发动机伺服机构是运载火箭姿态控制系统的执行机构,其可靠性直接关系到火箭发射任务的成败。论文以我国某新型捆绑火箭为研究对象,对火箭助推飞行段可能出现的伺服机构故障开展容错控制技术研究,分析了故障对控制系统的影响,提出了两种容错重构控制方法。主要工作如下:1设计了无故障情况下的姿态控制器。1)建立了适用于某新型捆绑火箭的小偏差姿态动力学模型;2)设计了无故障情况的姿态控制器;3)搭建变系数时域仿真平台进行验证,为故障下的影响分析奠定基础。2分析了发动机伺服机构故障对姿控系统的影响。分别从频域和时域两个角度进行了分析。频域方面,分别基于简化模型和完整模型分析了故障对闭环系统特征根的影响;时域方面,基于MATLAB/Simulink软件搭建了故障状态下的变系数时域仿真平台,在此基础上分析了故障对姿控系统性能的影响,给出了故障影响分析结论。3提出了基于发动机功能冗余的摆角指令重构方法。针对捆绑火箭伺服机构数量多,功能存在冗余的特点,利用剩余无故障伺服机构进行适当线性组合,提出了两种摆角指令重构方法。一种是芯级或助推发动机独立重构方法,另一种是芯级和助推发动机联合重构方法,并对两种重构方法进行了比较分析。4提出了基于参考模型的自适应容错控制方法。针对火箭飞行过程中故障信息难以快速准确辨识的特点,设计了模型参考自适应容错控制器。首先对故障模型进行合理简化,得到适合自适应控制的二阶控制模型,然后针对助推段火箭姿控模型参数变化大的特点设计了时变参考模型,在此基础上设计了自适应控制律,并通过时域仿真验证了控制器设计的有效性。论文从工程实际出发,将容错控制技术应用到运载火箭的姿态控制中,拓展了容错控制理论的应用范围;另一方面,论文得到的研究结论对我国未来大型捆绑火箭姿态控制系统设计具有一定的参考价值。