航天器的轨道机动在航天器入轨和轨道保持等领域作为一种成熟的理论被广泛应用。针对轨道机动的理论研究，早期主要集中于脉冲推力控制，但考虑到实际变轨过程中，推力器输出幅值有限且无法瞬间产生，因此研究有限推力下的轨道机动十分必要。针对航天器任务多样性的要求，目前轨道机动的快速性备受关注。本文以卫星为研究对象，针对有限推力下轨道的快速机动展开研究。同时，在卫星轨道机动过程中，要求卫星保持对地定向，以便与地面监测站实现数据传输，因此需要系统对轨道机动过程中的外界干扰具有很好的鲁棒性，此外，系统参数的不确定性以及执行机构的饱和非线性也是实际工程中不可避免的问题，本文针对上述问题，设计了有效的控制器并进行了仿真验证。首先，建立了卫星轨道运动的二体模型，并分析了对卫星影响最大的J2摄动力。并且，建立了卫星的姿态动力学模型。为后续章节的研究奠定了基础。然后，在对轨道机动的快速性问题研究上，本文将其转化为一类时间最优问题，对于大于1km的轨道机动，在地心惯性系下建立了考虑J2摄动的轨道机动模型，针对共面轨道机动和异面轨道机动两种情况做出了仿真图。小于1km的小范围轨道机动，通过引入虚拟卫星，建立了卫星相对运动方程，针对可以提供任意方向的推力和由于某种原因导致仅能提供单轴推力两种情况做出了相应的仿真结果。最后，考虑卫星轨道转移过程中的姿态控制问题，分析了轨道推力偏心和质心漂移对卫星姿态的影响。并针对系统中存在推力偏心和质心漂移,参数不确定性以及输入饱和非线性特性，本文设计了两种控制器，其一为基于神经网络的自适应滑模控制器，利用神经网络的函数逼近的特性设计了饱和补偿器以克服执行机构的饱和特性，并设计了在线自适应律实时估计不确定参数以及干扰的上界以解决参数上界较难确定的情况。其二为基于双曲正切函数的有界性设计抗饱和控制器，并利用L2增益设计来抑制干扰对姿态控制的影响。仿真结果表明，本文所设计的两种控制器均能够保证卫星从一个轨道转移到另一个轨道的同时，保持姿态对地定向。