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本文以两航天器近距离操作任务为研究背景,深入研究了椭圆轨道近距离相对导航与姿轨一体化控制方法,所提出的方法均适用于目标航天器(主星)轨道为椭圆或近圆轨道情形。全文主要研究成果如下:研究了基于标志点静态几何关系的航天器相对位姿确定方法。选取三分量的修正罗德里格参数(MRPs)作为姿态描述参数,推导了基于MRPs的视觉导航(VISNAV)观测模型1,采用非线性最小二乘法求解航天器相对位置和姿态,为后续设计的导航滤波器提供初值。综合考虑了标志点位置误差噪声和VISNAV系统测量噪声两方面影响,推导了观测误差噪声阵并将其用于非线性最小二乘算法中。仿真结果表明,标志点位置误差噪声对相对位置和姿态测量精度影响较大;随着主从星之间距离的接近,系统的可观测性越来越好,相对位置和姿态估计精度也越来越高。研究了基于状态估计的近距离相对导航方法。基于VISNAV观测模型2,提出了一种新的基于扩展卡尔曼滤波(EKF)的航天器间相对位姿确定算法。与传统算法相比,该算法额外估计了两航天器体系相对于主星当地轨道坐标(LVLH)系的姿态,从而不必要去做主星本体系与其LVLH系重合这一假设,其实质是不需要先验的主星的绝对姿态信息。在此基础上,进一步提出了基于容积卡尔曼滤波(CKF)的航天器间相对位姿确定算法,并利用传播的四元数容积点集的加权平均值作为参考四元数,对所提的CKF导航滤波器进行了改进,在一定程度上提高了滤波性能。针对主星失控翻滚情形,推导了在缺少主星惯性参数和角速度先验信息条件下的相对位姿确定算法。蒙特卡洛仿真表明,观测标志点数目达到3个及以上时,所设计的滤波器均能够准确地估计相对位置、速度、姿态、主星角速度以及惯量比矢量。随着观测标志点数目的增加,估计精度也随之提高。研究了基于对偶代数的航天器姿轨一体化控制方法。建立了基于对偶代数的航天器轨/姿运动学和动力学模型,并在此基础上推导了基于对偶代数的姿轨耦合误差动力学方程,证明了其与传统的相对转动和相对平动误差动力学方程一致。研究了基于对偶代数的航天器姿轨一体化控制方法,基于Lyapunov稳定性理论证明了该方法的全局收敛性,并基于线性规划模型设计了控制分配算法,实现了全推力器姿轨一体化控制。仿真结果表明设计的姿轨一体化控制算法是有效的,并且对质量和转动惯量的不确定性以及外界扰动具有较好的鲁棒性。研究了两种空间高精度姿态机动控制方法:一种是基于路径规划和线性二次调节(LQR)反馈控制相结合的姿态机动控制方法;另一种是模型误差预测控制(MEPC)方法。针对采用单框架控制力矩陀螺(SGCMG)系统作为执行机构的航天器大角度姿态机动任务,提出了一种基于路径规划和LQR反馈控制相结合的姿态机动控制方法。针对固定时间能量最优和准时间最优两种情形,采用Radau伪谱法优化机动路径并回避奇异状态,将最优控制量作为参考输入,并利用基于LQR的最优反馈控制方法消除初始偏差、模型不确定性以及外界扰动等影响。针对参数不确定性以及外界干扰等情形,进一步研究了模型误差预测控制方法。该方法利用预测滤波方法来确定模型误差,从而可以有效地补偿由参数模型误差和外界扰动引起的误差。