传统对卫星的导航与轨道控制模式是采用地面遥测遥控的方式，利用地面站在可见弧段内对卫星跟踪并进行数据处理，获取卫星的轨道姿态等信息，同时根据任务要求，将遥控指令上传至卫星，实现相应的控制操作。随着航天技术的不断发展和卫星功能的增强，这种模式已不能满足控制管理的复杂程度不断增大的导航和轨控系统的性能要求，特别是对于地面测控范围之外的某些飞行任务。这使得卫星的导航逐步由非自主、半自主向自主发展，同时轨道控制也由完全的地面测控向自主控制方向发展。作为卫星自主运行能力的两个重要方面，卫星的自主导航与轨道控制在近阶段取得了不少研究成果，但仍有许多问题亟待解决并对现有的导航和轨控方法提出了新的要求。对中高轨道卫星而言，导航精度的提高在很大程度上取决于滤波方法，我们在追求滤波方法改进的同时，也要兼顾系统的计算量等实际工程因素；天文导航尽管相对成熟，但其受限于导航敏感器，精度有限；作为轨道控制的一个重要方面，中高轨道卫星的位置保持控制常常出现多个轨道要素需要同时控制的情况，也就是需要解决多个轨道要素协调控制的问题。本文针对上述问题，研究了中高轨道卫星自主导航与轨道控制技术，在此基础上，对单个卫星的导航与轨道控制问题进行扩展，研究了基于测距与定向观测的星座自主导航与构型保持控制技术。本文主要内容包括：　　1）针对导航敏感器输出异常的情况，提出一种将强跟踪滤波(Strong Tracking Filter,STF)和UKF(UnscentedKalman Filter,UKF)相结合的滤波方法，并进一步采用部分状态信息作为间接观测量，使滤波器的设计得到简化。最后将该方法应用于卫星自主导航系统中，仿真结果表明，该方法在敏感器输出出现突变或缓变异常时，能够迅速检测出异常，在保证较高估计精度的同时，提高了系统的可靠性；针对系统在有限推力下进行轨道机动的情况，提出一种基于ISRUKF(Iterated Square Root UnscentedKalman Filter,ISRUKF)和EKF(ExtendedKalman Filter,EKF)模式切换的导航方法，该方法利用设计的模式切换函数和误差阈值，自适应地在两种滤波方法之间切换。最后，通过开展相关的地面仿真试验，验证了所提方法的有效性。　　2）考虑到目前适用于中高轨卫星自主定轨的天文导航手段受限于导航敏感器，其精度有限，提出采用多星座信息确定中高轨卫星轨道的方法。针对各星座系统存在时间同步差异的问题，将各个星座系统的时钟同步误差作为导航系统的状态变量进行实时估计，实现软同步；针对高轨卫星接收到的导航卫星信号微弱、量测噪声的不确定性大的问题，对滤波器中的量测噪声方差阵进行实时在线调整。最后，通过数学仿真验证了所提方法的优越性。　　3）针对中高轨卫星自主位置保持中多个轨道要素需要同时控制的情况，提出一种基于自主控制体系结构的位置保持方法，制定各轨道要素控制的优先级，并分析了不同控制精度指标下的控制次数和燃料消耗。最后，通过开展相关的地面仿真试验，验证了所提方法的有效性；针对传统基于绝对轨道动力学的中高轨卫星位置保持控制时，由于间断控制引起的控制精度提升空间有限的问题，提出一种基于相对轨道动力学的位置保持方法，将中高轨的标称位置看作控制目标点，并采用LQG（Linear-Quadratic-Gaussian，LQG）方法实现相对控制。最后，通过数学仿真验证了所提方法的优越性。　　4）考虑到星座在整体性、时效性方面的优势，在单星导航与轨道控制的基础上，研究星座的自主导航与构型保持控制问题。采用星间测距+星间测向的组合导航方法，以轨道根数为状态量，引入测向信息消除星座整体旋转带来的导航误差，实现星座长期导航，并采用绝对控制和相对控制策略，实现星座的构型保持控制。最后，通过数学仿真验证了所提方法的有效性。