统计1980年至2005年发射的民用与军用航天器发现，近156颗卫星发生了故障。进一步分析发现这些故障类型各异，它们发生于航天器各个子系统。特别地，航天器姿态控制子系统故障占总故障的32%，且此系统故障对航天任务将产生一定影响。尽管目前不存在一种完善的设计方法能够阻止航天器部件故障特别是姿态控制子系统故障发生，但从近几十年工程经验可知，研究人员可采用“故障规避”技术手段如设计与制造工艺改进、精心严格的地面测试等提高航天器姿态控制系统的可靠性与安全性。但由于航天器长时间工作于高真空、强辐射的恶劣太空环境中，从而使执行器将不可避免地发生故障，进而导致整个姿态控制系统故障。此故障轻则降低姿态控制性能，重则使航天任务完全失败并缩短航天器寿命。因此设计自主姿态容错控制方法，在执行器正常工作甚至故障情况下保证航天器能够实现可接受的姿态控制性能便显得尤为重要。调研现有文献发现目前可在任务各阶段实现姿态自主容错控制的研究结果相对匮乏，故确定本文核心研究目标：为执行器冗余航天器设计自主姿态容错控制方法。为实现此目标，设计自主姿态容错控制系统时首需解决非线性的姿态动力学模型、参数不确定性与外部干扰、执行器输入饱和以及执行器故障等四大难点问题。故本文将重点开展如下两方面研究工作：(1)融合被动容错控制设计方法于航天器自主姿态控制系统中，在其执行器甚至发生故障情况下保证航天器能够实现高指向精度、高稳定度的姿态控制。从工程应用角度而言，则为设计姿态控制系统保证航天器在外部干扰力矩、模型不确定性以及执行器故障作用下完成高指向精度、能够快速响应的各类姿态控制式操作。(2)从如下两个方面解决所设计自主容错姿态控制方法有效性验证问题：一是采用现代非线性控制理论分析此方法的姿态控制性能并证明闭环系统稳定性；二是通过数值仿真验证此方法具有较好的控制性能，满足姿态控制系统设计要求，并验证所建立理论方法的有效性。为完成上述研究工作，本文首先仅考虑执行器发生单一故障类型(部分失效故障)，基于观测器技术设计一种Backstepping控制方法。该方法首先基于迭代技术设计非线性观测器精确估计部分失效因子，并根据此估计值采用Backstepping技术设计姿态控制器。此控制器能够在航天器受到外部干扰、执行器控制输入受限作用下实现姿态高精度稳定控制。与现有部分失效故障控制方法相比，该设计方法能够削弱控制器保守性。在上述Backstepping容错控制设计方法基础上，当执行器仅发生部分失效故障时，本文进一步考虑航天器角速率不可测量问题，提出了一种无需角速度反馈的姿态容错控制方法。为解决角速度敏感器故障时不能提供角速度测量值的姿态保性能控制问题，该方法首先设计了一种终端滑模观测器以实现对角速度的精确估计。而后利用角速度估计值设计容错控制器完成姿态跟踪操作，从而实现无陀螺测角速度的姿态容错控制目标，并解决执行器控制输入受限问题。为实现对执行器尽可能发生故障的容错控制，并提高控制器对故障的容错能力，综合考虑姿态快速响应控制问题，本文将开展航天器姿态有限时间控制研究，基于全局型滑模控制理论提出了一种自适应滑模控制策略。在航天器受到外部干扰与不确定转动惯量作用下，该方法能够在执行器发生严重故障情况下保证姿态跟踪误差渐近稳定，且保证姿态跟踪控制操作能够在有限时间内完成，从而实现姿态跟踪控制操作具有一定的快速响应特性。最后，本文将基于非线性观测器技术设计可重构控制方法保证配备冗余执行器的航天器具有自主容错姿态控制性能，其中设计观测器估计执行器故障，并根据故障估计值隐式地重构控制器。与显式采用故障检测、隔离与诊断算法的容错控制方法相比，本方法可使其控制器不断地更新其控制参数。此研究工作目标旨在解决模型不确定性、外部干扰与执行器故障的同时，应用此可靠的、高效的控制方法保证航天器能够自主处理故障。需要指出的是姿态容错控制设计方法近十年来已发生质的变化。早期航天器姿态故障容错方法仅设计一种鲁棒控制器，在所有可能故障发生情况下保证系统的稳定性。而后的容错设计方法要求故障发生时，系统可检测、隔离与诊断故障并能够估计出新的系统参数，从而选取新的控制参数保证系统重新获得可接受的控制性能。由于姿态控制系统本质上是非线性的，故控制参数调整并不能简单实现；且常值控制参数很难保证航天器在所有运行情况下可实现期望的姿态控制性能。而本文提出的设计方法由于设计了一种新型的故障估计策略，它降低了控制器重构阶段问题的复杂性。因此，所设计控制方法能够有效地绕开故障检测、隔离与诊断技术，从而缩短故障处理所需时间，并大大削弱了控制器的保守性。