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随着卫星航天任务模式的多样化发展，要求卫星具备姿态快速适应的能力，即卫星能够在不同的姿态间进行快速灵活的机动和稳定，为卫星任务的高精度高可靠执行提供保障。本论文针对一类以SGCMG为执行机构的敏捷卫星，主要开展敏捷卫星姿态快速机动和机动后快速恢复稳定的控制方法研究。主要内容包括以下几方面: 对金字塔构型SGCMG系统的力矩输出及放大特性、奇异特性和指导SGCMG系统运动的操纵律进行了分析和总结，建立了卫星系统模型的姿态动力学和运动学方程。并对包含SGCMG系统的卫星整体进行建模，分析控制律和操纵律之间的关联及在卫星姿态控制上的作用，为后续研究奠定理论基础。 针对卫星姿态快速机动的问题，在不考虑执行机构控制力矩约束和考虑执行机构控制力矩及其增量约束的两种情况下，分别基于Terminal滑模控制方法和非线性模型预测控制方法设计了卫星姿态机动控制律。采用滑模控制方法建立了非线性滑模面函数，以系统Lyapunov函数稳定性判据逆向求解了控制力矩的解析形式。利用预测控制方法以卫星姿态及角速度跟踪误差和控制力矩的加权组合建立优化指标，并对系统进行状态预测，最终实现优化问题求解。对两种设计方法以Matlab/Simulink模型进行了数学仿真，分析了控制参数对卫星姿态机动的影响，并对比了两种方法的优缺点。通过仿真结果表明，两种控制方法在加入扰动力矩和转动惯量参数误差的情况下，均能够实现卫星姿态的快速机动。 针对卫星姿态机动后稳定的问题，设计了两种卫星姿态快速稳定控制律:考虑控制受限的PD控制方法和基于趋近律的时标分离控制方法。考虑控制受限PD控制方法结合系统控制力矩输出有限的条件及系统的耦合特性，求解了控制力矩的具体形式。基于趋近律的时标分离控制方法利用时标分离设计思想，将卫星系统分为快慢子回路，建立了趋近律形式的姿态误差动态特性，通过姿态动力学方程求解控制力矩。最后通过Lyapunov稳定性理论证明了所设计方法的闭环系统稳定性，并对设计的方法以Matlab/Simulink模型进行了分析和比较，通过仿真结果表明，两种控制方法在加入扰动力矩和转动惯量参数误差的情况下，均能够实现卫星姿态机动后的快速稳定。 针对本文设计的机动和稳定控制方法，进行了卫星姿态机动和稳定控制的全过程物理实验。分别考虑了Terminal滑模控制方法结合控制受限的PD控制方法、Terminal滑模控制方法结合基于趋近律的时标分离控制方法两种控制方案，以三轴气浮转台的运动模拟卫星在轨运行状态，金字塔构型SGCMG系统为执行机构，姿态控制程序通过无线传输至气浮转台上的中心机运行，使气浮转台模拟在轨姿态调整运动，通过实验数据结果对设计方法的功能实现情况进行分析，进一步验证了设计方法的理论准确性与实际应用性。