1.一种面向微小航天器抵近探测任务的相对运动自适应控制方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤1，将抵近探测对象视为目标航天器，将微小航天器视为服务航天器，构建两者之间的相对轨道动力学模型；
步骤2，根据抵近探测任务要求设计全流程标称飞行轨迹，包括一些关键悬停点、悬停点之间转移轨迹和转移时间的参数；
步骤3，将相对轨道动力学模型和标称飞行轨迹分别采用状态空间进行表示；
步骤4，将标称飞行轨迹视为参考模型，将相对轨道动力学模型视为被控对象，运用自适应控制理论SAC设计相对运动自适应控制器。
2.如权利要求1所述的一种面向微小航天器抵近探测任务的相对运动自适应控制方法，其特征在于，所述步骤1中，具体过程包括：
将基于代数法推导的相对动力学方程通过惯性坐标系中轨道动力学做差，并表示在目标航天器LVLH轨道系中便获得相对动力学方程的非线性形式：
式中：下标t和s分别代表目标航天器和服务航天器，θ表示目标航天器的的真近点角，μ为地球引力常数，
忽略目标航天器和服务航天器之间的摄动差，同时在近圆轨道假设下，并通过对重力场的一阶近似得到下述相对运动方程，即CW方程：
式中：n为目标航天器的平均角速度。
3.如权利要求2所述的一种面向微小航天器抵近探测任务的相对运动自适应控制方法，其特征在于，所述步骤2中，根据抵近探测任务要求设计全流程标称飞行轨迹包括：标称飞行轨迹的设计考虑到技术特性、任务要求以及安全性限制的众多约束因素，设计为直线平移和椭圆绕飞两种形式，同时为使得分段轨迹之间平滑过渡，在关键点引入悬停模式。
4.如权利要求3所述的一种面向微小航天器抵近探测任务的相对运动自适应控制方法，其特征在于，所述步骤2中，对于始末位置固定的直线平移轨迹设计采用多项式插值原理，将标称轨迹的数学描述表示为相对位置l、相对速度 与时间相关的多项式函数：
式中，an、an‑1、...、a1以及a0表示n次多项式的插值系数，
对于n次多项式的插值系数的确定，需要至少n+1个方程，在边界信息l(t0)＝l0和l(tf)＝lf之外，引入相对位置l的各阶导数构造剩余n‑1个边界条件以使得多项式的插值系数唯一确定。
5.如权利要求4所述的一种面向微小航天器抵近探测任务的相对运动自适应控制方法，其特征在于，所述步骤2中，所述引入相对位置l的各阶导数构造剩余n‑1个边界条件包括
6.如权利要求4所述的一种面向微小航天器抵近探测任务的相对运动自适应控制方法，其特征在于，椭圆绕飞轨迹设计与所述直线平移轨迹设计方法基本相同，区别在于椭圆绕飞轨迹设计中将绕飞角度θ及其各阶导数作为插值变量，插值多项式系数的确定过程与直线平移相同。
7.如权利要求1所述的一种面向微小航天器抵近探测任务的相对运动自适应控制方法，其特征在于，所述步骤3中，将相对轨道动力学模型和标称飞行轨迹表示为状态空间表达式包括：
相对轨道动力学模型表示为相对位置Δr和相对速度Δv的状态空间表示达式：
将标称飞行轨迹表示为相对运动矢量X和 的状态空间表达式：
8.如权利要求7所述的一种面向微小航天器抵近探测任务的相对运动自适应控制方法，其特征在于，所述步骤4中，具体过程包括：
基于SAC理论，式(4)表示被控对象想要实现对式(5)表示参考模型渐进跟踪，则其控制输入表示为：
式中，ey表示受控对象与参考模型的误差，xm表示参考模型的状态，um表示参考模型的输入信号，Ke、Kx和Ku分别表示为关于ey、xm和um的时变增益矩阵，表示为下述形式：
式中，Γe、Γx和Γu决定自适应性的矩阵系数，σ用于消除外界扰动对控制增益的影响。