航天器交会和在轨服务的远程调相段主要用于减小追踪航天器和目标航天器的相位角。在远程调相过程中,追踪航天器一般通过地面测控站进行导引控制实现大范围的调相机动,为提高轨道机动的可靠性,一般要求追踪航天器的轨道机动限定在地面测控站的测控区域内。为了降低任务成本,简化航天器的地面支持系统,缩短远程导引时间并降低调相燃料消耗,本学位论文研究了远程调相自主化与优化方法,并分为四个部分展开。1.基于特殊点变轨的在轨自主交会调相策略。根据调相过程中追踪航天器与目标航天器的半长轴偏差和相位角的关系,将航天器交会的远程调相段分为三个子飞行阶段:初始子飞行阶段、自然调相子飞行阶段和调整子飞行阶段。进入自然调相轨道的轨道机动在初始子飞行阶段完成;在自然调相子飞行阶段,由于半长轴偏差的影响,两航天器的相位角逐渐减小,然后施加轨道机动进入调整子飞行阶段;在调整子飞行阶段,根据交会任务的需求两航天器的距离逐步减小。除了轨道平面内的机动,同时在各个子飞行阶段施加轨道共面修正机动用于消除轨道法向偏差,以上所有的轨道机动均以制导脉冲的形式实现,并且在轨自主解算。精确的轨道仿真表明提出的自主制导算法用于交会调相是可行的。2.考虑地球三轴性和日月第三体引力的静止轨道多目标交会优化。多目标交会轨道转移需要的最小燃料考虑了先前研究忽略的静止轨道摄动,包括对地球静止轨道影响较大的地球三轴性和日月引力摄动。利用平均法推导了地球三轴性对半长轴和经度的影响,并考虑该影响设计了二脉冲机动轨道平面内调相策略,然后将二脉冲机动策略扩展成三脉冲轨道平面内机动策略用于同时控制偏心率。建立了日月引力摄动对轨道倾角漂移的影响,用于确定消除轨道面法向漂移的轨道法向机动脉冲。然后,建立了考虑地球三轴性和日月引力摄动的多目标交会优化模型,并将该模型应用于稀疏分布的静止轨道星座在轨服务。仿真结果表明,每一个交会调相转移段的最优转移时间主要由日月第三体引力决定,提出的田谐项修正机动策略可以在考虑地球实际引力场、日月引力和太阳光压等地球静止轨道主摄动的影响下取得相对较高的转移精度。3.基于解析协态初值估计的小推力时间最优静止轨道调相。不同于先前的研究将静止轨道定点位置调整构造为时间固定转移经度最大化问题,本方法直接将实际的静止轨道定点位置调整任务建模为时间最优问题。进一步提出了一种解析协态初值估计方法用于获得飞行时间以及半长轴、经度和质量的初始协态的近似解析解,从而将会大幅度地减少打靶求解过程中的迭代次数,并提高打靶过程的鲁棒性。提出了两项技术用于解析计算协态初值,两项技术依赖于将简单横向推力策略近似作为最优控制策略和去除短周期项。仿真结果表明,时间最优转移的半长轴、经度和质量的协态初值与提出的解析估计方法获得的估计值匹配良好,利用提出的解析协态初值估计方法进行协态初始化,可以大幅度地减少迭代次数并减小收敛时间,因此,利用提出的解析协态初值估计方法可以快速获得时间最优静止轨道定点位置调整的解。4.考虑静止轨道主摄动的小推力燃料最优静止轨道调相。通过分析长时间转移过程中地球三轴性、日月第三体引力和太阳光压等静止轨道主摄动对轨道终端边界的影响,建立了考虑主摄动的燃料最优静止轨道交会调相模型,并提出了一种近似解析方法以快速获得转移过程中地球三轴性导致的半长轴和经度改变量。利用间接优化方法求解了以上燃料优化问题,首先求解了能量最优问题,然后利用同伦方法逐步求解了燃料最优问题。为了快速获得两点边值问题的解,求解过程中应用了初始协态齐次化方法、解析计算Jacobian矩阵以及开关函数检测技术。仿真结果表明,利用以上方法可以获得考虑静止轨道主摄动的小推力燃料最优静止轨道调相的收敛解。