随着空间技术的发展和成熟,外层空间的军事价值越来越明显,为保持空间优势,必然产生空间对抗。在此背景下,除了具备“进入空间”与“利用空间”的能力之外,还必须具备强有力的“控制空间”能力,才能保证空间资源不受侵犯。而轨道机动技术与先进的轨道优化设计方法是完成各种空间对抗任务的基本保障之一。因此,有必要对先进的轨道优化设计方法进行研究。本文以近些年来美国空间对抗系统试验为背景,对有限推力作用下的航天器的轨道优化设计方法与应用进行了研究,主要的研究内容包括以下三个方面:为了避免求解过程中的奇异,建立了改进春分点坐标形式的航天器轨道动力学方程;对地球引力线性化,建立了编队飞行相对动力学方程;利用庞特里亚金极值原理推导了基于上述两种动力学方程的最优控制模型。本文给出三种求解轨道优化设计问题的方法(间接法、混合法和高斯伪谱方法)及求解思路。针对有限推力作用下的轨道优化设计问题,分别用间接法、混合法和高斯伪谱方法求解几类典型的轨迹优化问题。考虑到间接法收敛的困难性,先采用高斯伪谱方法求解,之后再将高斯伪谱方法得到协状态值代入间接法,以此加快间接法计算速度并改善其收敛性。利用混合法和高斯伪谱方法成功求解了轨道提升、大倾角改变、轨道根数大范围改变以及低轨道向GPS卫星轨道转移的轨道优化问题,仿真结果表明高斯伪谱方法对求解复杂轨道优化问题具有较强的适应能力。根据相对动力学原理,针对圆轨道下编队飞行,分析和设计几种特殊的编队队形,获得了形成圆轨道下编队飞行所必须具备的初始条件。然后,利用高斯方法给出了一个空间圆编队飞行的轨道设计方法。