随着航天器任务的日趋多元和航天器技术的日趋发展。航天器的位置交会和姿态对接在追踪航天器近距离操作起到了至关重要的作用,对航天器运动学和动力学的建模以及控制策略提出了新的要求。本文基于航天器轨道动力学方程,姿态运动学方程和姿态动力学方程,最优化控制理论等,在目标航天器本体坐标系下建立了轨道动力学方程和采用欧拉四元数描述姿态建立了姿态动力学方程。姿轨一体化模型同时考虑了因地球形状不均匀引起的2J摄动项和其它有界扰动项。系统化的研究了基于姿轨一体化建模的近地圆轨道两航天器最优控制策略,并给出相关参数和期望状态,对论文提出的控制策略进行数值仿真验证。论文研究的内容主要包含以下方面:1.建立了近地圆轨道两航天器姿轨一体化动力学模型。首先介绍了近地圆轨道两航天器的相对动力学模型,然后介绍了四元数的概念、运算关系以及四元数和欧拉角的转换关系,基于四元数给出了近地圆轨道两航天器相对姿态动力学方程和轨道动力学方程,随后将相对轨道动力学模型和相对姿态动力学模型联立起来,给出了基于近地圆轨道的两航天器相对运动姿轨一体化动力学模型。2.介绍了最优控制理论,首先针对圆形轨道运行的两航天器的交会对接问题,基于能量最小的性能指标,进行了最优化控制理论的算例验证,为本文的近地圆姿轨一体化模型最优化控制策略的研究奠定基础。为了消除姿态和轨道独立控制间的变化产生影响,针对本文的近地圆姿轨一体化模型首先设计了立方体形推力器,然后进行最优化控制策略的研究,实现姿态和跟踪误差收敛。3.首先介绍了航天器轨道通用参数及相互之间的转换关系,给出了目标航天器的轨道参数,并给出了追踪航天器初始期望跟踪误差和目标航天器的期望状态和受到的干扰力矩进行数值仿真,并对仿真结果进行分析,验证了最优化控制策略的有效性。