航天器交会对接技术是指同一时间追踪航天器与追踪航天器在轨道上的同一个位置以相同速度相交会并在结构上连成一个整体的技术。对于在轨服务,营救出现故障的小卫星和对国际空间站的运输和补给,以及未来空间战争的可能性都需要这种技术。因此,交会对接技术受到重视。在此背景下,本文重点研究了交会对接的动力学模型和针对近距离自主交会对接的控制算法。为此,本文依据自主交会的近距离阶段的不同特点分为相对接近阶段和最后逼近阶段,在相对接近阶段中,在分析惯性坐标系下的空间交会对接的动力学模型的基础上,针对本问题的轨道控制特点,提出3-2坐标旋转变换,运用向量分析的方法,建立了视线坐标系下两个航天器相对运动的三维动力学模型。与惯性坐标系下建立的动力学模型相比,视线坐标系下的动力学模型对目标航天器轨道的偏心率没有任何限制,也就是说适用于任何形式的目标航天器参考轨道,这种模型具有普遍的适用性。在最后逼近阶段中,考虑到两个航天器之间的距离很近,可以忽略地球万有引力的影响,建立了基于柱面坐标系的动力学模型。比较了目前用于近距离交会对接的三种典型方法的优缺点,虽然三种控制方法都能够达到控制目的,但是都有各自的缺点。平行交会是一种运动学方法,没有充分的利用动力学模型,所以在性能指标上无法达到最优;走廊式交会虽然可以实现近似最优交会,但是这种交会方式是在预定窗口和交会走廊内进行的,不适合追踪非合作式的目标航天器;C-W交会是一种开环控制方法,抗干扰能力较弱。重点分析了近距离两个阶段交会对接飞行的特点,考虑到飞行中不可避免的干扰和测量误差,以及飞行器动力学的不确定性,提出近距离交会对接的鲁棒自适应控制策略。本算法较好的克服在空间交会对接时所面对的地球非球形摄动,第三引力体摄动,太阳光压摄动等诸多干扰对飞行器飞行的影响,使系统运行渐进稳定。同时这种控制策略简洁,有效,基本满足近距离空间交会对接时的精度要求。