【摘 要】
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在空间飞行器交会对接的近程导引阶段，以小推力喷气发动机作为执行机构，同时完成轨道控制和姿态稳定。基于C-W方程提出了速度闭环交会制导方案，依据转动惯量是否为对角占优阵，姿
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在空间飞行器交会对接的近程导引阶段，以小推力喷气发动机作为执行机构，同时完成轨道控制和姿态稳定。基于C-W方程提出了速度闭环交会制导方案，依据转动惯量是否为对角占优阵，姿态与轨道协调控制采用分时控制方案或同时控制方案，轨控推力和姿控力矩指令由同一套小推力发动机来执行。分析了此方案的制导误差，并提出了分步多推力弧段的小推力交会制导方法以提高制导精度。基于MATLAB／Simulink仿真平台实现了两个空间飞行器的分步多推力弧段近程交会导引仿真，仿真结果证实了所采用方法的有效性。
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