中国将于2011年下半年发射“天宫一号”,随着这一消息的宣布,预示着中国航天器交会对接任务已经入实际研发测试阶段。空间飞行器交会对接技术的关键性和战略性凸显,无论从经济上还是时效上,交会对接地面仿真系统都是研究验证航天器最后逼近阶段制导策略的最佳选择。地面仿真系统包括测量部分和控制部分,本文主要针对控制系统部分的双执行机构和控制器的结构进行调试和设计,并分别针对不同的执行机构设计控制律,并进行仿真验证。首先,对于一个地面仿真系统平台来说,执行机构是其制导的动力来源,目前空间飞行器主流的执行机构包括推力器和飞轮两种。针对这两套驱动系统,在软硬件上分别进行设计并调试。其中软件部分重点对通信协议进行设计和实验验证。其次,针对冷喷气驱动系统的原理和特性,选用脉宽脉频(PWPF——Pulse-Width Pulse-Frequency)调节器。给出PWPF调节器的工作原理,在数学上推导出调节器占空比和参数选择之间的关系和规律,并作仿真和实际试验验证。利用PWPF调节器的工作原理和所推导出的占空比与参数的关系,设计控制器,实现冷喷气驱动系统的姿态和位置控制,提高控制精度。再次,对于气浮平台的另一套驱动系统——飞轮驱动系统,推导飞轮系统的工作原理,最终给出带飞轮的刚体小卫星动力学模型。根据其工作原理和动力学模型,针对地面仿真系统三轴姿态控制,设计PID控制器和双环滑模变结构控制器,并作仿真验证。最后,根据双驱动系统的特性,利用其执行机构的冗余性,在仿真系统姿态控制上设计控制分配律。给出地面仿真平台多执行机构控制分配的数学描述。针对特定目标选择分配策略,进行仿真比较。给出多执行机构控制切换策略,与控制分配比较,在实际应用中,取得良好效果。