本发明涉及一种基于故障解耦的单框架控制力矩陀螺航天器容错控制方法，具体操作步骤如下：步骤1：建立存在执行机构部分失效情况下的航天器动力学和运动学方程；步骤2控制器设计。本发明有如下优点：本发明为针对以单框架控制力矩陀螺群为执行机构的航天器，克服了单框架控制力矩陀螺群的奇异性问题。本发明设计的控制器结构简单，各个控制力矩陀螺的容错控制器结构相同，彼此之间互相解耦，而不会发生直接的影响。本发明综合考虑工程实际，不要求事先确知故障和干扰的确切信息。本发明并不具体针对某种构型的单框架控制力矩陀螺群，而是可以用于任意构型的单框架控制力矩陀螺群中，拓宽了其实际应用范围。