随着空间科学技术的发展,卫星与人类生活息息相关,在轨运行卫星空间任务的完成离不开姿态控制系统的作用。在轨卫星结构复杂,长时间处于工作状态,任务多样化,并且不可避免的受到强辐射、太阳光压等恶劣环境的影响,执行机构极易出现故障。一旦执行机构出现故障,卫星姿态控制系统的可控性及稳定性将明显降低,甚至出现失控的可能性,进而造成人力,物力及财力损失,并产生空间碎片等重大安全隐患。目前,学者们对在轨期间卫星姿态系统的容错控制策略的研究主要集中在卫星正常在轨运行阶段,并未考虑姿轨耦合的影响;对于轨道调控阶段,轨道调控推力影响下的的姿态容错控制研究则相对较少。区别于其他阶段,挠性卫星进行轨道调控时,轨道调控推力会激起星上相关挠性附件的振动,从而对星体的姿态运动与质心运动造成影响,并引起卫星姿态运动与轨道运动的耦合;因此,卫星姿态受到轨道推力干扰的影响极大,并且该干扰力矩远远大于其他阶段;除了大干扰、强耦合的特点外,该阶段姿态控制系统还具有非线性及参数时变性和不确定性的特点。在该背景下,为了保障轨道调控阶段卫星姿态系统的安全性和稳定性,本文考虑了参数不确定性、内外未知干扰及控制输入受限等非线性因素,针对惯性定向姿态稳定和姿态跟踪两大控制问题,展开了执行器故障情形下的轨道调控期间卫星姿态系统容错控制方法研究。具体研究内容包含以下四个方面:建立了轨道调控期间挠性卫星姿态控制系统的姿态动力学模型和姿态运动学模型,并基于坐标转换关系,给出了姿态跟踪模型,为后续姿态稳定控制及姿态跟踪控制提供理论基础;此外,分析了姿态控制系统中故障产生的原因,并将几种常见的执行器故障类型归纳为乘性故障和加性故障两大类,给出了执行器故障的模型并进行了总结。为了解决执行器部分失效故障及系统内、外干扰力矩影响条件下轨道调控期间挠性卫星姿态控制系统的容错控制问题,在无执行机构冗余备份的条件下,提出了一种基于非线性干扰观测器的Backstepping自适应姿态稳定和姿态跟踪容错控制策略。首先基于精确鲁棒微分器理论,设计了非线性干扰观测器来抵消干扰的影响;在此基础上,考虑执行器部分失效故障,将Backstepping方法和自适应控制相结合设计了鲁棒补偿项,利用自适应控制方法对故障参数进行估计,解决了故障失效参数最小值难以获得的问题,并实现故障条件下的姿态稳定和跟踪的性能。此外,为了提高姿态控制的精度,在姿态稳定的基础上,以压电元件为主动振动抑制的执行器,基于最优二次型方法针对挠性结构振动控制系统设计了挠性振动抑制控制器,从而在兼顾控制系统性能和控制输入的情况下对挠性结构的弹性振动进行有效地抑制。最后,将所设计Backstepping自适应姿态稳定和姿态跟踪容错控制方法用于挠性卫星姿态控制系统,仿真结果验证了所设计的容错控制方案均能满足执行机构部分失效故障条件下的容错性能,并能有效抑制挠性结构振动。在综合考虑星体转动惯量参数摄动及内、外部干扰的情况下,研究了执行机构多类型故障(包括常值故障、完全失效故障、部分失效故障、偏差故障及斜坡变化故障)的卫星姿态容错控制问题,在反作用飞轮冗余配置的条件下,将滑模控制理论与自适应控制理论相结合,提出一种滑模自适应姿态稳定和姿态跟踪容错控制器设计方法。该方法不仅继承了滑模控制的优点,能够有效处理内、外干扰及转动惯量不确定性所带来的影响,而且通过自适应参数的引入,降低了控制器的复杂程度并避免了控制参数选择的麻烦;此外,为了避免传统滑模控制中符号函数带来的“抖振”问题,提出了一种基于双曲正切函数的改进滑模自适应容错控制策略。改进后的容错控制算法的仿真结果表明,基于双曲正切函数的滑模自适应容错控制策略在具有良好容错性能的同时还能有效抑制“抖振”现象。针对内、外干扰影响、转动惯量参数不确定性及执行器发生多种故障的轨道调控期间卫星姿态控制系统,进一步考虑了执行机构控制输入控制受限这一实际问题,提出了一种基于双曲正切函数的改进滑模姿态容错控制方法。该方法通过引入双曲正切函数,显式的考虑了执行器的控制输入受限幅值,从而将输入力矩限定在幅值内。同时,该方法针对线性滑模和时变非线性滑模这两种情况展开深入研究,提出了一种基于定常参数的改进线性滑模自适应容错控制方法和一种基于时变参数的改进非线滑模自适应容错控制方法,这两种容错控制方法均利用自适应控制策略对控制器中的参数进行在线调整,提高了控制系统对模型参数、系统扰动、“抖振”及故障变化的适应能力。通过对姿态控制系统进行数值仿真,验证了本章所设计的容错控制算法能有效改善控制输入受限对控制系统的影响而且能够实现故障条件下姿态系统的稳定及跟踪能力。