基于反作用飞轮和磁力矩器的姿态控制系统因无需消耗冷气或燃料，理论上具有无限长寿命，因此一直是国内外学者研究的重点方向之一。本文针对某型在研卫星，研究在不同控制任务中飞轮动态特性对卫星姿态控制的影响，并在要求的姿态控制系统性能指标条件约束下，对飞轮和磁力矩器的性能指标进行评估，为轮控卫星姿态控制系统的工程实现提供执行机构的选型依据。首先建立了卫星的动力学模型和运动学模型，并对空间干扰进行了的研究。其次，对控制系统中反作用飞轮的模型进行了分析，建立了飞轮仿真模型和三轴磁卸载模型，对磁卸载规律进行研究和设计。然后，根据卫星在空间运行时控制模式的不同，对姿态控制系统进行了分类设计，主要分为对地定向三轴稳定控制系统、姿态机动姿态控制系统、对日定向姿态控制系统和全方位对日捕获姿态控制系统。对这些控制系统逐一进行了仿真研究，验证了设计的可行性。通过姿态机动和全方位对日捕获的仿真研究，给出了反作用飞轮和磁力矩器主要性能指标的选择范围。最后，论文对卫星可能出现的故障情况进行分析。针对单轴反作用飞轮发生故障的情况，设计了使用剩余两轴反作用飞轮和冗余轮共同控制卫星三轴姿态的故障处理方案，给出了故障模式下控制力矩的分配方案。在对地定向和姿态机动两种模式下，对该方案的可行性和有效性进行了仿真验证。本文通过对基于反作用飞轮和磁力矩器的卫星姿态控制系统的研究，从工程实现的角度上，给出了某型卫星姿态控制系统中反作用飞轮和磁力矩器的性能指标要求，为该型卫星的研究提供了依据。