规避姿态禁区的航天器姿态机动路径规划

对航天器姿态机动进行路径规划以规避姿态禁区,能有效保障航天器安全运行,提高在轨寿命。文章研究了多约束条件下的航天器姿态机动路径规划问题,将工程约束表达成明确的函数,提出了基于比例微分控制的编码方法,设计了一种以机动时间最短为目标的评价函数,将路径规划问题转换为最优化问题,采用粒子群优化算法进行最优解搜索,在可接受的代价范围内得到了满足约束的机动路径。仿真结果表明,该方法对于禁区规避问题是有效的。     

基于几何定位一致性的星载多光谱影像配准精度分析

多光谱影像波段配准是高分辨率光学遥感卫星多光谱相机数据预处理的关键环节,其配准精度直接影响影像产品的融合、解译等应用。文章首先从理论上深入分析了影响基于几何定位一致性多波段配准方法精度的因素,然后利用"资源三号"(ZY-3)卫星多光谱相机影像数据,并结合像方配准方法进行了对比实验验证。实验结果表明,当平台无震颤或存在微小震颤时,基于几何定位一致性多波段配准方法精度优于0.2像元,能满足高分辨率遥感卫星多光谱影像高精度配准需求。     

多约束下小卫星的能量最优主动碰撞规避控制

针对小卫星间近距离的碰撞问题,提出一种多约束下能量最优的主动碰撞规避控制。该算法建立小卫星的运动学模型和约束模型,通过坐标变换将质心坐标系下的运动映射到地球惯性坐标系,然后通过约束的限制来制定碰撞规避策略,最后选取小卫星能量最优化指标和哈密顿函数,给出最优条件下的速度增量和方向,通过Matlab仿真给出惯性系下碰撞过程中的规避轨迹,证明设计的碰撞规避控制的有效性和可行性。     

基于有向图模型的卫星任务指令生成算法

面向任务的卫星操控模式具有操作简便、星载资源使用效率高的优点,正在取代指令序列注入成为遥感卫星运控的新模式。文章提出一种基于有向图模型的遥感卫星任务指令序列生成算法,具有线性存储复杂度和计算复杂度,适合存储资源和计算资源受限的星载计算机应用。此算法已在某遥感卫星应用,测试试验表明,采用3个面向任务的高级指令即可生成52种指令序列,任务上行注入效率提升了5倍。本文方法根据有效载荷的使用约束条件,配置有向图模型参数,即可满足各种类型卫星使用。     

关于星载光学遥感相机信噪比指标的讨论

星载光学遥感相机信噪比是仪器的一个非常重要的性能指标,信噪比的大小对测绘高程定位精度有很大影响。文章通过计算机仿真实验定量研究了光学遥感相机信噪比与测绘卫星高程定位精度之间的关系,包括三维地物模型建立与模拟成像、特征点提取与匹配、高程值计算等。实验结果表明在计算机仿真得到的理想图像中,当图像调制传递函数值为0.15时,信噪比应大于35dB才能满足测绘高程定位精度的要求。考虑到遥感相机在轨运行时大气和真实场景的影响,光学遥感相机信噪比应大于40dB。     

基于自适应高斯伪谱法的SGCMG无奇异框架角轨迹规划

针对采用SGCMG作为姿态执行机构的小卫星,在大角度机动过程中SGCMG系统易陷入奇异的问题,提出了一种基于自适应Gauss伪谱法的SGCMG无奇异框架角轨迹快速规划方法。该算法综合考虑到实际工程应用中存在的SGCMG框架角受限、框架角速度受限,奇异量度受限,星体机动角速度受限以及星体初始和终端状态受限等约束条件,将卫星大角度机动问题看成满足上述一系列约束条件和边界条件同时实现某一性能指标最优的最优控制问题。然后,结合自适应高斯伪谱法与非线性规划技术,求解带有边界约束与路径约束的最优化问题,获得实现性能指标最优的无奇异SGCMG系统轨迹。仿真结果表明：该算法能够在25s的时间内给出顺利实现大角度机动并满足所有约束条件,同时近似精度优于10 -3 的高精度平滑轨迹。     

多约束多规避区全程弹道快速优化方法

研究了多约束多规避区条件下的全程弹道快速优化问题。首先,分类研究了规避区的类型和基本模型;然后,重点考虑端点约束、控制约束、典型过程约束、时间及弹道链接约束和规避区约束等,构建了弹道优化的多种约束模型;最后,提出了一种基于检测点自适应伪谱法的轨迹优化算法,即在多区间伪谱法的基础上,引入曲率和误差判据,创新设计了自适应调整区间密度和区间内配点数的改进策略,构建了自适应伪谱法,进一步在自适应伪谱法的基础上加入检测点进行检测,采用一种基于配点间的检测点法作为解的近似误差评估准则,检验配点间的检测点处对于约束方程的满足程度。仿真结果表明,在不对初值进行猜测的情况下,以全程飞行耗时最短为优化指标,整个弹道优化CPU耗时小于5 s,终端状态参数均满足所有端点约束条件,优化弹道通过侧向绕飞,成功实现对两个规避区的规避,相关参数满足突防能力设计要求。     

提高光学遥感卫星图像几何精度总体设计分析

针对如何提高我国光学遥感卫星图像几何定位精度问题,从影响几何成像质量的关键要素——内外方位元素出发,介绍地面几何处理方法,并基于多颗卫星研制、地面量测试验及在轨验证情况,对高分辨率光学遥感卫星和多线阵观测卫星的几何精度的星-地全链路影响误差项进行对比分析,通过理论分析找出了约束我国高分辨率遥感卫星几何精度的关键问题,最后探讨了如何通过星上设计配合地面处理提高高分辨率遥感卫星的几何精度。     

太阳定标基准星轨道仿真设计研究

遥感卫星辐射定标是提高遥感数据辐射质量、监测遥感卫星性能变化的重要途径。首先简要介绍了遥感卫星绝对辐射定标原理,讨论了现行遥感卫星绝对辐射定标方法及其优缺点,在此基础上提出了一种基于太阳定标基准星的在轨辐射定标方法,并对太阳定标基准星的轨道设计方法进行了研究。文章针对高分二号(GF-2)卫星的轨道特点设计了满足其遥感相机定标要求的太阳定标基准星轨道模型,据此分析GF-2卫星和太阳定标基准星的轨道关系,得到遥感相机对太阳定标基准星的可见时长,验证了此辐射定标方法的理论可行性,其计算和分析结果对提高今后我国遥感卫星辐射定标精度具有参考意义。     

民用遥感卫星载荷在轨辐射定标与定量应用

文章总结了中国民用卫星载荷特点和现有定标技术概况,确立了适合中国遥感卫星光学载荷特点的在轨场地定标算法流程,并成功应用于民用遥感卫星的辐射性能在轨检校分析;以民用遥感卫星数据为基础,研究典型的陆地特征参量地表反射率和地表温度反演算法,并基于初级产品开展必要的应用示范研究。结果表明:文章规定的定标方法可准确检校卫星载荷在轨辐射性能变化情况,获取的定标系数精度满足后续定量应用的需要,基于中国遥感数据的应用示范效果良好。     

基于高分卫星姿态监测的姿态参数算法优化

目前航天测绘相机几何参数的在轨标定通常经由地面检校场数据处理完成。然而,由于一次摄影中难以保证获取的地面检校场影像完整,使得在轨标定周期较长,进而导致实时监测与标定非常困难。“高分十四号”卫星搭载了一种新的姿态测定系统,利用高精度的相机光轴监测实现对相机几何参数的在轨实时标定。文章在此基础上对高分卫星星地相机间夹角在轨解算方案进行了优化,并基于数值仿真和在轨实测数据进行了分析,结果显示优化算法可以进一步提高影像内定向稳定度和最终的定位精度,未来有望在高精度立体测绘应用中发挥重要作用。     

深空环境下卫星编队飞行队形重构实时重规划

针对深空环境中卫星编队自主队形重构的机动问题,设计了队形重构过程中的实时重规划方案。在每次重规划过程中首先用Legendre伪谱法将当前时刻到终端时刻的重构问题离散化为非线性规划问题;其次,根据卫星编队飞行队形重构的特点,使用协同进化粒子群(CPSO)方法对每次重规划进行求解,该方法既避免了传统优化方法对复杂问题梯度的求解,又能在整个优化过程中保证约束条件的满足,并且能够事先为粒子群的进化提供大致方向,极大地提高了每次重规划的计算速度;最后,提出了重构过程中具体的重规划策略,以保证队形重构的顺利进行。仿真结果表明,与传统的控制方法相比,在重构过程中,该方法能够在初始给定轨迹的基础上进一步优化,可以有效降低重构过程的能量消耗,并能够避免重构过程中碰撞的发生。     

考虑通信延迟的卫星集群改进蜂拥控制

针对卫星集群的无碰撞协同运动问题,提出了一种改进的蜂拥控制策略。首先,结合Prim算法和广度优先算法设计了一种计算度、半径约束最小生成树的拓扑优化方法,并将优化结果作为星群的通信拓扑。该方法不仅能够节省每个卫星的通信资源,还能够减少星群网络的通信延迟。随后,为提高参考轨迹生成的快速性,采用基于傅里叶级数的形状曲线逼近法对主星参考轨迹进行规划。在此基础之上,提出了一种考虑通信延迟与碰撞规避的蜂拥控制策略,使星群能够在保证通信连通性的前提下沿参考轨迹运动到目标点附近,并且在运动过程中不发生碰撞。经过理论分析,利用Lyapunov Razumikhin定理证明了卫星集群系统能够达到渐近稳定。最后,通过数值仿真验证了所提控制策略的正确性和有效性。     

Conditions of the Maximum Principle in the Problem of Optimal Control over an Aggregate of Dynamic Systems and Their Application to Solution of the Problems of Optimal Control of Spacecraft Motion

The necessary first-order conditions of strong local optimality (conditions of maximum principle) are considered for the problems of optimal control over a set of dynamic systems. To derive them a method is suggested based on the Lagrange principle of removing constraints in the problems on a conditional extremum in a functional space. An algorithm of conversion from the problem of optimal control of an aggregate of dynamic systems to a multipoint boundary value problem is suggested for a set of systems of ordinary differential equations with the complete set of conditions necessary for its solution. An example of application of the methods and algorithm proposed is considered: the solution of the problem of constructing the trajectories of a spacecraft flight at a constant altitude above a preset area (or above a preset point) of a planet's surface in a vacuum (for a planet with atmosphere beyond the atmosphere). The spacecraft is launched from a certain circular orbit of a planet's satellite. This orbit is to be determined (optimized). Then the satellite is injected to the desired trajectory segment (or desired point) of a flyby above the planet's surface at a specified altitude. After the flyby the satellite is returned to the initial circular orbit. A method is proposed of correct accounting for constraints imposed on overload (mixed restrictions of inequality type) and on the distance from the planet center: extended (nonpointlike) intermediate (phase) restrictions of the equality type.     

基于避障伪距离的自由漂浮空间机器人规划跟踪一体化控制

针对自由漂浮空间机器人(Free Floating Space Robot,FFSR)的避障规划与控制问题，提出一种FFSR的避障规划-跟踪一体化控制方法。首先，基于障碍物伪距离技术，采用FFSR逆几何模型求解期望末端位姿下的连杆伪距离估计值，进而通过求解非线性优化问题，获得FFSR避障期望轨迹。其次，将全局轨迹规划与局部在线避障相结合，辅以离散状态黎卡提方程（DSDRE）控制方法实现FFSR的避障规划-跟踪一体化控制。最后，采用6R空间机器人模型验证了所提方法的有效性。仿真结果表明，该方法能够实现FFSR的避障控制，有效克服了传统FFSR控制中末端轨迹规划与控制相分离的问题，提高了FFSR的环境适应性。     

非凸二次约束下航天器姿态机动路径迭代规划方法

针对复杂约束下航天器姿态机动路径规划问题,首先描述和分析了航天器姿态机动过程中面临的动力学和运动学约束、有界约束、姿态指向约束,把姿态指向约束利用非凸二次型进行表述;其次从能量最优角度出发,将该约束机动问题归纳为非凸二次约束二次规划问题;然后引入线性松弛技术,将该问题转化成双线性规划问题,求出其中一个变量的凸包络和凹包络,降低求解复杂度,从而求出原问题的一个线性松弛。同时为了提高求解精度,提出一种基于评价函数的迭代规划算法,利用线性松弛求出的解作为初值,通过评价函数进行迭代规划,最终求出原问题的最优解。仿真结果表明该方法不仅可以满足复杂的姿态约束,得到全局姿态优化路径,而且能够降低能量消耗。     

自由漂浮空间机器人多约束混合整数预测控制

针对空间机器人完成任务时需要躲避障碍物的问题,提出一种自由漂浮空间机器人的混合整数预测控制方法。首先,在模型预测控制方法框架下,机械臂关节的物理限制,躲避障碍物的要求被统一描述为最优控制问题下的不等式约束,可以得到自由漂浮空间机器人具有线性二次规划形式的最优控制律。其次,基于命题逻辑建立控制问题中各约束的优先级,保证在最大程度地满足约束的情形下得到控制问题的解,有效弥补了模型预测控制方法用于空间机器人控制时,多约束可能导致最优控制问题不可行的不足。最后,仿真结果校验了所设计控制律的有效性。     

基于受摄轨道模型的小卫星轨道摄动分析研究

小卫星在实际运行中受到多种摄动力的作用,这会对其轨道造成不同程度的影响,因此在小卫星的轨道设计与控制中,摄动是必须考虑的重要因素。本文以500km高的小卫星太阳同步轨道为研究对象,运用轨道摄动的基本理论,估计了地球非球形引力、大气阻力、太阳光压及第三体引力的量级并进行比较;建立小卫星轨道摄动分析模型,并在此模型的基础上,利用计算机仿真技术,对小卫星轨道摄动问题展开仿真研究,验证了几种主要摄动力的量级估计的结果,分析比较了几种主要摄动力对小卫星运行轨道的影响程度及规律,本文结果对小卫星轨道设计与控制具有很好的参考价值。     

Attitude controller design for orbital target tracking of geostationary satellite under avoidance constraint

A coordinated attitude control problem is addressed for which a geostationary satellite should maintain communication with a ground station while simultaneously tracking space objects. The coordinated attitude control discussed in this study is related to the attitude maneuvers of a tracking satellite and to the orbital motion of targets placed in orbits of lower altitudes. Modified Rodrigues parameters are employed to avoid singularities even in the presence of large attitude maneuvers. The initial attitude error is calculated based upon an arbitrary initial configuration for the target tracking, so that a sequential tracking from one to another target can be achieved easily. Additionally, avoidance maneuvers aimed at protecting sensitive onboard sensors from the Sun and the Moon are designed using the so-called navigation function. When the avoidance areas are on the transient path due to the coordinated attitude maneuver command, the maneuver is performed with no violation against the given constraint areas by adopting the navigation function.     

High-precision single-input control of relative motion in spacecraft formation

A Newton-type method is proposed to improve the accuracy of control for relative motion of two satellites in close formation. We assume that the deputy satellite is equipped with a passive attitude control system that provides one-axis stabilization, and one or two orbit control thrusters are installed along the stabilized axis. Previous studies show that it is possible to construct periodic relative trajectories both in case of passive magnetic and spin stabilization. However, the accuracy of the numerically obtained control is quite low due to modeling errors caused by linearization of the equations of relative motion. Therefore, a correction procedure is required to compensate for nonlinear effects. To this end we suggest a recently developed algorithm based on the Newton method for solving nonlinear systems with geometric constraints. Being implemented, this algorithm allows decreasing the modeling error by up to ten times. The previously found control and trajectory of the linearized system are used as initial approximations.