随着航天技术的发展,航天器的种类日益繁多,规模越来越大。研制高精度、高稳定性的大型航天器是当前的一个重要的课题,也将是航天技术发展的必然趋势。航天器的姿态控制系统通常采用控制力矩陀螺作为它的执行机构,控制力矩陀螺控制方法研究将为航天器姿态控制提供必要的理论基础。本文以美国ECP公司最新研发的双框架控制力矩陀螺新型仿真平台为研究对象,设计多种控制方法,对实际系统进行有效控制。通过实验所得结果,对各种控制方法的控制效果及控制性能进行比较分析,说明各自的优缺点,深化对控制方法的理解,并为控制力矩陀螺的研制及大型航天器姿态控制方法的研究打下了基础。主要完成了以下几个方面的工作:首先,定义了系统运动的坐标系,然后建立了控制力矩陀螺系统的动力学模型,最后在动力学模型的基础上给出了整个系统的动力学方程,并且针对不同的情况,给出了各种框架锁定情况下的动力学方程。其次,进行了控制力矩陀螺增益的测量及陀螺动态特性分析的研究。通过角动量守恒及牛顿定律等基本原理测量了控制力矩陀螺本身的转动惯量、电机增益、编码器增益的数值;进行了关于陀螺旋转速度方面,有关章动、进动等特性的测试。给出了相关曲线,通过改变陀螺转速及阻尼的增益,观察陀螺运动频率的变化。最后,在前文的基础上,主要研究了控制力矩陀螺控制律的设计问题,并给出了各种条件下的仿真曲线。针对控制力矩陀螺系统,分别采用反作用力矩PID控制方法、连续闭环PD控制方法,极点配置控制方法,全状态反馈线性二次型控制方法,双轴控制方法,对实际系统进行控制,使其满足期望的控制指标。最后,给出了所得数据曲线,验证了所涉及控制律的有效性。