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龙图腾网获悉哈尔滨工业大学申请的专利一种考虑可视性约束的航天器编队6DOF输出反馈控制方法获国家发明授权专利权，本发明授权专利权由国家知识产权局授予，授权公告号为：CN117184453B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2025-09-12发布的发明授权授权公告中获悉：该发明授权的专利申请号/专利号为：202311319643.8，技术领域涉及：B64G1/24；该发明授权一种考虑可视性约束的航天器编队6DOF输出反馈控制方法是由耿云海;张小翔;吴宝林;马嘉宏;王孟磊;李化义设计研发完成，并于2023-10-12向国家知识产权局提交的专利申请。

本一种考虑可视性约束的航天器编队6DOF输出反馈控制方法在说明书摘要公布了：一种考虑可视性约束的航天器编队6DOF输出反馈控制方法，属于航天器编队控制领域，本发明为解决现有航天器编队控制存在的问题。本发明该方法包括以下步骤：S1、基于李群SE3建立追踪星相对空间失效目标航天器的动力学方程；S2、引入位形误差势函数以获取位形误差矢量；S3、建立可视性约束：构建保证目标时刻处于第k个追踪星的视野中的视场约束，及基于最大观测截面而建立的星间视线遮挡规避约束；S4、设计满足可视性约束的势函数；S5、建立基于李群SE3的辅助动力系统；S6、构建基于辅助动力系统的航天器编队6DOF输出反馈控制律：

本发明授权一种考虑可视性约束的航天器编队6DOF输出反馈控制方法在权利要求书中公布了：1.一种考虑可视性约束的航天器编队6DOF输出反馈控制方法，其特征在于，该方法包括以下步骤： S1、基于李群SE3建立追踪星相对空间失效目标航天器的动力学方程； S2、引入位形误差势函数以获取位形误差矢量； S3、建立可视性约束：构建保证目标时刻处于第k个追踪星的视野中的视场约束，及基于最大观测截面而建立的星间视线遮挡规避约束； S3建立可视性约束，其中构建保证目标时刻处于第k个追踪星的视野中的视场约束： 其中，αk表示视线角，αk＝arccosxpTxk，表示期望的LOS方向，表示在下第k个追踪星相对于目标航天器的位置矢量，xk为下的单位向量，为追踪星的相机视场半顶角，对于fk＞0，表示目标航天器位于追踪星的视场内； 其中，基于最大观测截面而建立的星间视线遮挡规避约束： 式中，表示判断视线是否遮挡的指标函数， 式中， 一个目标航天器T以及N个追踪星共N+1个椭球体定义为椭球航天器集合Rtj第j个追踪星本体坐标系到的坐标转换矩阵，表示第j个追踪星相对于目标航天器的相对位置矢量在下的坐标， Wkj表示对称矩阵，为第j个追踪星的相机视场半顶角，εkj为松弛变量且0≤εkj≤1； ηkj＝xsTxc为视线遮挡规避约束的前置条件，表示第k个追踪星的方向，表示第j个追踪星的方向，当ηkj≤0时，hkj＝1，第k个追踪星与第j个追踪星分别位于MOCS的异侧，此时第k个追踪星与第j个追踪星之间无需考虑视线遮挡，对当hk＞0，表明第k个追踪星未遮挡第j个追踪星的视线； S4、设计满足可视性约束的势函数； S5、建立基于李群SE3的辅助动力系统； S6、构建基于辅助动力系统的航天器编队6DOF输出反馈控制律： 式中： 为追踪星与目标航天器间的运动约束势场在第k个追踪星上产生的控制量； 式中：表示求关于·的梯度，是第k个追踪星相对目标航天器姿态误差，表示第k个追踪星相对目标航天器的位置误差，为第k个追踪星相对目标航天器的期望姿态，为第k个追踪星相对目标航天器的期望位置；·∨表示映射，映射表示将中的矩阵映射到同构的实空间Vm表示可见性约束势函数； 为不与势函数相关的输出反馈控制器， 式中：kf、kl为待设计的正定控制增益矩阵，且 表示实际构型与期望构型之间的位形误差矢量， 表示辅助系统相对实际运动系统的位形误差矢量， 表示第k个追踪星上的重力作用项， Jk,mk分别表示第k个追踪星的转动惯量与质量，E3表示三阶单位阵； Adg为李群SE3上元素g的伴随算子，adξ为ξ的伴随算子； 表示相对的速度，和分别表示相对于的转动速度与平动速度。

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