随着空间废物的不断增多,卫星遭受撞击的机率越来越大,规避作业技术可以有效保证卫星的安全。卫星规避过程中的轨道控制推力方向主要由卫星的三轴姿态来保证,然而卫星姿控系统的执行机构不可避免地会发生故障,因此必须在系统故障造成重大影响之前,尽早检测、分离系统故障,以有效地提高系统的可靠性和安全性。本文针对规避过程中的挠性卫星,设计了轨道姿态控制方法,在分析执行机构故障机理的基础上建立了推进系统与动量轮的故障模型,并针对这两种执行机构的故障设计了基于未知输入观测器的故障检测与隔离方法。主要内容如下:研究挠性卫星规避过程中的轨道姿态控制方法。针对规避过程中的轨道转移,提出了改进的Q-law轨道控制方法,消除了轨迹震荡,并提高了轨道控制精度。同时,针对规避过程中的挠性卫星姿态控制系统,设计了基于推力器与动量轮联合控制的姿态控制方法,消除了轨道推力安装偏差引起的姿态扰动。研究卫星故障分类与建模方法以及规避卫星故障诊断系统的特点。针对卫星的不同故障,给出了故障分类方法,在分析规避卫星姿态控制系统执行机构故障机理的基础上,开展了推进系统与动量轮的故障建模工作,并研究了规避过程中卫星姿控系统故障诊断的特点,分析了规避卫星开展故障诊断的关键问题。研究基于未知输入观测器的故障检测与隔离方法。针对挠性卫星在规避过程中发生的执行机构故障问题,提出了基于非线性未知输入观测器(NUIO)的故障检测方法,避免了由于卫星规避过程中模型不确定及干扰力矩大等引起的故障误判问题。然而该观测器存在条件严格,因此本文继续研究了NUIO的改进设计,提出了降阶非线性未知输入观测器(RO-NUIO),弱化了NUIO存在的条件。改进后的观测器更简单、适用。研究基于单轴气浮台的半物理仿真系统设计。在基于单轴气浮台的卫星姿态控制系统半物理仿真平台上,开展了姿态控制、故障注入以及故障检测的仿真实验。实验结果表明,本文所提出的故障检测方法设计简单、运行有效,可以实现动量轮的故障检测。