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龙图腾网获悉北京理工大学申请的专利空间非合作机动目标多约束附着制导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：CN116540774B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2026-05-12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：202310624775.5，技术领域涉及：G05D1/46；该发明授权空间非合作机动目标多约束附着制导方法是由梁子璇;黄美伊;崔平远;朱圣英;徐瑞;龙嘉腾设计研发完成，并于2023-05-30向国家知识产权局提交的专利申请。

本空间非合作机动目标多约束附着制导方法在说明书摘要公布了：本发明公开的空间非合作机动目标多约束附着制导方法，属于航天器制导与控制技术领域。本发明实现方法为：建立视线坐标系下的相对动力学模型，通过简化视线相对动力学模型，将航天器运动分解为考虑附着角度约束的侧向运动与需要考虑终端位置与速度约束的纵向运动，并分别构建制导律；引入制导参数自适应调节方法，在考虑附着角度约束的同时降低目标机动引起的附着位置与速度误差；在极端情况下定向附着目标困难时，通过优化角度约束系数熔断策略，提高附着位置与速度精度，实现空间非合作机动目标多约束附着制导。本发明构建的解析制导律计算效率高，能够同时对附着位置、速度和角度进行约束，并在兼顾附着角度的基础上提高附着位置与速度精度。

本发明授权空间非合作机动目标多约束附着制导方法在权利要求书中公布了：1.空间非合作机动目标多约束附着制导方法，其特征在于：包括如下步骤， 步骤一、建立视线坐标系下的相对动力学模型，并对相对动力学模型进行简化，将航天器运动分解为垂直视线方向运动与沿视线方向运动，分别称为侧向运动与纵向运动；构建两个方向上的附着制导律：纵向满足终端位置与速度约束，侧向满足附着角度约束； 步骤二、通过参数自适应调节方法减小目标机动导致的制导终端误差，保持纵向制导参数不变，设计侧向附着角度约束参数Kq0随相对距离的变化曲线，使航天器能够适当放松附着角约束，将机动能力向纵向机动倾斜以提高终端位置与速度精度； 步骤三、当目标与航天器相对距离超过ρmax且仍具有快速增大的趋势时，将这种情况判定为极端情况，针对极端情况提出熔断策略：当极端情况出现时，降低角度约束系数至零，迅速集中航天器的机动能力用于终端位置与速度约束的满足；当复位条件满足时，采用步骤二中的调节方法调节角度约束系数；通过设计参数自适应调节曲线与角度约束系数的熔断策略，实现航天器机动能力的自主合理分配，在兼顾附着角度约束的基础上有效降低目标机动带来的终端位置与速度误差，提高空间非合作机动目标多约束附着制导精度； 步骤三的具体实现方法为， 当ρ与Δρ需要满足式条件时，Kq0=0； Kq0为角度约束系数，ρ代表目标与航天器当前的相对距离；，为未来距离，代表相对距离在未来一段时间内的增大或减小趋势；ρmax、Δρmax分别表示容许最大相对距离与容许最大未来距离；此时航天器与目标相对距离较大且仍具有快速增大的趋势，因此将这种情况判定为不适合考虑附着角约束的情况，称为极端情况； 此时侧向滑模系统sq为 q为视线角；航天器在侧向上的制导不考虑角度约束，仅保证航天器飞行方向指向目标，从而使纵向运动中的相对位置与速度收敛，即航天器全部机动能力都用于终端位置与速度约束的满足； 当Kq0=0时，Kq0的大小不再随相对距离与速度变化，称为熔断；Kq0保持为0直到复位条件满足后，重新根据步骤二计算Kq0； 定义σk为可接受终端误差，则复位条件为 tgo为航天器剩余飞行时间； 构建熔断策略如公式18 式中，i表示制导周期序号，Ψ表示参数随相对距离变化函数； 通过设计参数自适应调节曲线与如公式18所示的熔断策略，实现航天器机动能力的自主合理分配，在兼顾附着角度约束的基础上有效降低目标机动带来的终端位置与速度误差，提高空间非合作机动目标多约束附着制导精度。

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