航天器由于在轨运行环境恶劣、遭遇高低温交变和强辐射等因素易引发姿态控制系统执行机构故障。本文以带有执行器完全失效故障的挠性航天器为对象，进行姿态容错控制研究。针对具有高度非线性及强耦合等特点的挠性欠驱动航天器姿态控制系统，分别提出分层滑模容错控制算法和反馈容错控制算法，为航天器在轨运行的可靠性提供了有效的理论途径。　　首先，介绍本课题的研究背景、目的及意义，系统地阐述了故障、容错控制(Fault Tolerant Control,FTC)及欠驱动机械系统的相关概念，总结了刚性欠驱动航天器的姿态控制方法和挠性航天器的姿态控制技术的研究现状，最后给出本文的主要工作内容。　　然后，给出了挠性航天器的动力学模型和运动学模型，在深入分析执行机构故障产生机理的基础上，给出故障模型及分类描述，开展针对其姿态控制系统的容错控制技术的研究，为后面的控制设计和仿真提供了数学模型基础。　　之后，针对挠性欠驱动航天器的动力学模型和姿态四元数模型，提出了分层滑模容错控制策略，并设计分层滑模容错控制律，分析了整个姿态控制系统的渐近稳定性能，实现了对航天器姿态的有效控制，同时仿真结果表明所设计容错控制算法可以有效的实现挠性欠驱动航天器姿态的镇定控制。　　最后，针对挠性欠驱动航天器的动力学模型和w,z姿态参数模型，首先利用齐次系统的性质简化姿态系统的模型，并分析了简化后的系统与原系统具有相同的稳定性质；其次，设计自适应观测器实现对未知挠性模态的估计，保证观测器的输出可以有效的估计未知信息，并利用反馈控制方法针对简化模型设计了容错控制律，基于Lyapunov函数和输入状态稳定性(ISS)理论分析了整个姿态控制系统的闭环稳定性，实现了对挠性欠驱动航天器的姿态镇定控制，并针对某类型挠性航天器进行数值仿真。仿真结果表明所设计容错控制算法的有效性。