随着空间技术的发展,卫星在现代信息战争中发挥着越来越重要的作用,为此各军事大国均进行了反卫星技术研究。拦截卫星作为一种有效的卫星攻击手段,一直是许多学者的研究热点,本文将针对拦截卫星末段轨道的机动控制展开研究。考虑到拦截卫星发射升空后,若出现推进器故障,将很难修复,所以全文在控制器研究时将重点考虑执行器故障的建模与容错补偿设计。本文的主要研究内容可以分成四个部分:第一部分,通过对在Hill坐标系下的牛顿动力学微分方程进行近似化简可以得到用于描述拦截卫星相对轨道动力学模型的C-W方程,在此基础上,以相对速度和位置为状态量可以得到拦截卫星末段轨道控制的状态空间模型,并引入轨道非圆不确定性和能量有界噪声干扰;第二部分,考虑传感器饱和及执行器乘性故障设计状态反馈控制器,在执行器故障描述参数集已知的情况下,该控制器在满足推力有限的约束下能够使得系统渐近稳定并满足H_∞性能指标;第三部分,针对执行器故障描述参数集未知的情况,结合滑模控制的强鲁棒性,设计了一种执行器故障参数自适应的滑模控制器,该控制器同样能够在满足推力有限的约束下使得系统渐近稳定并满足H_∞性能指标;第四部分,考虑到拦截卫星相对于目标卫星的位置、速度量难以实时测量得到以及执行器加性故障的情况,设计了基于一种非脆性状态观测器的积分型滑模控制器,在设计过程中很好地将状态观测器设计与加性故障的补偿设计融合在了一起,使得该控制器也能够在满足推力有限的约束下使得系统渐近稳定并满足H_∞性能指标。本文针对三种不同情况分别提出了三种容错补偿控制器设计方法,前两种均考虑的是乘性故障,最后一种考虑的是加性故障。三种控制器设计方法均考虑了轨道的非圆不确定性、能量有界噪声干扰及推力有限条件,不同的是分别引入了传感器饱和、执行器故障参数自适应估计以及状态观测器。另外,滑模控制理论的应用使得后两种控制器在应对模型不确定性、参数不确定性及外部干扰时具有更好的鲁棒性。