卫星姿态控制系统作为整个卫星系统的一个重要部分，其安全性与可靠性是进行控制系统设计时应当考虑的核心问题。为了实现飞轮完全失效时仍然可控的条件，本文以具有三正交+斜装反作用飞轮组结构的零动量卫星为研究对象，应用被动容错控制中的完整性容错控制理论对具有执行机构完全失效故障的卫星姿态系统进行了研究，为此本文的主要工作如下：（1）建立含有执行机构故障的卫星姿态控制系统数学模型。本篇文章采用了欧拉角的姿态描述方式，利用欧拉-牛顿法，得出卫星的姿态动力学方程；根据坐标转换关系，推导出了卫星的姿态运动学方程，其中对反作用飞轮组结构的卫星姿态动力学方程做了重点强调。另外，本文还研究了几种常见执行机构故障的形式及其数学模型，并根据完整性研究的需要建立了含执行机构故障的卫星姿态控制系统数学模型。（2）针对所研究的故障类型，对该故障类型的卫星姿态控制系统设计了合适的容错控制器，并对控制器的适用范围进行了深入研究：①针对执行机构完全失效故障、恒值偏差失效故障，基于Riccati方程和线性矩阵不等式组（LMI）设计了具有完整性，具有一定稳定裕度且具有良好抗干扰特性的状态反馈容错控制器；②针对执行机构完全失效故障，基于自适应方法设计了一种不需要求解具体控制控制参数，在任意初值下都能使闭环系统渐近稳定，且具有完整性和抗干扰特性的容错控制器；③针对执行机构完全失效故障，通过求解LMI，设计了一种能够使二次性能指标有界，满足H∞性能指标且具有完整性的容错控制器。④在所设计的控制器基础上，本文对所设计的容错方法的适用条件和范围进行了深一步的研究，并给出了相应推论及证明。（3）对本文所设计的容错控制进行了数字仿真，结果分析以及进一步比较、研究。本文利用matlab仿真软件中的LMI工具箱和simulink工具，搭建了卫星姿态控制系统的相应故障模型，给出了仿真结果并进行了结果分析。仿真结果验证了本文说设计的容错控制方法的有效性和结论的正确性，进一步，本文对三种容错控制方法的控制器性能及相同条件下三种不同控制方法的控制效果进行了比较分析，为这三种不同控制方法的适用场合提供了背景说明。