航天器多约束姿态机动时-虚混合域规划方法

针对姿态指向受限以及角速度和控制力矩有界等复杂多约束下航天器低能量姿态机动规划问题，首先提出了时-虚混合域的概念，即时域和虚拟域同步存在并且同步求解虚拟域姿态路径以及时域角速度和控制力矩。进一步地，建立时-虚混合域上非线性约束问题模型。然后，提出了时-虚混合域单点式非线性姿态机动规划方法，通过非线性参数优化和单点式路径分解置换规划求解得到姿态机动轨迹以及角速度和控制力矩曲线。仿真结果表明,该方法可以高效地解决多约束姿态机动规划问题，有效地降低姿态机动过程中的能量消耗，得到连续光滑的姿态机动规划结果。     

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。     

微小卫星多约束姿态机动规划方法

针对微小卫星姿态控制中存在的多重指向约束和角速率约束问题，提出一种基于对数型势函数的多约束姿态机动规划方法。首先针对微小卫星携带的光学传感器需躲避强光天体而天线需指向地面保证对地通信这一约束特性，采用对数型势函数方法保证约束姿态指向满足任务要求;其次，针对姿态角速率限制的问题，引入障碍Lyapunov函数确保姿态角速率始终处于约束范围内。与在线优化方法相比，该方法具有计算量小的显著优势，非常适合星上处理能力有限的微小卫星。此外，考虑外界干扰力矩的影响，引入自适应干扰估计律，增强了控制系统的鲁棒性。最后，通过数学仿真对本文方法进行了校验，仿真结果表明，该方法能够快速实现卫星姿态机动到期望指向，与此同时，在整个姿态机动过程中，均满足多重指向约束和姿态角速率约束 要求 。     

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。     

航天器姿态机动规划技术研究进展

以航天器多约束姿态控制为背景,围绕姿态机动路径的复杂约束处理问题,对姿态机动规划技术的规划模型、方法研究现状与未来发展趋势进行了论述、分析与归纳。首先介绍了航天器姿态机动规划模型,随后梳理并总结了航天器姿态机动规划技术发展历程及现状,从方法逻辑、设计思想等方面对姿态机动规划方法进行分类和关键技术分析,进一步根据技术发展脉络和未来航天任务需求,提出了航天器姿态机动规划技术的若干发展趋势。     

具有非凸约束的航天器姿态机动预测控制

针对航天器带有非凸几何约束以及输入有界的问题,提出了一种姿态机动预测控制算法.分析了姿态机动所受到的几何约束,并对非凸二次形式约束及其Hesse矩阵进行研究,证明了该约束的非凸性.通过对正定Hesse矩阵的构造,给出非凸约束凸化映射关系.最后给出姿态机动预测控制律,解决了由于姿态机动过程中非凸约束造成的全局解收敛困难以及路径安全性问题.数值仿真结果显示该算法不仅能在大范围内得到优化姿态路径,同时满足所有约束.     

应用变速控制力矩陀螺的航天器姿态机动最优路径规划

针对应用变速控制力矩陀螺VSCMG为姿态控制执行机构的微小卫星，提出了一种姿态机动最优路径规划方法。从冗余金字塔构型VSCMGs系统的姿态机动任务和考虑VSCMGs系统故障失效的姿态机动任务两类问题出发，综合考虑VSCMG在实际工程应用中的各种约束条件(框架角约束、框架角速度约束、转子转速约束和奇异度量约束等)以及充分发挥VSCMG的力矩输出优势，采用Gauss伪谱法规划了相应性能指标最优的姿态机动最优路径。仿真结果表明设计的应用VSCMG的航天器姿态机动最优路径规划算法能够满足提出的约束条件和最优路径规划策略，可以顺利完成航天器姿态机动任务。而且相比于传统的VSCMGs系统操纵律，设计的算法具有更高的实用性和有效性。     

考虑多禁止指向区域的航天器反步姿态机动控制

针对规避多个禁止指向区域的航天器姿态机动控制问题，本文在利用势函数法构造约束条件的基础上设计了一种基于反步法的航天器姿态机动控制律。首先，构造了一种通用的基于误差四元数的航天器锥形禁止指向姿态集描述，并将其转化为凸约束集形式。其次，基于该凸约束集，提出了一种物理意义明确的新型凸势函数构造方法，且该势函数仅存在唯一全局最小值，避免了传统势函数的局部极小值问题。进一步地，考虑多个禁止指向区域，设计了一种基于反步法的航天器姿态机动控制律。最后，通过典型数值仿真算例表明了本文所提出控制算法的有效性和优越性。     

具有内点状态约束的机动再入弹道优化设计

高级机动弹头末制导装置开始工作时对弹头飞行速度和姿态有一定的要求。这就增加了内点约束,从而使机动再入弹道设计问题成为具有内点约束和终端约束更复杂的最优控制问题。利用遗传算法求解该问题,用多段插值方法进行染色体设计,设计了基于模拟退火思想的罚函数和适应度函数来处理各种约束。仿真结果表明,所设计的遗传算法效率高,对初值不敏感,能搜索到全局最优解。所设计的再入机动弹道能满足机动弹头对姿态、热流和速度的要求。     

基于单轴随机扩展算法的自主探测器大角度机动规划

自主姿态大角度机动是自主深空探测器的关键技术之一，而在满足敏感仪器、保持通信链路等约束的情况下实现姿态大角度机动的自主规划与执行是目前面临的一个难题。针对这个问题，提出一种单轴随机扩展算法，该算法采用扩展的方式生成规划路径，并充分利用扩展过程中邻近点的信息，把属于三维构造空间的大角度机动规划问题简化为二维规划问题，从而减少问题求解的搜索空间。最后利用前向搜索方法对初始的规划路径进行优化，并通过算例验证了此方法的可行性。     

充液挠性航天器姿态机动控制的多目标优化

针对充液挠性航天器姿态快速机动、快速稳定的控制要求,为减小姿态机动对挠性附件振动和液体晃动的激发,设计了一种基于正弦型加加速度的姿态机动路径规划方法。为进一步提高姿态控制性能,提出了一种基于云多目标粒子群算法的姿态控制器参数和机动路径参数联合优化方法。以最小化充液挠性航天器三轴姿态达到指定指向精度的时间以及三轴姿态稳定度,构建多目标优化模型,并应用云多目标粒子群算法求取姿态控制器参数和机动路径参数的Pareto最优解。仿真结果表明:采用多目标联合优化算法得到的控制器与路径参数,能够有效减小液体晃动和挠性附件振动,显著提高充液挠性航天器大角度姿态机动的快速性和稳定性。     

航天器近距离视觉制导自主机动轨道优化

研究具有视觉导引路径约束的航天器近距离机动轨道优化数值计算问题。首先,给出了带路径约束的椭圆参考轨道航天器近距离轨道机动最优化问题数学模型。利用高斯伪谱法将上述最优化问题转化为非线性规划问题,优化参数为配点上的状态量和控制量。然后,利用MATLAB的SNOPT软件包对非线性规划问题进行求解。最后通过数值仿真验证了方法的有效性和鲁棒性。     

航天器喷气姿态机动分力合成抑制模态选取准则

针对利用喷气执行机构实现航天器姿态机动时柔性附件的振动抑制问题,以期望的姿态指向精度及稳定度为约束,提出了需要抑制的系统模态阶次选取准则。仿真验证模型由绕单轴旋转的中心刚体及柔性附件组成,应用拉格朗日法建立适用于不同附件位置的系统动力学方程,利用准则设计了常幅值分力合成控制力矩。仿真结果验证了所提出准则的有效性,并表明：在姿态机动前若能适当调整柔性附件的位置,将便于分力合成控制器设计,易于获得较高的姿态指向精度及稳定度,且利于减少喷气次数。