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针对敏捷小卫星在运行过程中遇到的各种不确定性和干扰等问题，研究了以单框架控制力矩陀螺（SGCMGs）为执行机构的小卫星姿态机动和跟踪控制方法。在航天器动力学建模时考虑了执行机构的模型；设计了一种具有自适应能力的非线性控制器，并利用Lyapunov理论证明了控制系统的渐近稳定性；为校验该方法的有效性，搭建了基于SGCMGs的敏捷卫星姿态控制系统的半物理仿真实验平台，并考虑模型不确定性、外界干扰及执行机构控制力矩受限的情况进行了半物理仿真实验，相关结果校验了本文方法的有效性。