航天器的在轨任务成败关键在于如何保证航天器姿态控制系统的稳定性以及航天器姿态控制的精度,因此必须设计良好的控制器使得系统的稳定性和控制性能得到满足。在轨运行的航天器由于受到自身执行机构、测量元件等物理条件上的限制,在姿态控制过程中不可避免地面临多种约束,如输入饱和、输入非线性、执行机构不确定性以及姿态角速度受限等,严重影响航天器姿态控制的稳定性和控制精度。因此研究考虑此类约束条件下的航天器姿态控制具有重要的意义,本文的研究内容主要包括以下几个方面:本文首先针对航天器所面临的各种约束进行数学抽象与合理假设,然后基于多种约束条件建立了刚体航天器数学模型。针对考虑输入饱和的姿态控制问题,设计了一种能够显式地满足输入饱和约束的非线性滑模控制器,使得闭环系统在输入饱和受限的条件下渐近稳定;在此基础上,进一步将输入饱和问题扩展为输入变饱和问题,设计一种自适应滑模控制器,该控制器显式地满足输入变饱和约束并能够使闭环系统渐近稳定。另外,进一步设计同时考虑输入变饱和与执行机构不确定性的自适应控制器,使航天器不仅能够满足输入变饱和约束并且有效补偿执行机构不确定性的影响。基于上述基础上,进一步针对考虑输入非线性的姿态控制问题,先后设计了同时考虑输入变饱和与角速度受限、进一步同时考虑输入非线性和角速度受限的自适应控制器,使航天器姿态控制系统的角速度满足特定的约束,并有效补偿输入非线性的影响,系统在输入变饱和约束下保持稳定。最后,将本文设计的控制器进行数值仿真验证,验证其有效性和优越性。本文设计的控制器不受系统参数变化的影响,且对外部有界干扰具有较强的鲁棒性。