空间交会对接轨道控制方法的研究，对我国空间技术进一步发展起到重要的推动作用。因为轨道控制方法的优劣直接关系到整个交会对接过程的成败。最终逼近阶段是空间交会对接活动的重要阶段。本文对空间交会对接的最终逼近阶段做了具体的研究，设计了一种直线型制导律，完成了该制导律的仿真验证。　　首先，在文章中给出了飞行器动力学模型和执行机构的模型。相对轨道动力学模型采用的是希尔方程，执行机构采用的是推力器。基于此模型，设计了一种直线型制导律。考虑到安全因素，在制导律中将主动安全与被动安全结合，并设计了主动安全下的避撞机动。所以这种控制方法兼有主动安全与被动安全的优点。　　然后，在文章中建立了数字仿真平台，同时对其稳定性做了详细的分析。对数字仿真平台各部分的设计过程及工作原理有也做了详细说明，包括执行机构的选择，推力器的实现方法，控制器的设计，两航天器相对动力学的模型模及连续力的PWPF（调宽调频）的实现等。　　最后，针对直线型制导律进行了半物理仿真验证。给出了半物理仿真平台的结构及功能；研究了由于位置反馈所带来的系统延时的影响。对有延时的系统的稳定性做了详细的分析。证明了系统在一定的参数下，延时小于200ms时仍然是稳定的。数字仿真和半物理仿真的结果证明了直线型制导律的有效性和安全性。