执行机构外部干扰与不确定转动惯量等诸多因素将影响航天器姿态控制系统性能,甚至使姿态控制系统不稳定,从而致使整个航天任务失败。因此,对在轨航天器姿态控制系统的可靠性提出了更高的要求。特别地,它要求敏感器、执行机构等部件发生故障时,航天器能够实现对这些故障的容错控制,从而提高航天器的安全性。目前虽有研究者提出了诸多容错控制策略以实现在轨航天器的姿态控制,但这些容错控制器仅考虑了对部件故障的处理,并未考虑部件安装偏差,特别是执行机构安装偏差。在实际工程中,执行机构安装偏差是必然存在的,此问题将对航天器姿态控制性能产生一定影响。另一方面,为实现航天器可靠性控制,航天器常配置冗余执行机构,此时过驱动航天器的能耗优化问题也亟待进一步解决。为此,本文将针对在轨过驱动航天器可能面对的执行机构安装偏差、多种故障、外部干扰、不确定转动惯量以及星载能耗过大等问题,开展高精度、高稳定度的姿态控制及其控制分配研究。本文研究内容主要包括以下四部分:首先,结合在轨航天器姿态操作任务,综合考虑两类常用执行机构(反作用飞轮与推力器)安装偏差与故障问题,建立执行机构安装偏差、故障数学模型以及航天器姿态控制系统数学模型。同时,给出了后续章节所涉及的支持向量机等基础知识。其次,结合建立的过驱动航天器姿态控制数学模型,仅考虑执行机构故障,基于线性化后的姿态控制模型率先提出了一种基于故障估计的姿态稳定控制方法。该控制方法设计一种观测器以估计因执行机构故障而产生的偏差力矩,而后根据此故障估计值设计控制律实时抵消故障对姿态控制的影响,实现姿态高精度、高稳定度控制。特别地,针对所设计的期望控制力矩,该控制方法通过设计基于时序法的最优控制分配算法,把指令控制力矩分配于各个执行机构,实现能耗优化目标。需要指出的是,此控制方法是基于线性化的姿态控制模型设计而成。在实际工程中,此线性化的模型并不能精确地描述航天器姿态动力学,从而导致所设计控制器控制性能并不能做到最优。为此,借助故障估计的设计思想,进一步设计基于非线性观测器的主动容错控制方法,实现航天器处于外部干扰作用下的高精度控制,并应用Lyapunov稳定性理论证明它能够保证闭环姿态控制系统的稳定性。再次,针对执行机构故障且安装存在偏差的过驱动航天器,考虑外部干扰与不确定转动惯量对姿态控制性能的影响,提出了一种基于动态分配的姿态稳定控制方法。该方法采用支持向量机技术设计自适应律,估计不确定项、转动惯量等引起的系统不确定项;而后应用此估计值设计姿态控制器完成姿态稳定控制操作。需要指出的是,该方法基于动态控制分配设计而成,因此它可动态地把指令控制力矩分配至各个执行机构,从而保证能量消耗最优控制。Lyapunov稳定性分析与仿真结果均验证了该方法的有效性与合理性。在此基础上,考虑采用推力器进行姿态控制的过驱动航天器,提出了一种自适应变结构容错控制方法,该控制器能够保证姿态控制系统输出对控制输入满足?2小增益控制目标,从而可通过调整控制参数实现航天器姿态高精度、高稳定度控制。同时,该方法亦采用动态控制分配算法分配所设计的指令控制力矩于各个推力器,从而实现推力器最小能耗并且产生期望的控制量,完成姿态稳定控制操作。最后,综合考虑航天器执行机构故障、安装偏差与外部干扰问题,提出了过驱动航天器姿态自适应补偿控制设计方法,实现姿态跟踪有限时间控制。针对采用反作用飞轮且飞轮故障并存在安装偏差的航天器,设计了自适应补偿控制器。该控制器通过设计自适应律估计外部干扰、故障与安装偏差的上界值,而后利用此估计值设计控制器实现姿态有限时间控制。由于此方法本质上是一种被动容错控制策略,因此其控制器具有一定的保守性。为克服此缺点,本文提出了一种基于终端滑模观测器的主动容错控制方法。该方法通过设计滑模观测器并视之为故障检测、诊断环节,实现对执行机构控制故障、安装偏差与外部干扰力矩总和的估计。而后,应用此估计值设计补偿控制实现对此偏差力矩的补偿,并完成姿态跟踪有限时间控制,保证姿态与角速度跟踪误差在有限时间内严格收敛于零,实现高精度、高稳定度的姿态跟踪控制。