本论文以甚高分辨率军用侦察卫星为背景,研究基于反作用飞轮与推力器联合控制的快速姿态机动问题,针对反作用飞轮能力受限、推力器控制精度不高的缺点,研究联合控制策略、切换分配算法,实现快速机动与快速稳定。研究的内容主要包括以下几个方面:　　首先采用拉格朗日方程建立了侦察卫星的动力学模型,推导了侦察卫星的运动学方程,并且用矩阵的形式来表示这组动力学方程,为控制系统设计和仿真奠定了基础。　　结合推力器和反作用飞轮两种不同特点的执行机构,合理地设计了两种执行机构的控制分配方案。推导了考虑推力器控制精度不高和反作用飞轮的输出力矩受限下的切换分配算法,数学仿真验证切换算法的有效性。针对推力器输出是开关型的恒值输出,具有强非线性特性,设计了调频调宽调节器。自动地调制脉冲的宽度和频率,将开关控制量调制成连续量。　　本文利用了Lyapunov稳定性理论设计了PD控制器和滑模变结构控制器。分别从机动时间、控制精度和稳定度等方面对这两种控制器进行了比较,获得了适用于推力器与反作用飞轮的控制器。太阳帆板振动和星体运动之间的耦合作用,降低了星体的控制精度和稳定度。为了降低这种影响,设计了正位置反馈控制器。它能通过增大系统振动的阻尼,抑制太阳帆板的振动。分别以单自由度和多自由度系统为例进行了数学仿真,验证正位置反馈控制器抑制振动的效果。　　最后将星体姿态控制器和太阳帆板振动抑制控制器联合起来,组成侦察卫星的复合控制系统,并且引入切换算法,执行机构数学模型和侦察卫星的动力学、运动学模型构成闭环的系统。利用MATLAB软件对整个闭环系统进行了数学仿真。