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
技术特征：
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：
6.根据权利要求5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3的具体过程为：
7.根据权利要求6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，所述根据姿态控制最大能力获得轨控推力输出限幅系数，其具体为：
8.根据权利要求7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，所述根据轨控推力输出限幅系数设计基于反馈线性化的三轴轨道控制律，其具体为：
9.根据权利要求8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，所述姿态机动控制指令转化为推力器响应的指令的具体过程为：
10.根据权利要求9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，所述三轴轨道控制律转化为推力器响应的指令；其具体为：
技术总结
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，它属于航天器动力学控制技术领域。本发明解决了现有方法不能准确、可靠地获得航天器直线抵近空间目标时的姿控与轨控推力器控制指令的问题。本发明方法具体为：1、根据推力器布局及推力大小将推力器分配给姿态和轨道的各控制通道；2、规划航天器从初始零姿态调整至期望的直线抵近姿态的机动路径，设计航天器调整至期望直线抵近姿态的姿态机动控制律；3、根据抵近过程中轨控干扰力矩设计姿态稳定前馈补偿控制律；4、根据轨控推力输出限幅系数设计基于反馈线性化的三轴轨道控制律；5、将前述控制指令转化为推力器响应的开关机指令。本发明方法可以应用于航天器控制。
技术研发人员：吴宝林,林子杰,陈俊宇,董雨洋,孙兆博
受保护的技术使用者：哈尔滨工业大学
技术研发日：
技术公布日：2024/12/2
技术研发人员：吴宝林,林子杰,陈俊宇,董雨洋,孙兆博
技术所有人：哈尔滨工业大学
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