考虑目标视线角指标的近距离接近位姿一体序列凸规划
发布时间：2022-02-12 16:39
针对服务航天器近距离接近非合作目标的任务,考虑相对导航高质量成像需求,将目标视线角作为优化指标的一部分,建立能量+视线角最优的位姿一体规划问题,设计一种信赖域约束的序列凸规划方法对非凸原问题进行迭代求解。通过直接线性化或二阶锥近似对性能指标、系统动力学及路径约束中的非凸项进行凸化处理,原问题被松弛为凸化子问题。引入信赖域变量对序列迭代的轨迹偏差进行约束,促进序列凸规划算法求解高维非凸问题时的收敛性。仿真结果验证了视线角性能指标的有效性和信赖域约束的序列凸规划方法良好的收敛性。
【文章来源】：导弹与航天运载技术. 2020,(06)北大核心CSCD
【文章页数】：8 页
【部分图文】：
相对速度分量Fig.5VariationsofRelativeVelocitiesc）Z向
周鼎等考虑目标视线角指标的近距离接近位姿一体序列凸规划第6期571.3.1传感器视场角约束为保证持续的相对导航，在近距离接近过程中，位姿轨迹需要使目标一直处于服务航天器的传感器视场内，如图2所示，相应的约束可表示为TFOVcoscosCρbdCρbd（4）式中为目标视线角；b表示传感器的安装位置在S系中的分量列阵；d表示传感器光轴方向矢量在S系中的分量列阵；FOV为传感器视场角。注意到，非线性项Cρ使得位姿状态耦合到一起。xyzxyzOO(O)dbρCρbFOV图2视场角约束及碰撞规避约束示意Fig.2IllustrationofConstraintsOnFieldofViewandCollisionAvoidance1.3.2碰撞规避约束在最终与目标进行停靠或对接操作前，服务航天器必须避免与目标发生任何碰撞，所以质心相对距离必须大于安全距离safer，如图2所示，该约束可表示为T2safeρρr（5）本文中考虑服务航天器和目标的外形尺寸，安全距离safer6.6m。1.3.3控制能力约束考虑服务航天器的敏捷机动能力，其位姿控制均通过推力器来实现，其物理特性（如最大推力等）使得可用的控制力/力矩在有限的范围内，相应地施加到控制加速度上的约束可表示为pp,maxrr,maxuuuu（6）式中p,maxmaxsuFm，r,maxmaxsuTm，maxF和maxT分别表示最大可达的控制力和力矩，一般通过推力器布局的可达集分析获得，本文不作讨论，以参数形式给出。1.4性能指标根据上述系统动力学和路径约束的描述，将服务航天器的姿态运动状态定义为TTTrSISLx[ω,σ]，?
cecraft参数数值初始位置/m[-50,-11,7]T初始速度/(m·s-1)[0,0,0]T初始姿态角速度/(rad·s-1)[0,0,0]T初始MRP[0.34,0.41,0.37]T终端位置/m[-12,0,0]T终端速度/(m·s-1)[0,0,0]T终端姿态角速度/(rad·s-1)[0,0,0]T终端MRP[1/3,1/3,1/3]T序列凸化的参数设置如下：离散区间数K60，精度要求x1×10-7，性能指标相对权重w0.5，信赖域权重系数w1.0。经过5次凸化子问题求解后，迭代过程满足停止准则，信赖域半径达到9.6×10-10，求解过程耗时102s。如图3所示，与单独的能量-最优相比，将视线角作为优化指标可有效降低机动过程中目标视线角的峰值，使目标视线矢量保持在传感器光轴附近，有益于相对导航的成像质量。图3不同性能指标下目标视线角Fig.3VariationsofLOSAngleoftheTargetwithDifferentPerformanceIndex图4~12给出规划的位姿状态变化、约束满足情况及控制力/力矩。机动过程位姿状态变化平稳，控制力/力矩均未超出容许上界，最大控制力为7.999N，最大控制力矩为0.376N·m，控制呈现明显的分段常值特征。相对速度最大为0.135m/s，整个机动过程中速度大小比较稳定，无明显振荡，惯性姿态角速度最大值为0.095(°)/s。目标视线角最大值为0.88°，远小于
【参考文献】：
期刊论文
[1]考虑时间状态的敏捷自主在轨服务航天器高维运动规划研究[J]. 王平,郭继峰,陈诚,崔乃刚. 宇航学报. 2011(04)
[2]空间在轨服务技术发展综述[J]. 崔乃刚,王平,郭继峰,程兴. 宇航学报. 2007(04)
硕士论文
[1]序列二次规划（SQP）算法及其在航天器追逃中的应用[D]. 罗建.哈尔滨工业大学 2012
本文编号：3622066
【文章来源】：导弹与航天运载技术. 2020,(06)北大核心CSCD
【文章页数】：8 页
【部分图文】：
相对速度分量Fig.5VariationsofRelativeVelocitiesc）Z向
周鼎等考虑目标视线角指标的近距离接近位姿一体序列凸规划第6期571.3.1传感器视场角约束为保证持续的相对导航，在近距离接近过程中，位姿轨迹需要使目标一直处于服务航天器的传感器视场内，如图2所示，相应的约束可表示为TFOVcoscosCρbdCρbd（4）式中为目标视线角；b表示传感器的安装位置在S系中的分量列阵；d表示传感器光轴方向矢量在S系中的分量列阵；FOV为传感器视场角。注意到，非线性项Cρ使得位姿状态耦合到一起。xyzxyzOO(O)dbρCρbFOV图2视场角约束及碰撞规避约束示意Fig.2IllustrationofConstraintsOnFieldofViewandCollisionAvoidance1.3.2碰撞规避约束在最终与目标进行停靠或对接操作前，服务航天器必须避免与目标发生任何碰撞，所以质心相对距离必须大于安全距离safer，如图2所示，该约束可表示为T2safeρρr（5）本文中考虑服务航天器和目标的外形尺寸，安全距离safer6.6m。1.3.3控制能力约束考虑服务航天器的敏捷机动能力，其位姿控制均通过推力器来实现，其物理特性（如最大推力等）使得可用的控制力/力矩在有限的范围内，相应地施加到控制加速度上的约束可表示为pp,maxrr,maxuuuu（6）式中p,maxmaxsuFm，r,maxmaxsuTm，maxF和maxT分别表示最大可达的控制力和力矩，一般通过推力器布局的可达集分析获得，本文不作讨论，以参数形式给出。1.4性能指标根据上述系统动力学和路径约束的描述，将服务航天器的姿态运动状态定义为TTTrSISLx[ω,σ]，?
cecraft参数数值初始位置/m[-50,-11,7]T初始速度/(m·s-1)[0,0,0]T初始姿态角速度/(rad·s-1)[0,0,0]T初始MRP[0.34,0.41,0.37]T终端位置/m[-12,0,0]T终端速度/(m·s-1)[0,0,0]T终端姿态角速度/(rad·s-1)[0,0,0]T终端MRP[1/3,1/3,1/3]T序列凸化的参数设置如下：离散区间数K60，精度要求x1×10-7，性能指标相对权重w0.5，信赖域权重系数w1.0。经过5次凸化子问题求解后，迭代过程满足停止准则，信赖域半径达到9.6×10-10，求解过程耗时102s。如图3所示，与单独的能量-最优相比，将视线角作为优化指标可有效降低机动过程中目标视线角的峰值，使目标视线矢量保持在传感器光轴附近，有益于相对导航的成像质量。图3不同性能指标下目标视线角Fig.3VariationsofLOSAngleoftheTargetwithDifferentPerformanceIndex图4~12给出规划的位姿状态变化、约束满足情况及控制力/力矩。机动过程位姿状态变化平稳，控制力/力矩均未超出容许上界，最大控制力为7.999N，最大控制力矩为0.376N·m，控制呈现明显的分段常值特征。相对速度最大为0.135m/s，整个机动过程中速度大小比较稳定，无明显振荡，惯性姿态角速度最大值为0.095(°)/s。目标视线角最大值为0.88°，远小于
【参考文献】：
期刊论文
[1]考虑时间状态的敏捷自主在轨服务航天器高维运动规划研究[J]. 王平,郭继峰,陈诚,崔乃刚. 宇航学报. 2011(04)
[2]空间在轨服务技术发展综述[J]. 崔乃刚,王平,郭继峰,程兴. 宇航学报. 2007(04)
硕士论文
[1]序列二次规划（SQP）算法及其在航天器追逃中的应用[D]. 罗建.哈尔滨工业大学 2012
本文编号：3622066
本文链接：https://www.wllwen.com/kejilunwen/hangkongsky/3622066.html
