航天器自主交会对接是航天领域研究的热点问题之一。多种类型的航天任务在很大程度上依赖于航天器之间交会对接的顺利实现。与航天员参与操控的方式相比，航天器的自主交会对接适用于多种无人航天任务，具有更加广阔的应用前景。就目前我国已经启动的登月工程和空间站计划而言，对航天器自主交会对接问题进行研究具有更重要的现实意义。交会对接过程通常分为交会和对接两个阶段，分别属于轨道控制和姿态控制的范畴。本文即针对航天器自主交会过程和自主对接过程中多种复杂情况下的模型建立、控制律设计以及控制参数选取等一系列问题进行深入研究，提出一套切实可行的控制律设计方法，较全面地解决自主交会对接各阶段存在的控制问题。　　在自主交会过程中，目标航天器圆形轨道的偏心率因受复杂环境的影响难以保持恒定为零。针对此现象，本文基于Clohessey-Wiltshire（C-W）方程将目标轨道偏心率变化刻画成一种非圆不确定性，并利用鲁棒多目标控制思想在一个统一框架下对航天器自主交会过程一些控制问题进行研究，提出相应的鲁棒控制律多目标设计方法。　　在交会轨道机动控制问题的研究中，本文将两个航天器的交会过程作为一个整体进行考虑。针对追踪航天器从初始位置转移至目标位置的轨道机动过程提出多目标鲁棒控制律设计方法。设计过程综合考虑了目标轨道非圆不确定性、有限推力约束和二次型性能指标要求。与传统以单一指标作为优化目标的控制方法相比，所提出方法能够有效减小控制推力和燃料消耗，对非圆不确定性的影响也具有较强的抑制能力。　　自主交会过程中航天器之间一些特殊的相对运动形式也具有重要的现实意义。追踪航天器在转移至目标航天器附近时通常需要保持在一个固定点或对目标进行近距离的自由绕飞从而准备最终的对接工作。本文通过模型变换，针对这两种特殊运动形式分别提出相应的控制律设计方法。对于相对位置保持的运动形式，本文将其刻画成为一个系统输出跟踪问题，提出了多目标鲁棒控制律设计方法，并基于此方法对追踪航天器在V-bar、R-bar和H-bar上的保持过程以及在保持点之间的转移过程进行了分析和比较；对于自由绕飞的运动形式，本文提出了一种绕飞轨道转移的多目标鲁棒控制方法，并针对转移过程的实际需要将性能指标上界或推力上界作为优化指标进行控制律的设计。基于所提出的方法，对绕飞轨道间不同转移方式和初始状态对推力和性能指标的影响进行了分析和比较。　　此外，本文还针对设备故障以及数字控制器存在采样周期等复杂情况，研究了航天器自主交会的容错控制及采样控制问题。针对航天器可能出现的设备故障，本文利用可变比例系数对轨道推进器故障和运动传感器故障进行建模，分别提出了针对两种故障形式的容错控制律设计方法，有效减小设备故障对自主交会过程造成的影响。另一方面，考虑到航天器多采用离散信号形式的数字计算机作为控制器，本文研究了航天器自主交会的采样控制问题。由于传统采样控制方法无法处理模型不确定性情形，本文针对非圆不确定性，通过对采样周期的处理将采样系统转化为带有输入时滞的连续系统进行分析及控制器的设计，提出了一种航天器自主交会的采样控制律设计方法。　　对于航天器自主对接过程，本文研究了目标姿态给定的情况下追踪航天器从任意初始姿态调整至给定姿态并保持稳定的控制问题。针对由于对接机构动作而使航天器转动惯量难以测定的情况，以及角速度测量值或控制力矩可能存在偏差的情况，设计一种不必获知转动惯量的自适应姿态控制律，使追踪航天器能够在存在角速度测量偏差或控制力矩偏差的情况下实现对给定姿态的跟踪调整。通过对控制律结构的分析，进一步提出一种参数的选取方法，将姿态调整过程所需力矩限定在一定范围内，使所提出方法具有更强的实用性。