基于低成本陀螺和倾角仪的姿态估计

针对动中通测控系统中低成本陀螺和倾角仪的姿态估计和陀螺误差校正问题,提出一种利用UKF(Uncented Kalman Filter)滤波器对载体姿态角进行估计,然后利用互补滤波器对陀螺漂移进行估计的算法。该算法通过设计三维完全可观测UKF滤波方程和陀螺误差校正模型对姿态角和陀螺漂移分别进行估计,有效避免了利用卡尔曼滤波进行姿态估计和陀螺漂移误差估计时由于误差模型不准确而产生的发散问题,同时降低了滤波器维数。试验中姿态角估计误差在1°以内,x轴陀螺漂移估计误差为0.0148°/s,y轴陀螺漂移估计误差为0.0017°/s,试验结果表明该算法能有效提高姿态角估计和陀螺漂移估计的精度。     

基于陀螺和星敏感器的卫星姿态确定算法

主要研究了基于陀螺和星敏感器配置的卫星姿态确定算法.为保证卫星姿态确定的高精度,利用星敏感器提供的姿态四元数结合扩展卡尔曼滤波,对陀螺漂移进行实时补偿.并利用在轨数据,通过matlab数学仿真,验证了高精度滤波算法的有效性.所设计的滤波器能准确估计陀螺漂移,估计误差优于5.56×10-5(°)/s;姿态估计误差优于0....     

基于模型误差确定卫星姿态的预测滤波算法

本文给出了一种高精度、鲁棒性强的实时姿态估计算法，即预测滤波算法。该算法利用星敏感器所提供的观测矢量，对运动学方程中由陀螺漂移造成的角速度模型误差进行一步预测，从而准确地估计卫星的运动姿态和角速度。预测滤波算法的良好性能已通过仿真测试得到了验证。文中进一步提出的修正算法，使滤波器的预测性能得到了改进。     

光纤陀螺标度因数温度误差分析与补偿

光纤陀螺在大角速度应用时,标度因数误差超过偏置漂移误差成为主要误差源.分析了引起数字闭环光纤陀螺标度因数温度误差的原因,推导出了标度因数温度误差数学表达式,并对各温度敏感参数进行了温度性能测试.使用第二闭环控制补偿了反馈通道增益的温度漂移,证明了第二闭环控制精度对标度因数的影响至多是一个三阶小量.测量了不同输出角速率和不同温度时陀螺输出误差值,用一阶多项式和三阶多项式建立了它们的关系.建立了一个双输入、单输出标度因数温度补偿模型,利用最小二乘误差准则计算出模型系数.在-25℃～60℃温度范围内,采用本文提出的控制和补偿方法可将光纤陀螺标度因数误差减小到100×10-6以下,并使标度因数非线性度小于50×10-6.     

GPS辅助MIMU静止条件下的初始对准方法

当载体处于静止状态时,针对微惯组测量噪声大,尤其是陀螺仪误差较大,不能辨别地球自转角速度,造成捷联惯性导航系统不能实现自对准的问题,采用GPS辅助微惯组进行初始对准。在粗对准过程中,通过加速度计输出信息解算水平姿态角,GPS解算航向角实现。在精对准过程中,建立四元数的状态空间模型,采用改进的自适应卡尔曼滤波算法估计四元数。仿真实验表明,采用滤波的方法,可以有效降低初始姿态角的估计误差,且载体的初始水平姿态角小于5°时,水平姿态角误差估计在5'之内,航向角误差估计在15'之内。     

陀螺与磁强计组合定姿及漂移估计算法优化

针对陀螺长时间积分定姿精度受陀螺角速率漂移影响,单独利用磁强计不能连续确定三轴姿态的问题,提出了陀螺与磁强计组合定姿算法,利用磁强计估计的姿态误差校正陀螺积分姿态,并基于PI滤波估计陀螺漂移。仿真验证表明,基于陀螺与磁强计组合定姿的姿态确定精度为1°左右。陀螺与磁强计PI滤波组合定姿算法简单有效,适合在纳星、皮星等微小卫星上应用。     

一种新的快速传递对准方法及其可观测度分析

传递对准能够充分的利用丰惯导(MINS)的高精度导航信息,使子惯导(SINS)获得较高的对准精度和较快的对准速度,成为机载、舰载武器惯导系统初始对准的首选方案.为了实现快速传递对准,美国学者Kain放弃了在导航坐标系内定义姿态误差进而建立误差模型的传统方案,在载体坐标系内分别定义了真实姿态误差和计算姿态误差,并分别建立了误差模型,并在该模型的基础上提出了具有较快对准速度和较高对准精度的"速度+姿态"匹配快速传递对准方法.提出了基于该误差模型的"速度+角速度"匹配快速传递对准方法,并对基于奇异值分解的町观测度分析方法进行了改进,通过可观测度的分析表明本文所提方法使得真实姿态误差的可观测度有较大的提高,仿真结果验证了理论分析的结论,各个坐标轴上姿态误差角的估计精度都有不同程度的提高,特别是方位误差角的估计误差减小为不到原来的1/3.     

应用于红外制导武器的动力随动陀螺误差分析

为减小红外制导武器导引头的动力随动陀螺误差,对陀螺的误差进行了分析。用拉格朗日方法建立了动力陀螺完备的运动微分方程。将陀螺误差分为结构非理想化导致的漂移误差和稳速力矩与进动力矩耦合引起的控制误差两大类。其中:结构非理想的误差包括章动、摩擦力矩和非等弹性力引起的误差。用逐次逼近求解法分析,发现陀螺受阶跃力矩或冲击后,除按章动频率及高次谐波频率高频振动外,还会发生角速度为常值的漂移,且动力随动陀螺漂移的角速度与初始的角速度和内外环质量有关。讨论了由偏角、不平衡力矩和非等弹性力造成误差的机理。给出了陀螺主要误差的控制和调控方法:对漂移误差,尽量减小内外环质量,减小陀螺阶跃力矩后的初速;对工艺误差,调试时先部件后总体,总体调试由内及外;先大误差项,再小误差项;用力矩补偿法消除力矩耦合偏差。研究为导引头的误差分析和控制系统设计提供参考。     

用户星姿态对中继终端天线跟踪的影响

用户星姿态对中继终端天线跟踪的影响主要在两个方面：姿态角误差对指向误差的影响和姿态角、姿态角速度对指向角速度的影响。文章首先引入了欧拉轴／角的姿态表示方法，然后根据欧拉轴与指向向量间的位置关系求得了姿态角误差所引起的天线理论最大指向误差，在此基础上，不考虑最大值取值条件的情况下，进一步求得姿态角速度所引起的天线理论最大指向角速度；接着，以常用中继终端天线的安装位置为例，求出了天线指向角速度与用户星姿态角、姿态角速度的数学表达式，这样便于分析各种情况下用户星姿态对天线指向角速度的影响；最后，借助于STK仿真软件进行了仿真验证，[JP2]仿真结果验证了上述结论的正确性。结论表明：天线理论最大指向误差除了与姿态角误差有关外，还受滚动姿态角的影响；天线指向角速度同时由姿态角、姿态角速度和天线指向角度确定。[JP]     

陀螺与磁强计组合定姿及陀螺漂移估计

随着微陀螺和微磁强计在小卫星上得到广泛应用,陀螺和磁强计组合定姿研究越来越受到重视。首先利用磁强计测得的前后时刻磁场强度,基于双矢量定姿确定本体相对惯性系姿态,并与陀螺积分姿态比较得到姿态误差;其次基于地磁场矢量修正后的姿态误差校正陀螺积分姿态,并基于PI滤波估计陀螺漂移;最后进行了仿真验证,结果表明该方法可以有效估计陀螺漂移,姿态确定精度在1°左右。