现在的卫星编队技术因其独特的优势能够得以迅速发展,随着人类航空航天技术的迅猛发展,将卫星编队技术应用到太空环绕其他天体运行的卫星任务中是非常值得研究的一项内容。本文以月球空间环境为背景,在考虑月球卫星空间运行的特性的条件下,对卫星编队构型的保持控制问题进行了研究,主要进行的工作有:首先,推导了在卫星编队构型保持控制器的设计中会用到的动力学模型,包括较为精确的非线性动力学模型、适用于主星轨道为圆参考轨道的精确的非线性动力学模型、经过线性化的适用于圆参考轨道的C-W方程以及适用于椭圆参考轨道的Lawden方程、基于真近点角的动力学模型。之后对于月球的空间环境进行了分析,给出了所需要考虑的摄动以及摄动对主星和从星之间的相对运动产生的影响,并对动力学模型在线性化的过程中产生的线性化误差进行了分析和验证。考虑到扰动的复杂性采用具有鲁棒性的滑模变结构控制方法对编队构型的保持控制问题进行了设计,分别对圆参考轨道和参考轨道为椭圆轨道时的编队构型控制问题进行了研究和仿真验证,之后针对在缺少主星时变的轨道信息时,通过将时变部分看作扰动,设计控制器,并通过仿真验证了该控制器的作用效果。分别针对存在不确定扰动的圆参考轨道的编队动力学模型和同时存在不确定摄动和时变参数扰动的椭圆参考轨道条件下的编队动力学模型设计了自适应控制律,控制律中模型的不确定项变化依赖于主从星之间实时的相对状态误差,同时能够估计出一定精度相对摄动加速度的误差范围,仿真验证该控制律的性能。最后针对以椭圆轨道为参考轨道的情况,基于真近点角域下的动力学模型,分别采用滑模控制方法和反步法对编队构型保持问题进行了研究,并通过仿真验证了基于真近点角域的动力学模型进行控制器设计的可行性。