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申请/专利权人：哈尔滨工业大学
摘要：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。
主权项：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：步骤1、根据复数个推力器的布局及推力大小，将推力器分配给姿态和轨道的各控制通道；步骤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，并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；步骤3、根据航天器向目标直线抵近过程中的轨控干扰力矩设计姿态稳定前馈补偿控制律；步骤4、根据姿态控制最大能力获得轨控推力输出限幅系数，再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；步骤5、采用脉宽调制方法将步骤2至步骤4的控制指令转化为推力器响应的开关机指令。
全文数据：
权利要求：
百度查询： 哈尔滨工业大学 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
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