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。     

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.     

基于SoftPOSIT算法的单目视觉非合作目标相对位姿估计

针对模型尺寸已知的非合作目标,在目标三维特征点和图像二维特征点坐标已知但匹配关系未知的条件下,对基于SoftPOSIT算法的非合作目标航天器间相对位姿估计方法进行了研究。SoftPOSIT算法将解决匹配的Softassign和解决位姿的POSIT两种迭代方法融入一个迭代循环,建立全局目标函数,最小化目标函数就可在获得服务航天器与目标航天器相对位姿的同时确定三维点与二维点间的匹配关系。仿真结果表明由SoftPOSIT算法所得位态精度很高,算法正确有效。在不同条件下用该算法对某卫星位姿进行估计,发现算法的相对位置估计精度随目标与服务航天器相对距离增大而提高,而相对姿态角对估计精度的影响较小。     

基于序列凸规划的运载火箭轨迹在线规划方法

针对大气层内气动力对轨迹规划求解实时性与收敛性的影响,提出一种基于模型补偿序列凸规划的大气层内火箭轨迹规划方法。该方法的核心思想是通过设计一种序列补偿的方式,将火箭动力学中非线性项(气动力加速度与重力加速度)与过程约束项(动压、过载约束等)进行凸化,从而将轨迹规划问题转化为序列凸规划问题而得到快速求解。在此基础上,本文理论分析了该序列凸规划方法的收敛性,保证该方法能够收敛到原问题的最优解。数值仿真表明,该方法能够完成大气层内的火箭上升段与垂直着陆段轨迹在线规划任务,方法的收敛速度能满足轨迹在线生成的实时性要求。     

基于Rodrigues参数的视觉相对位姿确定算法

以Rodrigues参数作为姿态描述参数提出了一种视觉相对位姿确定算法。Rodrigues参 数作为一种简洁、高效的姿态描述法,适用于实时性要求高的视觉相对位姿确定,但它本身 的奇异性使其不能用于大角度的位姿确定。将视觉导航方法和无奇异姿态描述的Rodrig ues参数切换理论结合起来,推导了基于Rodrigues参数的视觉相对位姿解算模型,并给出了 这种相对位姿确定算法的流程。仿真结果表明该算法能很好地解决奇异问题,实现全姿态运 动情形下的相对位姿确定。
     

基于点云的空间非合作目标初始相对位姿获取

针对空间非合作目标相对位姿解算对点云迭代最近点(ICP)算法迭代初值要求较高，易产生误匹配等问题，提出了一种基于点云分割与点云关键点的ICP初始迭代位姿获取方法。首先，考虑到非合作目标可能具有的高度对称外观，基于LCCP点云分割算法与点云Harris关键点，在已知目标外轮廓点云基础上，设计了点云ICP初始迭代位姿获取方法。该方法具体流程为：点云降采样处理与关键部分提取、关键部分点云多角度预变换处理、最佳点云匹配及初始迭代位姿获取。最后，以某通信卫星模型搭建虚拟验证平台，使用本文提出的方法给出ICP迭代初始位姿并进行对比实验。结果表明，本文提出的点云ICP迭代初始位姿获取方法可有效规避非合作目标高度对称带来的误匹配，可给出较精确的相对位姿。     

多饱和约束拦截弹参数时变系统控制器设计

针对拦截弹参数时变和执行机构饱和非线性影响控制系统性能,提出基于齐次多项式参数相关 Lyapunov 理论和非线性矩阵微分方程凸多面体转换算法相结合的鲁棒最优控制系统设计方案。 通过引入标准饱和约束算子,建立控制系统数学模型并给出控制系统结构;引入饱和归一化因子,把非线性参数时变微分方程转化成线性多胞型微分方程;基于齐次多项式参数相关Lyapunov理论和拓展Pólya’s定理,把参数时变多胞型微分方程转换成齐次多项式参数相关微分方程,并给出齐次多项式参数相关控制器结构;利用迭代算法把非线性矩阵不等式转换成线性矩阵不等式(LMIs),进而基于LMI凸优化理论获得控制器解,设计出的控制器是关于齐次多项式阶次g和Pólya’s松弛度d的函数;通过定点和制导控制系统仿真校验了该算法,仿真结果表明随着齐次多项式阶次g和Pólya’s松弛度d的增加,设计出的控制器在确保系统稳定的前提下改善控制系统性能。     

基于特征模型的力矩受限卫星姿态抗饱和设计

针对存在控制力矩饱和约束的卫星姿态跟踪控制问题,提出将黄金分割控制器和基于线性矩阵不等式(LMI)抗饱和设计相结合的控制方法。采用黄金分割控制器作为标称控制器,同时使用特征模型取代原被控对象求解抗饱和补偿器,给出求解抗饱和补偿器凸约束的LMI条件,解决了由于控制输入饱和引起的控制性能下降或系统不稳定问题。通过引入二阶差分方程形式的特征模型,常规基于线性LMI抗饱和设计方法可以扩展到解决一类非线性系统的饱和控制问题中。数值仿真验证了所提出方法对控制力矩受限卫星姿态跟踪控制的有效性和鲁棒性。     

一种航天器位姿测量的鲁棒正交迭代法

航天器位姿测量是许多空间任务和地面大型试验必不可少的关键环节,基于合作标志点的单目位姿测量技术是实现该测量的重要手段之一;由于受到外界复杂环境的干扰,标志点提取可能会出现野值点或者精度不一致的情况,传统的正交迭代方法对于该类问题不能够达到最优的求解精度,甚至求解错误。文章提出了一种基于M估计的鲁棒型正交迭代方法,使用M估计给每个标志点分配不同的权重,优化加权物方残差目标函数得到位姿参数。通过仿真验证和实物试验,证明了该方法可以较好地消除错误数据对测量的影响,提高了正交迭代算法的测量精度和鲁棒性。     

基于半定松弛的到达时差定位算法

针对到达时差定位系统,提出了一种新的基于半定松弛的时差定位算法.该方法首先将距离测量误差作为一项重要参数,在到达时差测量模型下,建立了一个关于定位估计的非凸优化问题,然后通过松弛约束条件将该非凸优化问题转换成等价的凸优化问题,运用凸优化理论中的半定松弛规划方法求解目标的位置.仿真实验结果表明,该方法可以有效降低定位误差.     

基于序列凸优化的高超声速滑翔式再入轨迹快速优化

针对具有热流、动压、过载以及多个禁飞区约束的再入轨迹优化问题,提出采用序列凸优化方法快速求解。利用归一化时间作为自变量解决终端时间自由问题,并引入辅助控制变量以减少序列优化结果中的高频振荡,在此基础上,通过线性化、离散化和非凸约束的凸化处理,将非凸非线性优化问题转化为二阶锥规划(Second Order Conic Programming,SOCP)问题,然后采用凸优化求解算法快速求解。数值优化结果与对比验证表明该方法能快速高效求解多约束条件下的再入轨迹优化问题,且计算效率和性能均优于传统的非线性规划方法。     

SINS任意失准角无奇异快速传递对准

针对战术级捷联惯导系统(SINS)任意失准角下的快速传递对准，提出一种直接姿态矩阵线性矩阵卡尔曼滤波的传递对准算法。首先，利用姿态矩阵描述姿态，将传统大、小失准角条件下的强非线性、线性滤波对准问题统一转化为一个线性滤波问题；然后，采用矩阵形式卡尔曼滤波对状态进行估计，得到一种线性矩阵滤波对准算法，可以在任意失准角、无初值条件下完成对准；最后，推导姿态矩阵正交约束条件下滤波算法的最优实现。仿真结果表明，算法适用于任意失准角下的传递对准，在摇摆运动下，可以在10 s内完成快速传递对准，水平精度达到0.02°(误差均方根)以内，航向精度达到0.03°(误差均方根)以内。     

基于混合法和多打靶法的有限推力航天器协同交会优化(英文)

有限推力航天器的协同交会问题是一个高维非线性的最优控制问题,传统求解方法难以收敛到最优解或者时间花费巨大。采用混合法和多打靶法构造了有限推力航天器双主动交会的数学模型,讨论了其实现最优控制的必要条件,求解了反平方力场中的最优控制数值解。推进剂总消耗最少和有限推进剂约束下的最短时间交会2种不同的算例表明,这种方法可极大地提高收敛性,快速有效地求解有限推力航天器的协同交会问题。     

吸气式高速飞行器爬升-巡航轨迹在线优化

针对吸气式高速飞行器的大气层内爬升和巡航飞行段,进行了在线轨迹优化设计。与传统的爬升段结合定高定速巡航轨迹形式不同,采用优化的方法得到的轨迹能够保证性能指标的最优性。首先,将轨迹优化问题建模为非线性最优控制问题,控制量包括攻角、倾侧角以及燃油当量比。然后,对问题的非线性进行了处理,将变量进行离散化,得到凸优化问题。分析了飞行器的气动和推力特性,设计了优化变量的初始参考。最后,设计算法的外环迭代策略,将每一次求得的解作为参考轨迹进行下一次迭代计算。数值仿真结果表明,该方法能够解决吸气式高速飞行器爬升巡航段轨迹优化问题,并且求解时间满足在线轨迹优化要求。     

Relative position and attitude estimation of spacecrafts based on dual quaternion for rendezvous and docking

The capacity to acquire the relative position and attitude information between the chaser and the target satellites in real time is one of the necessary prerequisites for the successful implementation of autonomous rendezvous and docking. This paper addresses a vision based relative position and attitude estimation algorithm for the final phase of spacecraft rendezvous and docking. By assuming that the images of feature points on the target satellite lie within the convex regions, the estimation of the relative position and attitude is converted into solving a convex optimization problem in which the dual quaternion method is employed to represent the rotational and translational transformation between the chaser body frame and the target body frame. Due to the point-to-region correspondence instead of the point-to-point correspondence is used, the proposed estimation algorithm shows good performance in robustness which is verified through computer simulations.     

基于凸优化理论的含约束月球定点着陆轨道优化

针对月球精确定点软着陆问题,考虑导航及障碍检测敏感器视场约束及制动发动机推力大小约束,对月球动力下降段轨道优化方法进行了研究。首先建立了含约束条件的三维定点软着陆轨道优化问题模型,根据庞德亚金极小值原理推导了最优推力开关方程,并给出了推力奇异区间不存在的证明。针对优化模型中的复杂非线性约束,引入凸优化理论将问题转化为二阶锥优化问题,并采用内点法求解了最优标称轨迹。最后给出了月球软着陆制动段、接近段的仿真结果,验证了该着陆轨道优化方法的有效性。     

基于稀疏空间谱估计的星载SAR DBF算法

针对星载合成孔径雷达(SAR)系统利用俯仰向数字波束形成(DBF)技术接收场景回波时受地形的影响,会出现波束指向偏差的问题,提出了基于稀疏空间谱估计的星载SAR数字波束形成方法。该方法将目标场景高程估计问题转换为波达方向估计问题,考虑到回波信号的稀疏性,进而等效为稀疏空间谱估计问题,然后利用凸优化方法求解得到目标波达方向。最后,仿真实验验证了该方法的有效性,结果表明该方法可以降低传统自适应方法受小样本和低信噪比影响的限制,实现复杂地形下的正确波束指向,保证回波信号的接收增益。