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早期航天器结构简单、重量轻，通常选用大推力固体火箭发动机作为动力装置，由于推力大、比冲高，变轨过程可作为冲量近似。现代的航天器大多结构复杂、质量大、有效载荷的工作条件苛刻，大多配备能多次点火的液体发动机以执行更多的使命。上面级星箭分离之后，天线、太阳电池阵等挠性附件必须及时展开，为避免此类脆弱的附件在轨道机动过程中遭到破坏，发动机额定推力一般较小，因而冲量变轨假设不再成立，需要研究有限推力作用下的轨道转移问题。 用于多星部署的上面级结构重量较大，且需要携带轨道转移和调相所需的推进剂，因此总重量非常惊人。多星部署过程中需要进行频繁的调相，因此上面级的GNC系统的自主能力必须提升，以减少对地面系统和人员的依赖。由于整个多星部署过程中强调快速性，需要进行约束调相，所以多星部署方案成为轨道设计领域的一个棘手的问题。本文重点探讨有限推力轨道控制过程中的制导问题,分别以相对动力学和绝对动力学的观点研究有限推力制导方法研究。 首先，将冲量轨道控制的研究成果与基于交会概念的有限推力控制方法相结合给出基于迭代最小二乘的迭代制导算法，并借助仿真验证了该算法的收敛性。其次，深入探讨了高斯伪谱方法用于最优有限推力制导的可行性，给出相应的算例，并就两种制导方法在同一仿真背景下的对比研究。在对比研究的基础上，选定基于交会概念的有限推力制导方法作为多星部署过程制导方案的设计依托，并以多星部署过程中燃料消耗最多的一个转移场景来验证制导方法的收敛性与制导模型简化误差分析。最后，设计了一个有限推力三星部署方案，通过 STK软件验证表明精度最优的有限推力制导方法能满足多星部署过程对高精度轨道控制的要求。