随着航天技术的兴起及其在军事上的应用，战场空域迅速从大气层扩展到外层空间，军事活动和国防安全领域也得到了相应拓展。这一切正在改变现代战争的形态，陆、海、空、天、电一体化成为现代高技术条件下局部战争的主要作战形式。争先进入空间、利用空间和控制空间，已成为世界各军事大国国家安全与发展战略的重要内容。未来战争的战火很有可能首先从军用航天器点燃，空间作战将成为未来战争的一种重要模式。 本文正是在这种大背景下，系统地研究了航天器空间作战过程中的最优拦截轨道设计方法。首先，在简单介绍航天器及天体运动的基本理论和方法的基础上，引出航天器轨道的描述和计算方法。提出了几种航天器拦截的方法，并推导出每种方法的数学模型，选择性的给出了航天器为圆轨道时两次冲量最小能量共面拦截和最小能量异面拦截的详细运动模型和算例分析。然后，采用坐标原点在目标飞行器质心的惯性坐标系来描述追踪器对目标器的相对运动方程，应用Pontryagin极小值原理建立了有限推力作用下空间拦截最优控制运动方程，并推导了相对运动有限推力变轨时间最短控制方程。基于方程组是变系数的、非线性两点边值问题很难进行数值求解，本文根据最优控制理论，简化其模型，将其转化成一个求双积分模型时间和能量综合最优控制问题，得到最优控制轨线。最后，采用轨道根数作为状态变量，以航天器发动机产生的推力加速度作为控制变量建立空间拦截模型。在高斯型拉格朗日方程变换的基础上，利用庞特里亚金极大值原理对空间最优拦截轨道要素方法进行了推导，得出求解状态变量和控制变量的解析解形式。 本文的研究表明动力学拦截没有得到原模型的最优控制运动方程的解析解，得到了简化模型的解析解；对于求解复杂的空间拦截轨道的最优控制解，采用空间轨道根数作为状态变量建立的最优控制方程比采用位置、速度矢量建立的更加容易求解。