【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于航天器动力学控制，具体涉及一种航天器直线抵近空间目标的姿轨耦合控制方法。
技术介绍
1、近年来，随着航天事业的高速发展，各国航天器任务逐渐朝着更复杂的方向发展。在轨服务和空间攻防的概念成为太空领域的热点问题，这其中就包括对失效航天器维修、对空间碎片进行清理、对敌方的目标航天器实施侦查或破坏等任务。航天器在完成上述任务中，均要求对目标近距离抵近观测，为了保证敏感器视线稳定，要求航天器按照直线逼近目标，这既能保证视线角变化在一个很小的范围内，又能保证运动轨迹的安全性。
2、另外，在工程实践中，推力器的布局和推力器推力大小由总体设计决定，姿轨控制方案设计将推力器参数视为给定输入。单个推力器的喷气工作时，同时产生施加于航天器本体的力和力矩，该特性呈现固有的姿轨耦合特征。工程中由于燃料贮箱安装位置、管路铺设或喷气流量调节等条件，推力器布局通常呈现非对称安装的情况，该耦合特性更明显，对控制器设计和任务完成带来困难。传统的航天器近距离抵近控制采用状态反馈方案，却没有将推力器布局与推力大小约束考虑进设计过程中，也没有对严格直线...
【技术保护点】
1.一种考虑推力器约束的航天器直线抵近空间目标的姿轨耦合控制方法，其特征在于，所述方法具体包括以下步骤：
2.根据权利要求1所述的一种考虑推力器约束的航天器直线抵近空间目标的姿轨耦合控制方法，其特征在于，所述步骤1中，将推力器分配给姿态和轨道的各控制通道，具体的分配原则是：
3.根据权利要求2所述的一种考虑推力器约束的航天器直线抵近空间目标的姿轨耦合控制方法，其特征在于，所述期望的直线抵近姿态为：轨控推力最大轴沿着轨道径向。
4.根据权利要求3所述的一种考虑推力器约束的航天器直线抵近空间目标的姿轨耦合控制方法，其特征在于，所述设计将...
【技术特征摘要】
1.一种考虑推力器约束的航天器直线抵近空间目标的姿轨耦合控制方法，其特征在于，所述方法具体包括以下步骤：
2.根据权利要求1所述的一种考虑推力器约束的航天器直线抵近空间目标的姿轨耦合控制方法，其特征在于，所述步骤1中，将推力器分配给姿态和轨道的各控制通道，具体的分配原则是：
3.根据权利要求2所述的一种考虑推力器约束的航天器直线抵近空间目标的姿轨耦合控制方法，其特征在于，所述期望的直线抵近姿态为：轨控推力最大轴沿着轨道径向。
4.根据权利要求3所述的一种考虑推力器约束的航天器直线抵近空间目标的姿轨耦合控制方法，其特征在于，所述设计将航天器从初始零姿态调整至期望的直线抵近姿态的姿态机动控制律；其具体过程为：
5.根据权利要求4所述的一种考虑推力器约束的航天器直线抵近空间目标的姿轨耦合控制方法，其特征在于，所述航天器期望的参考姿态四元数的计算方法为：
【专利技术属性】
技术研发人员：吴宝林，林子杰，陈俊宇，董雨洋，孙兆博，
申请(专利权)人：哈尔滨工业大学，
类型：发明
国别省市：
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