为确保航天器在轨可靠运行,通常配置冗余执行机构,实现航天器过驱动控制系统的动态管理,以此增加系统可靠性、大幅提高系统功能密度与控制输出能力。针对冗余配置的航天器控制系统,本学位论文开展了系统的建模与分析、控制分配算法设计、以及相关背景任务应用等研究,并基于单轴气浮台仿真环境,进行了物理仿真实验。　　首先,分析了引入控制分配环节的控制系统稳定性。以引入直接分配法与伪逆法的航天器姿态控制系统为例,建立了两种算法的分配误差模型,并基于Lyapunov稳定性定理,分析了误差对系统稳定性的影响。直接分配法仅在可达集外部出现分配误差,当配置输出足够克服干扰力矩影响时,算法仍可保证系统稳定,但系统收敛时间延长;伪逆法在可达集内外均存在分配误差,不仅减缓系统收敛时间,且分配误差过大时,系统稳定性也将随之恶化。　　在稳定性分析基础上,提出了基于归一化可达集顶点的改进直接分配法。直接分配法的分配时间特性较差,难于星载实时应用。为此,改进算法在保持原算法优点基础上,重点缩减其离线计算与在线计算时间。离线计算负责构建配置可达集信息,为减少其计算时间,提出了基于效力矩阵零空间的构建方法,快速构建配置的可达集信息及其归一化顶点信息;在线计算根据可达集信息实时生成配置控制指令,为提高其计算效率,提出了基于归一化可达集顶点信息的相交表面搜索方法,将相交表面的搜索范围有效限制在期望力矩方向的局部区域内。　　随后,针对具体的航天器控制任务,开展了控制分配理论的应用研究。　　储能与姿控一体化系统采用飞轮同时实现能量储存与释放,以及力矩输出的功能。根据任务需求,提出了异构飞轮配置的最优构型设计方法,建立配置的输出容积计算模型,并基于优化理论,推导最优构型满足的等式条件,以及求取数值解的迭代方法。在异构四飞轮配置应用中,针对不同控制模式需求,分别提出了相应的控制分配算法,使得配置在充分发挥其储能与力矩输出能力的同时,实现系统的最低能耗管理。　　内编队系统以内、外卫星维持高精度编队的形式反演纯引力轨道环境,控制系统需实时考虑编队的姿态与轨道控制问题。为此,设计采用一套冗余推力器配置,实现外卫星的姿轨一体化控制。根据任务要求,提出了冗余推力器配置的构型设计与评价方法,根据设计要求与功能约束设计推力器构型,并通过冗余度检验、控制输出能力检验等方法,判定既得构型的故障容错能力与受约束控制输出能力。在建立内、外卫星的相对运动模型基础上,设计了系统的控制算法与控制分配算法。基于Lyapunov理论的控制算法可保证系统的渐近稳定性,而一体化控制分配算法以燃料消耗最省为指标,可显著减少推进剂的无谓损耗,并有效规避推力器的饱和与故障风险。　　最后,进行了基于单轴气浮台的物理仿真实验。设计了单轴台大角度快速机动与高精度稳定控制物理仿真方案,采用推力器与飞轮联合配置,在相平面内基于有限时间控制理论,设计联合配置的有限时间控制方法。新方法可将单轴台快速、高精度稳定于目标姿态,并能有效规避推力器的频繁开关与飞轮的过快饱和问题。将实物飞轮与虚拟飞轮相结合,设计了航天器姿态控制系统半物理仿真实验方案。采用速率受限控制算法有效限制最大机动角速度,针对虚拟构型设计指令分配算法,实现指令的实时动态分配。仿真结果验证了算法在姿态控制系统中的可行性与有效性,并为控制分配理论的在轨应用奠定了理论与实验基础。