近几年我国已经实现载人航天并且完成探月初期工程,接下来计划的深空探索以及更加复杂的空间任务都需要借助空间交会技术,本文是在这样的背景下展开了对航天器交会逼近段控制律的研究。针对航天器运行的轨道不同,论文内容重点分成两大部分:第一部分是航天器在圆轨道运行的情况下,考虑多种约束条件下接近控制律设计;第二部分是针对椭圆轨道的交会情况,设计带有鲁棒性的接近控制律。论文首先在分析了空间自主交会的发展历程以国内外研究现状的基础上,介绍了经典的描述航天器相对运动的C-W方程的推导过程,并且以此为基础,对其进行改进得到了适用于描述椭圆轨道航天器相对运动的Lawden方程。通过分析航天器交会的任务指标,把其归结为对指定参考信号的跟踪,因此本文采用以模型参考跟踪的相关理论为基础,采用特征结构配置的参数化方法,设计接近控制律。针对航天器在圆轨道上运行的情况,考虑了两种情况:第一种接近控制律的设计是在控制量受约束时;第二种情况是由于空间中存在的干扰以及测量系统本身的误差,导致惯性信息具有不确定性时,设计具有鲁棒性的接近控制律。在第一种情况下,本文通过正定矩阵相关的理论,把时变的控制量约束条件转化为特定矩阵为正定矩阵的约束,进而可以轻易实现对控制约束的判定。所设计的接近控制律由系统特征值以及自由参向量组成,同时建立与系统性能相关的指标,进而可以把控制律的求解问题转化为一个带有约束的优化问题。把得到的控制律带入系统进行仿真,变换不同的终端约束条件后,仿真结果表明控制量被很好的限制在规定的区域内,并且系统渐近跟踪给定信号。对于第二种情况,建立不确定模型,同时在控制律求解时,加入系统稳定的约束条件。在对系统进行仿真时,改变惯性信息的偏差比例,依然可以得到系统渐近稳定跟踪参考信号,证明控制律可以有效处理航天器交会时惯性信息存在不确定性的情况。最后,本文基于椭圆轨道相对运动的Lawden方程设计接近控制律。通过分析Lawden方程可知,其系数是具有周期慢时变特性的惯性信息,很难获得实时精确值。因此建立以圆轨道相对运动模型为基础的带有不确定项的模型,设计鲁棒控制律。仿真结果表明针对不同偏心率的椭圆轨道,系统以很高精度实现对给定信号的跟踪,证明设计方法的有效性。