随着空间在轨服务任务要求的提高,轨道转移飞行器作为一种节省燃料、使用方便灵活的运载方式受到人们越来越多的关注。它涉及航天器的结构设计、建模分析、飞行轨迹优化、导航与制导控制技术等多个方面。本文即针对上述若干问题展开深入研究,研究的主要工作集中在以下几点:针对轨道转移飞行器的飞行特点以及任务需要,分别对近地轨道转移任务和星际探测任务完成动力学建模,对每一飞行阶段分别建立惯性系下的二体运动模型、LVLH系下的C-W及其改进模型、高斯系下的改进的赤道轨道根数模型和ADBARV系下的非线性动力学模型。通过以上建模过程将轨道转移飞行器在行星大气内外的动力学统一描述出来。提出使用多项式类直接法求取轨道转移飞行器在行星大气外飞行时的燃料最优轨迹。分别考虑连续小推力实现和脉冲推力实现情况,针对轨道拦截、转移和近距离轨道交会问题进行求解;提出了使用拟谱法求解近地轨道气动力辅助转移以及星际探测时气动-引力辅助轨道机动的最优飞行轨迹,通过将其与传统方式燃料消耗对比分析,论证了采用气动力辅助轨道转移可节省大量燃料的优点;针对轨道平面改变、热流速率受限、星际探测时日心速度极大极小化等约束,给出最优轨迹的变化情况;针对连续小推力多圈轨道转移问题和电离子推力星际探测问题,使用拟谱法求解其最优轨迹,并对仿真结果给出对比分析,得出推力极限值与转移时间的关系。提出了反馈线性化结合MAE预测校正的方法实现气动-引力辅助轨道机动的制导策略,针对传统方法中只考虑终端约束导致制导与最优轨迹差别较大且经常无法寻优的问题,本文提出了分段寻优的方法,使制导轨迹完美跟踪最优轨迹;针对拟谱法寻优速度快精度高的特点,本文采用拟谱法反馈的制导策略实现气动-引力辅助轨道机动问题的制导过程,给出了此法的理论依据及仿真验证,结果显示此时的制导轨迹具有较强的鲁棒性。通过采用预留时间裕度的方法可基本解决寻优计算时间导致的轨迹偏差问题,同时分别对等间距时间制导周期和渐近时间制导周期进行仿真对比,证明了选取后者可较好的改善飞行器制导性能。采用微分代数方法,首先针对脉冲推力情形实现打靶法求解轨道转移与拦截所对应的Lambert问题,得出名义的最优速度脉冲值。并针对轨道转移飞行器初始位置和初始点火时刻存在偏差的问题,分别利用微分代数方法求取脉冲推力作用下的校正值和连续推力作用下的加速度校正值,通过此法可较好的解决各种初始误差对实际轨迹偏离最优轨迹的影响,并使得终端位置和速度满足给定精度要求。总之,本文以理论分析结合仿真验证的方式,对轨道转移飞行器的动力学建模、轨迹优化和制导策略做了有益的研究和探讨,提出了若干解决此类问题的实用方法,对于解决编队飞行、轨道拦截、飞行器再入等多方面问题具有借鉴意义。