姿态确定系统提供航天器当前的姿态信息,是姿态控制的前提。星敏感器和陀螺作为航天器主要的姿态敏感器,在轨发生故障的概率均较高,发生故障后若不能及时诊断并隔离,则错误的姿态信息将被引入到系统闭环控制中,可能使得载荷不能正常工作,甚至导致航天器损毁。在工程应用中,受制于星载计算机的性能,算法的运算复杂性和运算时间均受到严格限制,因此研究诊断准确性高且易于星上实现的故障诊断方法具有重要意义。在此背景下,本文从工程实用的角度研究了航天器姿态确定系统的故障诊断方法,论文的主要工作与成果如下:研究了航天器姿态确定系统建模与分析。针对航天器在轨无法获取真实姿态导致星敏感器难以从测量值中分解出各误差项的问题,提出了一种基于星敏感器在轨测量值的误差分解与特性分析的方法;之后根据实测数据验证了误差分析方法的合理性;最后建立了包含在轨常见故障形式的星敏感器和陀螺模型。研究了基于奉献滤波器的姿态敏感器故障诊断方法。针对单一基于硬件冗余的故障诊断方法若想实现故障分离需要较多硬件资源的问题,研究了将硬件冗余与解析冗余相结合的故障诊断方法,提出了一种基于奉献观测器与加性扩展卡尔曼滤波结合的姿态敏感器故障诊断方法。该方法以偏差四元数的矢量部分为残差并基于3-σ阈值评价原则实现了对姿态敏感器的故障检测与分离。该方法可以快速准确地识别出陀螺间歇故障、缓变故障以及星敏感器的间歇故障、恒值故障。研究了基于简化滤波器的姿态敏感器故障诊断方法。针对航天器星载计算机性能以及星载软件运行时间约束的问题,分别从卡尔曼滤波算法、增益矩阵的求解、故障检测与分离方法三个方面对基于奉献滤波器的故障诊断方法进行了优化设计。首先,将星敏感器和陀螺组合定姿的数学模型由加性卡尔曼滤波算法优化为一种无须重置状态预测值的乘性卡尔曼滤波算法,在滤波性能满足要求的前提下有效降低了卡尔曼滤波算法的运算量;之后,通过将卡尔曼滤波算法中量测噪声方差阵视为独立的标量序贯执行增益的计算,避免了矩阵求逆的过程,在收敛时间及稳定后误差完全一致的情况下使量测更新的运算量降低了1/3;最后,基于简化滤波器思想设计了仅用一个滤波器的故障检测与分离方法,运算量仅为基于奉献滤波器故障诊断方法的1/4左右且可诊断集一致。研究了综合应用模型与数据的姿态确定系统故障诊断。针对多重故障下基于卡尔曼滤波算法的故障诊断在检测出故障后无法实现定位和分离的问题,提出了一种模型方法为主,经验模态分解方法为辅的综合故障诊断方法,实现了模型与数据诊断方法的结合。同时,为了提升经验模态分解算法在工程应用中的可行性,在性能满足要求的前提下对常规算法进行了相应简化。研究了基于半物理仿真平台的故障模拟与诊断验证。为了验证本文所提故障诊断方法是否具有工程实用价值,开展了基于真实星载计算机硬件在环的航天器控制系统半物理仿真试验,主要工作包括:按照工程技术要求生成了星敏感器和陀螺都有可能发生故障且有可能同时发生故障的航天器姿态确定系统故障模拟与注入模块;之后根据系统方案编写了基于Ada语言的星载软件代码。试验结果表明,本文所设计的航天器姿态确定系统的故障诊断方法可运行于星载计算机,故障诊断结果准确,具备工程实施的可行性。