随着商业遥感卫星的快速发展,卫星已从早期的单星技术验证发展为多星协作应用,来完成单一卫星不能实现的应用需求,例如快速观测和侦察、快速覆盖等任务。面向数量庞大的卫星星座的空间任务,这不仅增加了轨道控制的频次,造成了地面测控站的压力,而且大大地提高了卫星间的碰撞风险,因此自主轨道机动和姿轨耦合控制技术是遥感卫星平台在轨飞行作业的关键,也是目前遥感卫星的研究重点。本文针对遥感卫星的自主轨道机动与姿轨耦合控制问题,进行全面、系统地讨论和研究,并面向卫星间碰撞规避、星间绕飞、星座构型保持和轨道转移等典型遥感卫星轨道控制任务,建立遥感卫星完整的轨道控制算法和控制方案,全文的创新研究工作如下:针对多约束下的星座卫星碰撞问题,采用数学表征法建立测控资源、有效载荷和星座构型等约束模型,通过数值分析法和霍曼(Hohmann)变轨理论进行碰撞规避控制设计,采用数值分析法给出轨道系下的控制方向和控制时刻,利用坐标系变换获得惯性系下的控制方向,依据Hohmann理论给出合理的速度增量;为了减少碰撞规避过程中的燃料消耗,设计一种多约束下的能量最优碰撞规避控制方法,基于C-W方程建立质心坐标系下的卫星相对运动模型,通过坐标变换将该模型映射到惯性坐标系下,再结合约束模型来制定碰撞规避策略,选取卫星能量最优化指标、哈密顿函数和协态方程,给出最优条件下的速度增量和方向,实现燃料最优碰撞规避控制,通过数值仿真证明其有效性。针对高精度的轨道机动控制问题,分别对相位控制和编队飞行控制进行设计。采用小推力推进系统来进行相位控制设计,由于推进系统的推力小,控制周期较长,因此将相位控制过程分为三个阶段:相位调整、相位稳定漂移和相位刹车。由于推进系统存在安装偏差,会产生姿态干扰力矩,通过干扰力矩分析给出相位调整和刹车时的最大控制时长,设置好相位控制完成天数,采用开普勒定律计算轨道控制量,并通过反作用飞轮进行姿态控制。针对高精度编队控制问题,设计一种自适应滑模控制算法,考虑非圆轨道和其他引力扰动影响,建立相对运动模型,通过模型变换技术将该模型进行线性化,在该模型基础上,设计一种自适应滑模控制器,并利用神经网络来逼近线性化误差和重力扰动项,通过李雅普诺夫(Lyapunov)稳定性定理给出自适应更新律,结合正定矩阵判断定理,可以保证闭环跟踪系统渐近稳定,将数值仿真结果与传统滑模控制进行对比分析,验证所提出的算法有效性。轨道控制完全依赖于地面测控站,当卫星数量逐渐增多时,会增加日常地面操作的负担和测控站的压力,针对该问题,设计一种自主轨道控制策略。首先,设计一种平衡力臂优化法来给出小卫星推进系统的最优化结构设计,并且分析推进系统对卫星姿态产生的藕合力矩;其次,设计一种扩展卡尔曼滤波算法(EKF)来确定卫星精确的轨道,并通过星上的全球定位系统(GPS)接收机观测数据进行EKF模型参数优化设计;最后,基于滤波后的轨道进行自主相位控制策略设计,当超出设定阈值时,自动进行轨道控制,以姿控推力器的结构布局为基础,设计一种多脉冲的喷气调姿控制方法来解决姿态扰动问题,采用径向基函数(RBF)神经网络来逼近轨道控制过程中的耦合力矩和干扰力矩,并通过Lyapunov稳定理论证明控制系统的稳定性,通过数值仿真验证其有效性和可行性。针对姿轨耦合系统控制问题,进行卫星姿轨耦合仿真系统设计与控制算法研究。该仿真系统包括仿真计算机、星载计算机、交联环境仿真模拟机、飞轮以及卫星动力学模型。采用仿真软件对主要部件如星敏感器、光纤陀螺、推进系统和GPS接收机进行数学建模,通过交联环境仿真模拟机与星载计算机连接,建立半物理姿轨耦合仿真系统。由于卫星推进系统存在安装偏差和推力矢量偏差,会导致轨道控制过程中的姿态不稳定,本文提出一种反作用飞轮与推进系统协同工作的轨道控制方法,以上述的半物理仿真系统为基础,在姿态偏差角较小时,反作用飞轮进行姿态调整;在姿态偏差角较大时,推进系统进行姿态调整,通过在轨实验证明了其有效性。由于推进剂的消耗,会导致质心和转动惯量的变化,影响姿态控制精度,并且在复杂的空间环境中还会受到各种摄动力的影响,为了实现轨道与姿态能够同时以较高控制精度达到期望的状态,设计一种控制力和力矩有限的自适应RBF神经网络滑模控制方法,通过试验测量给出燃料的消耗速率和转动惯量的变化规律,然后建立时变的6自由度动力学模型,通过RBF神经网络补偿耦合干扰力矩和空间环境扰动,并通过Lyapunov理论证明其稳定性,通过数值仿真证明所设计的算法有效性。