航天器交会对接是指追踪航天器与目标航天器在相同时间和相同地点以相同速度交会并且形成一个整体的技术,在在轨服务、捕获失效卫星、空间站维修与补给等方面发挥着至关重要的作用。在复杂的航天任务中,对航天器交会对接的精度要求也在逐渐提高。当两航天器距离非常近时,交会时就不仅仅要考虑轨道,还要考虑航天器的姿态。本文分别以合作目标航天器与非合作目标航天器近距离交会为背景,主要研究基于PD滑模面的姿轨联合控制问题。为描述航天器的轨道运动,建立了地心赤道坐标系、航天器本体坐标系、观测坐标系等坐标系,用转换矩阵描述各坐标系间的关系,介绍航天器轨道根数和经典轨道根数动力学方程,推导了轨道根数与相对坐标系下状态向量的转换关系,当航天器低轨飞行时,其飞行轨迹接近圆轨迹,此时经典轨道根数方程分母为零无法求解,所以采用改进春分点轨道动力学方程。推导了追踪航天器质心与目标航天器质心之间的相对运动方程,通过近似、等价的形式简化后得到非线性相对运动动力学方程,在此基础上建立了航天器对接端口之间的相对轨道动力学模型。对航天器的姿态描述方法做了详细的推导,重点阐述了修正罗德里格斯姿态描述方法,为了避免方程在特殊角度奇异,引入阴影罗德里格斯参数作为切换,这样三个参数作为姿态角在三个方向分量,不存在多余参数,具有一定的优越性。对航天器近距离交会不可忽略的摄动力和摄动力矩进行建模,分析航天器所受摄动力和摄动力矩,并且通过仿真算例详细描述了航天器只在摄动力和摄动力矩作用下的相对运动,证明了摄动力和摄动力矩的不可忽略性。对航天器近距离相对运动控制策略进行了综述,先是介绍滑模控制和PID控制方法,然后介绍PD滑模面控制方法,描述控制问题具体框架。针对合作目标航天器近距离交会问题,选择航天器相对运动的非线性动力学方程,考虑地球非球形引力摄动、太阳光压摄动等影响航天器近距离相对运动的主要影响因素,设计PD形式的切换函数,当系统在切换面时,就处于滑动模态区,然后分析了滑动模态稳定性,设计Lyapunov函数并对其求导,当Lyapunov函数的一阶导数小于等于零时,依据Lyapunov稳定性理论,滑动模态渐进稳定。选取指数趋近律,推导控制律,并同样设计Lyapunov函数,证明了控制律渐近稳定性。分别以椭圆轨道和圆轨道进行仿真计算,当追踪航天器与标称轨迹的相对距离、速度、姿态和姿态角速度都趋近于零时,交会完成。由于符号函数在零处有突变,导致算例结果的抖振现象明显,为抑制抖振,将指数趋近律进行改进,设计了饱和函数形式趋近律,有效弱化了抖振现象。分析了控制参数对收敛速度的影响,并将控制参数与收敛时间绘制成表格与曲线,便于更直观地观察规律。针对非合作目标航天器近距离交会问题,建立了观测坐标系,在观测坐标系下对两航天器的轨道运动与姿态运动进行建模,利用追踪航天器的观测器对目标航天器的姿轨进行数据收集,然后设计了期望轨迹与期望姿态,当目标航天器到达期望轨迹与期望姿态,则近距离交会完成。同样在非合作目标航天器算例中,验证了改进的趋近律的可行性,用图表展示了控制参数与收敛时间的关系。