近年来,伴随着航天技术的快速发展,遥感信息获取、在轨非合作目标接近等航天任务对于卫星的持续对地凝视、大角度侧摆、单线阵3D成像、可观测条带拓展等功能提出更高要求,因此要求卫星具有超敏捷性和稳定性,即卫星具有更高的姿态机动能力且在姿态机动末端仍能保持高稳定性。为满足上述需求,本文围绕超敏捷卫星执行机构、操纵律、姿态控制算法展开深入研究。单框架控制力矩陀螺(SGCMG)输出力矩大且动态性能好,故被广泛应用于敏捷卫星,但主流航天器配置的SGCMG一般体积较大、单体数目少,导致输出力矩无法满足超敏捷卫星任务需求,因此亟需设计分布式单框架控制力矩陀螺群(SGCMGs)来解决上述问题。同时,由于超敏捷卫星执行机构在机动过程中极易陷入奇异状态,因此需要设计一种快速逃离奇异操纵律加以解决。在此基础上,还需设计一种超敏捷卫星姿态控制算法进一步实现超敏捷性和稳定性。主要内容如下:首先,基于遗传算法(GA)拟双环-锁相环(PLL)的双模式控制策略设计一种SGCMG高精度稳速控制方法,通过设置稳速控制限切换开关进行双模式切换,实现对SGCMG转子转速快速收敛和精细稳定控制,在此基础上采用一种前馈补偿的稳速控制方法,通过实验实测数据进行拟合并推导了框架转速与不确定干扰力矩的定量关系,将定量关系作为扰动前馈补偿模块进行不确定扰动补偿,进一步实现高精度稳速控制。其次,分析了不同分布式SGCMGs可重构构型的角动量包络特点和奇异性角动量包络特点,以此作为超敏捷卫星执行机构的选型依据。提出基于综合赋权法的分布式SGCMGs构型选型评价方法,通过最小二乘法重构主观层次法和熵权法权值矩阵,综合考虑角动量包络、奇异性、可重构性、质量、成本、系统能耗、力矩输出精度等因素,应用基于正负理想点距离的方案评估方案分析并验证出分布式可重构八棱锥-金字塔构型SGCMGs是超敏捷卫星执行机构的最佳选型方案。再次,以奇异鲁棒操纵律为基础设计一种基于功效函数的带零运动奇异鲁棒操纵律,通过功效函数构造带零运动的奇异度量项,进而优化零运动解实现分布式SGCMGs兼顾快速逃离奇异以及角动量利用率高的目标。为解决上述方法受内部奇异点影响导致框架角速度出现局部最小值的问题,引入扩张系数?以调节功效函数缩放系数η和?的比值关系,进而更新缩放系数?,从而改进带零运动的奇异度量项,避免出现局部最小值。同时,将最优初始框架角引入操纵律中,通过预设分布式SGCMGs初始框架角?来代替添加零运动改变初始框架角,进而优化机动路径、提高运算效率。再次,针对挠性卫星姿态控制系统存在刚柔耦合作用、外部未知因素干扰以及执行机构摩擦干扰非线性的问题,设计了一种RBF网络摩擦补偿滑模控制算法,通过运用Lyapunov理论和La Salle不变集定理进行系统稳定性证明。将该算法与超敏捷卫星执行机构和操纵律结合设计一种超敏捷卫星姿态控制策略,通过设置时间窗口切换开关完成分布式SGCMGs的构型切换,在机动初期以八棱锥构型SGCMGs作为执行机构输出大力矩,在机动末端以金字塔构型SGCMGs作为执行机构输出精细力矩,在满足卫星超快速机动的同时兼顾稳定性的需求。最后,考虑到超敏捷卫星姿态控制系统精密复杂、零部件众多,针对在轨机动任务中可能出现的安全问题,本文基于监督局部线性嵌入(SLLE)法设计一种超敏捷卫星姿态控制系统故障检测方法,对卫星的多维遥测数据进行降维处理和特征提取,同时结合SPE和T~2统计方法对故障检测方案进行设计,综合误报率和漏报率来定义故障检测精确度。该故障检测方法解决了局部线性嵌入(LLE)算法难以实时更新数据库这一问题,确保了降维特征提取的准确性,从而提高故障检测精确度。