黄 煦，王 健，龚秋武

(1. 清华大学精密仪器系，北京 100084；2. 火箭军装备部装备项目管理中心，北京 100085；3. 中国酒泉卫星发射中心，酒泉 732750)

0 引 言

航天器编队技术将传统大型航天器的功能分布于一群近距飞行的小型低成本航天器，具有降低风险与成本、提高系统可靠性和任务灵活性等优势[1-2]。该技术可应用于在轨服务、对地观测等空间任务[3-4]。其中，任务灵活性得益于航天器编队构型的可重构能力[5]。编队中的航天器可通过轨道机动的方式改变航天器之间的相对位置，以构成不同的编队构型，从而适应不同的空间任务需求[6]。上述变换编队构型的过程可定义为编队构型重构。

针对编队构型重构问题，国内外研究人员采用伪谱法[7]、自适应控制[8]、滑模控制[9]以及模型预测控制[10]等方法，提出了编队重构控制方案。例如，Wu等[7]采用Legendre伪谱法求解了连续小推力驱动的编队重构最优控制轨迹;Lee等[11]基于间接优化方法解析推导了编队重构问题的最优近似解析解。上述控制方案多基于全驱动编队动力学系统设计，即航天器径向、迹向和法向均有独立的控制通道。若控制器发生故障，导致某一方向的控制力缺失，则系统由全驱动系统降级为欠驱动系统，即系统位形自由度大于系统独立控制数目的系统[12]。此时，上述全驱动控制方案不再适用，导致重构任务失效。解决推力器故障问题的直接方法是安装备份推力器[13]。但是，编队航天器多为小型低成本航天器，考虑到航天器的质量约束与制造成本，更为经济有效的方法是设计欠驱动编队重构控制器[14]。……