本发明公开了一种基于具有混合执行机构的航天器姿态控制方法，包括以下步骤：基于具有混合执行机构的航天器，综合考虑执行机构安装偏差，转动惯量不确定性与外部扰动对航天器姿态控制性能的影响，建立航天器姿态跟踪动力学模型；设计自适应虚拟控制器以及相应的自适应律；设计鲁棒在线控制分配算法，将虚拟控制信号分配到各个执行机构上，进行执行器重构。本方法综合利用推力器和反作用飞轮两种执行机构的特性，克服了单一执行机构的局限性，提高了执行机构的控制性能，保证了在存在执行机构安装偏差情况下航天器姿态控制系统的稳定性，具有较强的控制精度和对外部扰动的鲁棒性等优点。