航天器轨道转移一直是航天领域研究的主要领域。早期的轨道转移问题多采用脉冲推力,轨迹优化为线性求解问题。连续大推力作用下的航天器轨迹优化问题具有强非线性和多峰值的特点,优化过程复杂、计算量大,较难得到收敛的解。此外,对于航天器非共面机动,推力为空间矢量,即使得到了连续推力最优控制的过程,但在目前航天器所配置的推力器,难以在实际空间操控中实现精准操控。因此,在空间操作中实现连续推力作用下的航天器控制依然还有很多难点亟待解决。本文针对两航天器在有限连续推力下到达任务轨道,完成远程快速协同交会的问题,提出了有利于实际空间操作的多个特定方向推力协同控制的策略。即假设在航天器某正交坐标系上布置多推力器,推力可以分为正推力和负推力两种情况。根据轨道动力学理论和庞特里亚金原理,建立径向、周向和法向推力的动力学方程和最优控制方程。最优控制求解采用混合法,对于航天器发动机的开关控制,通过引入配置变量对其进行平滑技术处理。多航天器到达指定轨道的任务类型与多特定方向推力的推力模型,使得优化参数成倍增加。因此利用量子粒子群算法(QPSO)对优化参数进行初步搜索,并采用序列二次规划算法(SQP)对搜索结果进行修正,得到精确的收敛解。优化仿真过程中,由于混合法需要提前设置发动机开关策略,因此对本文中设计的航天器原始轨道与任务轨道模型,通过计算不同的开关策略来确定动力段滑行段的设置。当航天器发动机开关序列设置为两个动力段和两个滑行段时,航天器几乎无法在指定的时间内到达任务轨道;采用四滑四推的配置,航天器可以到达指定轨道完成交会任务,并消耗较合理的燃料;如采用六滑六推的配置,中间变量急剧增加,计算难度陡增,很难得到收敛的解。过少的动力滑行设置会导致航天器无法完成交会任务,同时过多的动力滑行设置会导致优化变量增多。对于轨道动力学模型的选择,经典轨道根数具有明确的物理意义,尤其在指定轨道交会任务中,可以明确的给出约束条件。对于近圆轨道或者轨道倾角较小时的情况,经典轨道根数下的动力学模型存在奇点,因此在解决轨道转移问题时会出现一些问题。而改进春分点轨道根数,通过对经典轨道根数的转化解决了奇点问题,因此会更加适用。本文利用两种轨道动力学模型,对不同的任务轨道进行了数值模拟计算并进行比较分析。结果显示只有改进春分点轨道根数下的动力学模式适用于近圆轨道,而对于椭圆轨道转移问题,使用两种动力学模型差别不大。为了验证特定方向推力模型可以实现两航天器到达指定轨道完成交会任务,对共面任务轨道和非共面任务轨道两种情况进行数值模拟计算。对于同面轨道交会问题,由于法向推力并不参与改变轨道的形状,所以特定方向推力模型中只设置径向推力和周向推力。而对于异面轨道交会问题,由于径向推力作用较小和优化变量数量过多会增加计算难度,所以只采用周向推力和法向推力来完成交会任务。最终结果显示航天器在特定方向推力作用下,可以完成燃料最优交会任务。另外由航天器轨迹图可以得知,法向推力只出现在轨道交线附近。因此在解决异面交会任务时,可以先在法向推力的作用下实现共面,随后在周向推力的作用下实现交会。在同一任务中分别采用连续可变方向推力与特定方向推力进行优化计算,并对结果进行分析比较。结果显示在共面任务中,航天器在特定方向推力作用下完成交会任务所消耗的时间和燃料较少。解决异面交会问题时,虽然特定方向推力模型下的航天器完成交会任务所需要的交会时间与连续可变方向推力大致相同,但燃料消耗稍多。但优化过程中连续可变方向推力方向变化剧烈,在实际操作过程中难以实现。将本文中仿真结果分析比较发现,两航天器在特定方向推力下可以在限定时间内到达指定轨道完成交会任务,并且在实际操作中比连续可变方向推力更加便利。