航天器轨道机动控制问题一直是航空航天领域研究的热点。轨道机动的方式主要分为脉冲式和连续式，连续式推力发动机以其比冲大、效率高等特点在越来越多的空间任务中得到应用。航天器轨道机动主要分为两大类：(1)绝对轨道机动，指航天器相对引力中心(地心)的轨道运动，包括轨道改变或者轨道转移；(2)相对轨道机动，指追踪航天器相对目标航天器的运动，包括轨道拦截、空间交会、悬停和绕飞等。本论文主要从上述两个方面研究连续推力航天器轨道机动控制问题。主要内容分为两个部分，一部分是航天器轨道转移的制导与控制问题，本文分别提出了最优显式制导律和非线性最优反馈控制律的设计方法；另一部分是航天器相对轨道机动控制问题，本文提炼了一类相对轨道机动控制问题的一般描述，针对鲁棒稳定和渐近跟踪要求将一般问题转化为具有结构不确定性的二阶系统的鲁棒反馈镇定器和前馈跟踪补偿器的设计问题，基于参数化方法给出了可行的设计方案。主要包含以下几个方面的内容：　　首先，本文利用控制参数化和时间尺度变换技术构造出一种分段常值的参数最优制导律，很好地解决了连续推力最优轨道转移问题。控制参数化和时间尺度变换技术的主要思想是利用若干个分段常值的函数构造控制律，将最优控制问题转化为一系列的参数优化问题。考虑到优化过程需要利用目标泛函和约束条件泛函关于参数的梯度信息，本文推导出了目标泛函和约束条件泛函关于参数的梯度公式；然后利用基于梯度的优化算法求出一组逼近解，通过增加分段点个数反复优化得到满意的最优解。进一步，将连续推力航天器轨道转移的最优制导律设计问题通过若干变换构造成了具有标准型的最优控制问题，基于控制参数化和时间尺度变换技术提出了最优显式制导律的设计方法。最后，针对共面和异面轨道转移的两种情形进行了系统的仿真与分析。　　其次，考虑到实际轨道转移过程中存在扰动作用，本文针对一类非线性最优控制问题提出了最优反馈控制律的实用设计方法。利用Pontryagin极大值原理推导出最优反馈控制律的表达形式，为了计算该最优反馈控制律，需要求解包含一个n维状态方程和一个n2维类Riccati矩阵微分方程的两点边值问题，因此求取其数值解是相当困难的。本文首先利用时间尺度变换和控制参数化方法求解最优开环控制律，然后通过最优开环控制律与最优闭环反馈控制律沿最优轨迹之间的关系，提出了一种利用三次B样条函数构造最优反馈增益矩阵元素的实用计算方法，从而不用求解涉及原始动力学系统复杂的类Riccati矩阵微分方程。最后，通过非共面轨道转移过程中初始轨道具有摄动情形的仿真验证了该方法是十分有效的。　　最后，在矩阵二阶动力学系统的框架内研究了连续推力航天器相对轨道机动问题。首先，在二阶系统的框架内基于相对运动方程给出了一类相对轨道机动问题的数学描述；假设追踪航天器只能获得与目标航天器的相对位置和速度信息，将其它实时轨道惯性信息的相关量作为不确定性，在线性化相对运动方程的基础上建立了轨道机动的不确定模型，考虑系统的鲁棒稳定和渐近跟踪要求，进而相对轨道机动问题转化为具有结构不确定性二阶系统的鲁棒渐近跟踪问题。该问题可以分成两部分，即鲁棒反馈镇定器和前馈跟踪补偿器的设计问题。本文直接在矩阵二阶系统的框架下，利用特征结构配置和模型参考跟踪理论，提出了相对轨道机动控制器的参数化设计方法。进一步，建立了闭环极点关于开环系统矩阵参数摄动灵敏度的参数化表达形式，并在此基础上给出了一个简单、有效的算法，通过该算法利用系统中所有自由度进行优化并得到控制器。最后，针对相对轨道机动问题中的四种典型任务：轨道拦截、空间交会、悬停和绕飞进行了仿真验证算法的有效性。