大范围轨道转移是未来采用动能武器打击敌方高轨航天器等航天任务的关键技术之一,受轨道摄动及初始入轨误差等因素的影响,航天器在大椭圆转移过程中相对其标称轨道将发生漂移,导致远地点入轨性能降低甚至不能满足任务要求,因此必须实施相应的中途轨道修正控制使其满足任务要求。本论文针对远地点入轨高精度需求,研究大椭圆轨道转移中途修正控制问题,取得如下创新研究成果:提出了一种基于Lambert问题的终端控制法。该方法根据航天器当前状态,以转移终端标称状态为控制目标,采用Lambert算法重新规划转移轨道,并施加合适控制使其进入转移轨道。建立了中途一次修正控制的优化模型,给出了燃料—终端误差最优的中途修正时间优化算法,设计了一种修正预定转移轨道终端的控制方法,并基于模式搜索法对变轨脉冲进行修正。对该方法进行数学仿真,结果表明该算法具有较高控制精度。提出了一种基于标称轨道的轨道修正策略。该方法以标称转移轨道为控制目标,根据航天器当前状态,利用与运行于标称转移轨道上虚拟航天器的相对位置和相对速度信息作为控制输入,设计基于伪控制的修正时间—燃料最优控制律,完成整个转移过程的自主轨道修正。通过理论分析了该算法的稳定性,并通过数学仿真验证了该算法的可行性和有效性。与终点控制法相比,该方法无需在轨规划转移轨道,能够实现高精度转移控制,但燃料消耗较大。最后,分析了推力器推力大小和方向偏差对轨道控制精度的影响,设计了推力器在轨标定算法,给出了一种自主轨道修正算法,数学仿真分析了在入轨时间、入轨位置等偏差情况下轨道修正控制精度,结果表明该方法合理可行,计算量小,适合在轨实时控制。