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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：CN119045330B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2025-10-14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：202411174569.X，技术领域涉及：G05B13/04；该发明授权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是由吴宝林;林子杰;陈俊宇;董雨洋;孙兆博设计研发完成，并于2024-08-26向国家知识产权局提交的专利申请。

本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在说明书摘要公布了：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。

本发明授权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在权利要求书中公布了：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； 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： 对于Xb轴，若Xb轴的轨控推力器在占空比为1时产生的干扰力矩未超过姿控最大补偿能力或Xb轴不存在轨控干扰力矩，则Xb轴的轨控推力输出限幅系数为1；否则，若Xb轴的轨控推力器在占空比为1时产生的干扰力矩超过姿控最大补偿能力，则根据姿控最大补偿能力设计Xb轴的轨控推力输出限幅系数； Yb轴和Zb轴的轨控推力输出限幅系数获得方式与Xb轴相同； 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： 航天器与空间目标相对运动的动力学模型如下： 4 式中，[x,y,z]为LVLH坐标系OlXlYlZl中航天器相对空间目标的位置，x为轨道径向OlXl轴的坐标，y是轨道切向OlYl轴的坐标，z为轨道法向OlZl轴的坐标；n为轨道角速度大小，、和分别为OlXl轴、OlYl轴和OlZl轴轨道控制量，为的一阶导数，为的二阶导数，为y的一阶导数，为y的二阶导数，为的二阶导数； 设计基于反馈线性化的三轴轨道控制律为： 5 式中，[kpx,kdx,kpy,kdy,kpz,kdz]为控制增益，yd为Bang-Bang路径规划后的参考切向运动轨迹，为yd的一阶导数，为yd的二阶导数，为的二阶导数，Bang-Bang路径规划的参数中最大切向速度和最大加速度满足式6的不等式约束： 6 式中，为径向提供的最大单位质量推力，切向提供的最大单位质量推力，m为航天器质量，为径向提供的推力，为切向提供的推力，为Yb轴的轨控推力输出限幅系数，代表的上限，代表的上限，代表绝对值； 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。

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