1、隨著我國(guó)航天事業(yè)的蓬勃發(fā)展，航天任務(wù)的多樣性更加突出，在之前發(fā)射的航天器中已完成繞地軌道到繞月軌道的機(jī)動(dòng)。下一步，即將發(fā)射的“天宮一號(hào)”將試驗(yàn)交會(huì)對(duì)接技術(shù)。從自主接近與逼近到交會(huì)對(duì)接是一個(gè)復(fù)雜的過(guò)程，涉及了系統(tǒng)建模與分析、兩星或多星相對(duì)運(yùn)動(dòng)、自主相對(duì)導(dǎo)航算法、自主接近與逼近算法、最終段軌跡規(guī)劃與優(yōu)化等內(nèi)容。針對(duì)上述問(wèn)題，本文對(duì)以下內(nèi)容做了深入研究。
　　針對(duì)追蹤航天器相對(duì)目標(biāo)航天器的軌道機(jī)動(dòng)問(wèn)題，首先給出了兩星相對(duì)動(dòng)力學(xué)模型，在假

2、設(shè)目標(biāo)星運(yùn)行軌道為圓軌道，兩星相對(duì)距離較目標(biāo)星地心距小和不考慮攝動(dòng)影響時(shí)，得到滿足中短段軌道轉(zhuǎn)移精度要求的動(dòng)力學(xué)模型，機(jī)動(dòng)中產(chǎn)生的額外累積誤差靠速度補(bǔ)償機(jī)制消除。研究了以 C-W方程為基礎(chǔ)的大距離機(jī)動(dòng)、多脈沖機(jī)動(dòng)、斜面機(jī)動(dòng)算法和勢(shì)能函數(shù)機(jī)動(dòng)算法，針對(duì)追蹤航天器在不同機(jī)動(dòng)段的實(shí)際任務(wù)需求，本文給出軌道轉(zhuǎn)移算法的機(jī)動(dòng)切換策略，即在中段采用大距離的軌道機(jī)動(dòng)方法，到達(dá)切換點(diǎn)后，將其自動(dòng)切換為勢(shì)能函數(shù)機(jī)動(dòng)算法，最后給出了仿真結(jié)果。
　　針對(duì)

3、空間飛行器實(shí)際攜帶燃料有限的情況，采用最優(yōu)化方法求取能耗最優(yōu)的轉(zhuǎn)移軌跡。本文以末值狀態(tài)，轉(zhuǎn)移時(shí)間和能耗指標(biāo)等作為約束條件，給出了最優(yōu)能耗轉(zhuǎn)移軌道的設(shè)計(jì)方法，得到基于連續(xù)速度脈沖機(jī)動(dòng)的轉(zhuǎn)移軌道，減小了軌道轉(zhuǎn)移過(guò)程中的能量消耗。針對(duì)實(shí)際航天任務(wù)中，連續(xù)脈沖機(jī)動(dòng)應(yīng)用受限，本文給出非線性規(guī)劃方法，優(yōu)化出最優(yōu)能耗的相鄰速度脈沖點(diǎn)的時(shí)間間隔，最后給出了仿真結(jié)果并與前面的多脈沖機(jī)動(dòng)作了對(duì)比分析。
　　針對(duì)追蹤航天器相對(duì)目標(biāo)航天器的自然繞飛軌跡捕