随着航天事业对太空不断的探索，航天器控制系统对于在轨自主控制技术及可靠性的需求日益增长。然而航天器一旦在太空中出现故障，若要修复则会花费大量的物力财力，并且无法在短时间内完成。因此，为航天器设计自主的姿态容错控制方法，在航天器部分执行机构或敏感器故障的情况下能够满足一定的控制需求是需要深入研究的方向之一。针对上述需求，本论文研究的主要目的是：针对搭载冗余飞轮作为执行机构的航天器设计姿态容错控制方法。为此需要在航天器模型存在不确定性、外部干扰和执行机构故障的情况下，解决现阶段容错控制器保守性强、执行机构输入受限、姿态快速响应及执行机构力矩优化分配等关键问题。本文的主要研究内容包括以下几个部分：
　　本文首先考虑反作用飞轮存在安装偏差、故障以及输入受限的问题，提出了一种基于迭代学习观测器的三阶滑模姿态容错控制方法。该方法将飞轮安装偏差干扰、系统外部干扰及飞轮故障力矩进行整合，设计迭代学习观测器对其进行观测。而后依据此观测信息，设计三阶滑模容错控制器。该控制器能够使航天器实现高精度姿态稳定，并满足执行机构输入受限的条件，由于本方法通过观测器对系统故障进行估计，因此削弱了控制器的保守性。
　　其次，考虑了航天器模型存在不确定性及飞轮能量优化的问题，提出了一种航天器自适应姿态跟踪容错控制方法。为解决能量优化问题，该方法首先对飞轮能量消耗进行优化，得出能量最优力矩分配矩阵，然后应用自适应控制技术实现对航天器的姿态跟踪容错控制。该控制算法在航天器转动惯量存在不确定性时能够实现更高精度的姿态控制，并且在同样的姿态跟踪任务下，能量消耗优于同类控制算法。
　　为了提高航天器对模型不确定性的鲁棒性，并实现航天器姿态快速响应，提出了一种自适应姿态跟踪有限时间容错控制方法。该方法通过构造新型快速终端滑模面，解决了奇异性及系统状态振颤问题；并基于该滑模面设计姿态跟踪容错控制方法，同时设计平滑的饱和函数解决了执行机构输入受限问题。该方法对航天器转动惯量的不确定性具有较强的鲁棒性，且姿态跟踪控制能够在有限时间内完成稳定，实现姿态的快速响应。
　　最后，考虑航天器角速度敏感器失效、模型存在不确定性及执行机构输入受限的条件下，提出了一种力矩优化分配的有限时间容错控制方法。该方法提出一种无需转动惯量信息的观测器，在角速度敏感器故障时对角速度信息进行估计，而后设计新型时变快速终端滑模面，解决奇异性及系统状态振颤问题，基于角速度估计信息和时变快速终端滑模面设计有限时间容错控制器，利用双曲正切函数解决执行机构输入受限问题，提出输出裕度的概念以优化系统输出能力。该方法在模型存在不确定性时可以快速精确的观测角速度信息，进一步实现姿态有限时间稳定，并且均衡了系统在各个方向上的输出能力。