抗扰控制器的设计方案。首先分析了 MLESO观测误差的收敛性,然后给出了一种抗饱和补偿增益的计算方法,该方法能够保证闭环系统的局部渐近稳定性,并最大化吸引域的估计值。最后,仿真实验说明所设计的控制器能够在执行器出现饱和时,使航天器完成规定的姿态任务。最后对全文工作进行了总结。