随着航天技术的发展,对卫星姿态确定和姿态控制的要求也越来越高。本文以某型卫星的姿态确定和姿态控制系统为背景,较为系统和全面地研究了三轴稳定卫星的姿态控制系统,在姿态确定方法和有限时间姿态控制规律方面进行了较为深入的研究。论文主要研究工作如下:首先,系统地总结了卫星基于欧拉角和四元数的姿态描述法,包括它们的定义、计算法则、换算关系及优缺点等。针对刚体卫星,给出了卫星姿态动力学和运动学方程,在此基础上建立了较完整的卫星姿态运动模型。太阳矢量的计算需要准确的标准时间和轨道信息,本文同时给出了时间系统和卫星简单二体轨道模型。然后,设计了“陀螺+红外地平仪+数字太阳角计”敏感器组合配置方式的姿态确定系统。分析了陀螺漂移和测量值之间的相关性,详细推导了陀螺准确的连续和离散化数学模型,同时给出并分析了红外地平仪和数字太阳角计的测量方程。提出了利用红外地平仪和数字太阳角计的测量值来修正陀螺漂移的姿态确定原理。分析建立了红外地平仪和数字太阳角计的测量残差方程,联合由误差四元数和陀螺漂移所组成的状态方程,构建了卫星姿态估计器,并应用扩展卡尔曼滤波(Extend Kalman filtering,简称EKF)算法有效地提高了姿态确定精度。最后,深入研究了非线性系统有限时间稳定性的相关理论和以终端滑模控制(Terminal Sliding Mode,简称TSM)为代表的有限时间控制方法。给出了基于Lyapunov稳定性定义的有限时间稳定性定义和自治非线性系统一致有限时间稳定的判定定理及证明。在滑模变结构控制的基本理论和TSM的基础上,提出了一种新型非奇异TSM控制方法。在不考虑干扰的情况下,设计了一个有限时间稳定的滑模面,针对刚体卫星的二阶动力学系统模型利用逆动力学方法分别设计了非连续和连续的TSM有限时间控制器,并对其进行了稳定性分析。设计了一种新型的连续符号函数代替了传统的非连续符号函数,有效地抑制了滑模控制带来的高频抖振。在控制力矩受限和不受限两种情况下,分别进行了仿真,仿真结果验证了TSM有限时间控制器的有效性和可行性。