论文系统研究了连续小推力技术在近地空间轨道设计和控制中的应用,全文主要研究成果总结如下:基于连续小推力控制提出一种普适的相对构形设计方法,并据此设计出两种典型非自然相对构形:悬停轨道和快速绕飞轨道。1)从悬停轨道的定义出发,基于动力学原理,推导了针对任意类型参考轨道实现悬停的方法,突破了目前参考卫星仅局限于圆轨道的限制。给出了相对圆轨道、大椭圆轨道以及双曲线轨道的悬停控制力方程以及燃耗计算公式。2)针对圆参考轨道卫星,推导了满足快速绕飞条件的空间圆编队动力学模型,并分析了一个绕飞周期内的燃耗情况。在绕飞周期确定的条件下,给出了最小燃耗的计算方法。基于高斯方程提出一种利用连续小推力实现特殊任务轨道的一般设计方法,并给出三种特殊轨道的实现方法:“人工冻结轨道”、“人工太阳同步轨道”以及“人工太阳同步冻结轨道”。1)提出仅在周向或者在周向以及径向两个方向均施加连续常值小推力的两种控制策略,在非临界倾角条件下,实现“人工”冻结效果。对控制策略进行了优化设计,在确保不会对其它轨道要素的长期变化产生影响的前提下,使得燃耗最小。进一步从理论上证明了周向控制比径向控制更节省能量。2)给出了“人工太阳同步轨道”与“人工太阳同步冻结轨道”的实现原理和方法。基于空间平台观测数据,针对人工冻结轨道和悬停轨道两种不同类型的小推力轨道航天器,提出两种不同形式的滤波定位算法。1)针对人工冻结轨道等小推力轨道航天器,提出一种基于星间方向观测数据的改进滤波定位算法。将用于初轨计算的改进拉普拉斯方程作为观测方程,在同样测量精度下,该算法的收敛性能明显优于一般滤波算法。在此基础上,将目标的小推力增广为状态变量,设计了基于光学测量的非合作小推力航天器滤波定位算法。2)针对悬停轨道等小推力轨道航天器,基于星载雷达数据,分别设计了以相对位置速度和相对拟平均根数为状态变量的星间相对轨道确定UKF滤波算法。推导了无奇点的相对拟平均根数与相对位置速度之间的转换矩阵,并对转换矩阵的精度进行了有效补偿。提出以相对位置速度为直接观测量,设计了具有自调整功能的测量误差协方差阵。设计了用于悬停轨道构形保持控制的一种自适应无抖振滑模变结构反馈控制律。以悬停轨道为例,在开环控制的基础上设计了用于轨道构形保持的自适应无抖振滑模变结构反馈控制律,在保留变结构控制强鲁棒性特点的基础上,有效抑制了高频抖振。仿真结果表明,存在未知外界干扰的情况下,控制力是连续的,稳态控制精度可达10?4 m。并以“Molniya”和静止轨道为例,分析了悬停轨道的可行性。随着电推进技术的进步,小推力轨道在未来的航天任务中将会得到日益广泛的应用。本文以此为背景,从任务需求角度出发,研究了利用连续小推力技术实现特殊任务轨道的设计和控制方法,文中得到的一些结论具有一定的应用价值。