在过去的25年中,有超过4000颗卫星在世界各地发射升空,卫星已经成为了世界各国进行空间通讯、地球观测等技术的主要手段。尽管卫星在设计制造的过程中都会采用最新的技术并进行大量的测试,然而,空间环境非常恶劣,每一次空间任务都是一次巨大的挑战,还是有许多卫星未能完成计划任务就停止服务,并最终导致任务失败。加拿大航天局的一份报告表明,在卫星的所有分系统中,发生故障的概率最高的分系统是姿态轨道控制系统,超过了30%。而其中由执行器故障所引发失败的案例更是超过了50%。因此,研究卫星姿态控制系统面对执行器故障时的容错控制方法是具有重要的工程意义的。本论文依据传统卫星的设计方法,即假设卫星为一次性使用且不可维修升级的条件下,从理论和应用两方面对具有执行器故障的卫星姿态系统容错控制问题进行深入的研究。目前工程上应用的控制方案,针对卫星姿态控制系统中执行器出现故障的情况缺乏完成度良好的故障主动解决方案。而在设计自主姿态容错控制系统时卫星系统的非线性姿态动力学模型建模、快速响应能力、执行器输出力矩饱和以及执行器故障不确定性都是控制方案设计的难点。本文将重点针对这些难点为卫星姿态控制系统设计容错控制方案,保证系统任务的完成。本文所提出的卫星姿态控制系统容错控制方案的有效性通过两种方式验证:一是通过Lyapunov稳定性理论分析证明其闭环系统的全局稳定性;二是通过数值仿真验证该控制方法的控制性能,以及其有效性和可行性。考虑卫星的执行机构发生部分失效乘性故障的情况下,设计反步控制方案。首先,以无故障卫星姿态控制系统为模型,基于Lyapunov方程得到一种全局稳定的容错控制方案;然后,探讨不同的Lyapunov函数组成部分的定义与相关控制律的关系,并提出一种基于四元数分段的几何方法来确定Lyapunov函数势能部分的方法,得到的Lyapunov方程的误差函数与误差空间的拓扑结构相对应;在此基础上,针对存在部分失效乘性故障的卫星姿态控制系统模型的稳定性进行分析;最后,通过与目前工程应用较广泛的姿态控制方法进行仿真对比,确定此反步控制方案能够在卫星受到常值型故障和时变型故障的情况下均具备更好的响应速度和容错能力。针对执行器发生乘性故障(部分失效与完全失效)的卫星姿态控制系统,提出了一种基于全局型滑模控制理论的自适应滑模容错跟踪控制策略。首先给出卫星姿态跟踪的数学模型;在卫星系统模型执行器不冗余情况下,考虑部分失效故障的发生,基于变结构控制设计原理,设计滑模面,并考虑飞轮力矩受限的情况,设计相应的容错控制方案;然后将该方法扩展到卫星姿态控制系统执行器冗余的情况,考虑执行器中的一个或一些发生完全失效故障的情况;最后,通过数值仿真验证了该方法的有效性和可行性。最后,本文考虑了当卫星的执行机构发生混合性故障(乘性故障和加性故障)时,基于参考模型的理论,提出一种自适应容错控制方法。建立一个非线性的理想卫星姿态控制系统模型,不同于一般的控制方法中姿态参数追踪一个常值或给定的姿态曲线,该控制方法中通过实际星体系统中的角速度和四元数参数追踪理想模型中的角速度和四元数参数来确定姿态。这样,当执行器故障发生时,实际系统的姿态参数与理想模型的姿态参数会发生偏差,而通过对该偏差的调节来实现控制策略主动容错。这种控制方法不需要辨别故障发生的类型,适用于执行器加性故障情况和乘性故障的情况。通过仿真与传统PD控制方法进行对比,可以看出该控制方法可以可靠、高效的保证卫星对故障的自主处理。