旋转调制下的抗晃动干扰初始对准方法

针对晃动基座下的对准精度受限于惯性器件常值误差，提出了旋转调制下的抗晃动干扰初始对准方法。首先，分析了单轴连续旋转调制技术对常值误差的补偿机理，并在此基础上建立了晃动基座下的惯性器件输出模型;其次，详细推导了基于双重积分的惯性系粗对准算法，通过惯性坐标系下的姿态更新跟踪载体实际姿态变化消除了角晃动干扰，通过对比力进行双重积分克服了线振动影响;最后，在粗对准算法基础上，进一步建立了旋转调制下的系统状态方程和量测方程，通过反馈校正的卡尔曼滤波算法实现最优估计精对准。仿真结果表明:旋转调制下的抗晃动对准方法在克服晃动干扰的同时，能够解决对准精度受限问题，有效提高了初始对准精度。     

摇摆状态下基于非线性误差模型的惯导对准研究

摇摆状态下无法使用传统解析方法完成粗对准。为避开摇摆基座的粗对准问题,提出 了基于捷联惯导非线性误差模型的直接精对准算法。推导了捷联惯导的非线性速度误差方程 和姿态误差方程,基于速度量测信息给出了非线性对准模型,通过UKF算法估计失准角完成 摇摆状态下的精对准。算法可允许初始姿态误差达到40°。通过计算机仿真和摇摆台试验 对算法进行了验证分析。在给定试验条件下,在600秒对准时间内达到水平 0.02° ,方 位0.1 7°的精度。同时计算机仿真结果表明需对惯导速度进行反馈校正来保证模型的工作精度。
     

以VSCMG为执行器的航天器姿态机动自适应动态滑模控制

针对刚体航天器姿态机动控制问题,结合变速控制力矩陀螺(VSCMG)执行器的特性,提出一种自适应动态滑模控制律,提高了姿态机动控制的扰动抑制能力和鲁棒性。此控制律采用自适应方法对扰动力矩进行估计,通过给出控制力矩变化率并对其积分得到控制力矩,以此削弱切换控制的抖振对控制力矩时间连续性的影响,从而改善系统的动态性能。仿真分析显示该控制律能够在扰动力矩作用下实现刚体航天器的快速姿态机动,并且有效减弱了滑模控制的抖振现象。     

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.     

一种用于机载导弹动基座传递对准精度分析的工程方法

提出了一种在不具备精确标定设备的试验条件下,分析动基座传递对准精度的工程方法。基于传递对准的安装误差角滤波估计结果,修正子惯导的初始姿态,并重新进行子惯导的导航解算。通过比较初始姿态修正前后子惯导的导航误差,分析对传递对准的精度。对试验数据的处理结果表明:用该法进行子惯导的导航解算,所得速度和位置精度大幅提高。     

基于神经网络干扰观测器的柔性航天器姿态稳定控制

本文针对柔性航天器在惯性参数未知、外界干扰、输入饱和等复杂条件下的姿态控制问题,提出了1种基于神经网络干扰观测器的柔性航天器姿态稳定控制方法。首先,基于包含压电振动抑制输入的柔性航天器姿态动力学模型,构建了包含外界干扰、惯性参数不确定性的综合扰动项;其次,基于RBF神经网络设计干扰观测器与自适应参数调节律实时地估计综合扰动;再次,设计了1种固定时间收敛且有限时间稳定的非线性滑模控制器,并通过Lyapunov理论进行了稳定性分析;最后,利用航天器闭环姿态动力学系统进行数值仿真。结果表明:所设计的基于神经网络干扰观测器的控制方法可以有效实现航天器的姿态稳定、振动抑制与干扰估计,从而顺利完成航天器的高精高稳控制任务。     

晃动基座下正向-正向回溯初始对准方法

针对传统方式需要对准时间长的问题，提出一种晃动基座下正向-正向回溯初始对准方法，实现了快速初始对准的目的。首先，给出了导航惯性系粗对准的基本原理，分析了导航惯性系粗对准在回溯过程中的作用。其次，对捷联惯导系统初始对准过程进行了深入的研究，利用导航惯性系建立精对准系统误差模型，将晃动基座时变姿态误差角估计问题转换为时不变姿态误差角估计问题，进而为正向-正向回溯对准奠定了理论基础。在此基础上，详细分析了正向-正向回溯对准的基本原理和设计方法。最后，通过设计仿真实验，验证了本文设计的对准方法可以在303 s内实现晃动基座上航向误差优于0.1°的对准精度。试验结果表明，本文提出的方法具有计算效率高、对准时间短、对准精度高的优点。     

弹载SINS四元数模约束下滤波空中对准

针对弹载SINS/GPS系统的空中对准,提出一种四元数模约束条件下的非线性滤波初始对准算法。首先,利用坐标变换和四元数姿态描述,将传统的强非线性滤波对准问题转化为一个二阶弱非线性滤波问题;其次,采用二阶扩展卡尔曼滤波（EKF）对二阶非线性部分进行处理,得到一种简洁的滤波对准方案;最后,推导了四元数模约束条件下滤波算法的最优实现,及反馈四元数估计结果时的闭环滤波形式。利用车载MEMS IMU/GPS系统,进行了初始对准的地面试验,结果表明,在车辆弱机动条件下,对准算法能够实现姿态和惯性器件误差的快速估计,实现惯导系统的对准。     

空间平台下传递对准方案

提出了惯性坐标系下空间平台主惯导与有效载荷子惯导之间的传递对准方案。首先, 介绍了惯性坐标下捷联惯导系统算法及其流程图。然后,推导了惯性坐标系下的传递对准状 态方程,包括捷联惯导系统误差方程以及姿态失准角模型方程;推导了传递对准姿态匹配量 测方程。最后,给出了传递对准最优状态方程和降阶状态方程,并且讨论了仿真流程和仿真 环境;传递对准仿真结果表明在10s时间内,在给定的机条件下,子惯导与主惯导的失准角估计精度在1′以内。     

基于捷联惯导高保真误差模型的非线性滤波算法

针对捷联惯导系统在大姿态误差条件的对准问题,推导了高保真非线性误差模型。该模型采用欧拉角表示姿态误差,并用与导航解算相同的姿态更新算法准确描述了姿态误差的传播规律。利用该模型设计了扩展卡尔曼滤波器,并以二位置对准为例,比较该模型与线性模型和大方位误差模型的滤波效果。仿真实验结果表明在小角度误差和大方位误差条件下,基于高保真模型的滤波器估计精度都优于其它两种模型,且在大水平姿态误差条件下滤波精度也很高。     

基于神经网络的RLV再入段有限时间自适应姿态控制

针对可重复使用运载器(RLV)再入段的姿态控制问题,提出了一种基于神经网络的有限时间自适应姿态跟踪控制方法。首先,在传统RLV建模的基础上将模型不确定性、耦合及扰动力矩分离作为复合扰动;然后,利用径向基神经网络(RBFNN)对其在线估计并在标称控制器中进行动态前馈补偿;最后,利用终端吸引子改进控制器实现了对期望状态的有限时间跟踪,并通过引入鲁棒项降低了RBFNN估计误差对控制精度的影响。设计的姿态控制器无需获知精确的气动数据与扰动范围而仅需某飞行状态下的标称值。仿真结果表明提出的控制方法对RLV再入姿态跟踪具有较好的控制效果。     

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。     

静基座下惯性平台初始自对准技术

针对框架式惯性平台系统能够绕框架轴自主转动的特点,提出一种基于粗对准+精对准的静基座下惯性平台快速初始自对准方法。该方法首先利用重力矢量随地球自转的特点,快速实现惯性平台的粗对准。在此基础上,通过设计加矩方案令平台绕天向轴旋转并采用Kalman滤波技术,完成惯性平台的精对准。仿真算例表明,该方法能够在720 s内实现惯性平台水平姿态角小于5"(1σ),方位姿态角小于12"(1σ)的自对准精度,有效地提高了系统的响应速度和导航精度。     

基于MRPs/NPUPF的地磁/加速度计测量的姿态估计新方法

针对现有基于地磁/加速度计的姿态估计算法存在状态误差协方差阵的奇异值和需要准确已知当地地磁矢量的问题,提出了一种新的姿态估计基本方法。该方法采用修正罗德里格参数(MRPs)表示系统动态,消除了采用四元数法导致的状态误差协方差阵的奇异值问题;根据地磁场缓变的特性,将地磁矢量作为平稳过程加入到状态变量中,使得姿态估计不再需要准确已知当地地磁矢量。针对大初始误差和有色噪声对基本方法的影响,通过引入模型误差预测(NPF)和无迹粒子滤波(UPF)方法对其进行改进,提出了基于模型预测无迹粒子滤波(NPUPF)的地磁/加速度计的姿态估计新方法。仿真结果表明,NPUPF方法可在大初始误差和非高斯条件下实现高精度的姿态估计,提高了基于地磁/加速度计的姿态估计方法的可靠性和实用性。
     

基于未知地标被动观测的飞航导弹SINS俯仰姿态误差估计方法

针对飞航导弹单独使用时SINS存在姿态估计精度随时间降低的问题,提出了基于未知地标被动观测的SINS俯仰姿态误差估计方法。首先,根据飞航导弹中制导段飞行的特点,把SINS俯仰姿态误差估计问题转化为攻角估计问题。然后,在不改变导弹巡航路径的前提下,利用弹上成像导引头对视场内任意未知地标连续被动观测,分别提出了弹体坐标系和速度坐标系下的攻角估计方法,并分析了观测噪声对量测方程系数的影响。最后,利用平均去噪的思想对估计结果进行处理,提高了SINS俯仰姿态误差的估计精度。仿真结果表明：两种方法都能有效估计出飞航导弹SINS俯仰姿态量测误差。     

基于转动基座的SINS初始对准方法研究

提出了一种基于转动基座的快速估计平台失准角的初始对准方法,研究了扩展观测量的Kalman滤波算法,运用谱条件数方法分析了载体在转动基座方式下各状态量的可观测度,指出转动基座初始对准的可观测度优于传统最优二位置对准。初始对准计算机仿真结果进一步验证了该方法的快速性与精度,可为进行SINS快速精确对准方法研究提供理论与工程应用参考。     

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。     

一种快速传递对准的方法

传递对准是战术机载武器惯导系统初始对准的一种有效办法。本文采用了一种“速度 姿态匹配”的快速传递对准方法 ,推导了这种方法的数学模型。采用一种简单的飞行轨迹 ,对传递对准滤波器进行了仿真 ,结果表明在较短的时间内 ,子惯导系统不对准角的估计可达到要求的精度。     

晃动基座初始对准环境建模与仿真

针对火箭初始对准时存在外界扰动,提出一种适用于风扰动的初始对准环境建模与仿真方法,可用于运载火箭扰动环境下初始对准仿真验证.根据风场特性和振动理论,分别建立了地面风和风干扰下的箭体振动模型,实现了晃动基座下的环境仿真和对捷联惯组测量输出的模拟.仿真结果显示,箭体振动特性与实测值一致,所模拟的惯组输出与箭体晃动吻合,表明模型正确有效.该方法能够为晃动环境下初始对准仿真研究提供更加符合实际特性的数据源.     

复杂约束下的编队姿态有限时间协同控制方法

综合考虑无角速度量测、外部扰动和系统参数不确定性等约束条件的影响，研究航天器编队姿态有限时间协同控制问题。首先建立航天器相对姿态协同控制模型，利用扩张观测器实现对系统姿态角速度及耦合扰动的估计；在此基础上提出了一种有限时间滑模姿态协同控制律；通过构造合适的Lyapunov函数证明了系统相对姿态误差能够在有限时间内收敛到有界域内；将该结果推广到存在饱和输入情形下，并设计了相应的有限时间滑模姿态协同控制律。仿真结果校验了算法的有效性。