基于改进容积卡尔曼滤波的奇异避免姿态估计

 利用矢量进行卫星姿态估计可以归结为非线性滤波问题。为了提高卫星姿态估计的精度,利用龙贝格-马尔塔(LM)迭代算法改进了容积卡尔曼滤波(CKF)。继而,提出改进容积卡尔曼滤波与四元数结合的容积四元数估计器(CQE),有效地避免了卫星大角度机动出现的奇异现象。进一步,给出了一种与影子修正罗德里格参数切换的容积修正罗德里格参数估计器(CME)。仿真对比表明,初始误差较大时容积修正罗德里格参数估计器具有更好的收敛速度和鲁棒性。     

应用旋转矩阵的卫星姿态输出反馈机动控制

针对卫星姿态机动控制问题,提出一种只利用向量测量信息的无角速度反馈的输出反馈控制方法。卫星姿态的指向直接通过旋转矩阵进行描述,而不是先进行参数化过程,避免了由欧拉角、修正的罗德里格参数（MRPs）与四元数等姿态描述方式产生的奇异问题与退绕问题。首先,通过向量测量信息与一组期望姿态向量,引入一个新的姿态指向误差向量,并对其性质进行分析。其次,进一步结合主导滤波器的思想,设计了无需角速度信息的卫星姿态机动控制器,并应用Lyapunov理论,对闭环系统的全局稳定性进行了严格的证明。最后,对所提出的控制算法进行了数值仿真,其结果验证了所设计的输出反馈控制算法的可行性和有效性。     

无陀螺飞行器姿态和角速度确定

通过预测滤波方法研究了利用矢量观测确定无陀螺飞行姿态和角速度的方法。给出的观测滤波法在一定的二次型优化准则下，对飞行器姿态和名义姿态运动模型的等效角速度误差可同时进行实时估计，能够准确跟踪敏感器的测量，有效减小模型误差的影响，数值仿真结果验证了算法的优越性。     

基于纵向滤波的星敏感器低频误差在线估计

多敏感器数据融合是获得更高精度姿态测量的有效方法，敏感器数据融合前必须先修正低频误差。首先，介绍了星敏感器低频误差（LFE）的产生机理及对其在线估计的必要性。其次，针对传统算法的不足，提出了基于纵向滤波的低频误差在线估计算法，该算法将传统低频误差估计问题转化为若干个常值误差估计问题，提高了估计精度。最后，给出了该算法具体实施方式，说明相关参数物理意义及选取原则。通过理论分析及仿真，算法误差可忽略不计。通过在轨数据仿真，星敏感器轨道周期低频误差可被消除。     

基于Rodrigues参数的姿态估计算法

 以Rodrigues参数作为姿态描述参数提出一种快速的全姿态估计算法。Rodrigues参数具有简洁高效的特点,但它具有奇异性,不适用于大角度情况。首先将序贯旋转方法和Rodrigues参数相结合,提出了一种简洁、无奇异的姿态描述方法。然后应用该姿态描述方法,针对“矢量观测+陀螺”这种典型的姿态测量方案,讨论飞行器的姿态估计问题。在姿态估计算法设计中,给出了陀螺模型和观测矢量模型,推导了状态和状态误差协方差阵的预测方程和量测更新方程,并提出了预测方程的一种高效积分方法。仿真结果表明在估计精度等同的条件下,该姿态估计算法比四元数算法效率大约提高10%。     

航天器有限时间输出反馈姿态控制

研究在角速度不可测时航天器的有限时间姿态控制问题。基于有限时间控制技术,提出了由修正Rodrigues参数进行姿态描述的航天器输出反馈姿态控制算法。首先设计了单个航天器的输出反馈姿态控制器,在没有角速度反馈时也能够保证航天器姿态在有限时间内调节到期望姿态。之后,设计了无需绝对角速度和相对角速度信息的多航天器分布式输出反馈姿态控制器。使用Lyapunov理论和图论,对闭环系统全局有限时间稳定性进行了严格的证明。最后对提出的控制算法进行了数值仿真,其结果验证了所设计的航天器输出反馈控制算法的可行性和有效性。     

存在物理约束的时变转动惯量航天器姿态控制

对存在角速度和控制输入有界的快速机动航天器姿态控制问题，设计了一种自适应双环姿态跟踪控制器。将虚拟有界角速度作为运动学方程的虚拟控制输入，使姿态控制问题降阶为角速度跟踪问题；构建递归自适应算法估计时变转动惯量及其微分，并基于障碍李亚普诺夫函数和线性回归算子，设计了角速度跟踪误差有界的变增益自适应姿态控制器。结果表明：该控制策略能使抓捕非合作目标航天器的姿态呈指数收敛到期望轨迹，且收敛轨迹不受外部干扰和抓捕瞬间的强干扰影响；在整个控制过程中，航天器的角速度小于0.4 rad/s，控制力矩小于10 N·m，满足了航天器对角速度和控制输入有界的物理限制。     

一种基于惯性/视觉信息融合的无人机自主着陆导航算法

无人机自主着陆过程中需要实时获得高精度的导航信息,对自主性、实时性的要求较高.现有的导航方式都存在各自的不足,且在室内等新型环境中不能使用.针对这一问题,提出了一种视觉/惯性组合导航算法.首先建立了世界坐标系下惯性导航的数学模型,随后通过Kalman滤波实现位置、姿态匹配,其中位置匹配完成速度误差、加表零偏的估计;姿态匹配完成安装误差角、陀螺漂移的估计,并利用估计得到的安装误差角和视觉导航系统输出的姿态信息对惯导姿态进行修正.仿真结果表明,该算法具有一定的工程应用价值.     

无人直升机视觉着陆中的运动状态估计算法

对无人直升机(UH)视觉着陆中基于视觉图像处理的运动状态估计问题进行了研究。介绍了视觉着陆原理,分析了运动估计、特征图像处理与着陆控制间的关系,推导并建立了UH相对着陆平台位姿估计算法、线速度与角速度估计算法。相邻两帧图像对应特征点像点位置为位姿估计算法提供数据,一帧图像特征点像点位置及其对应像点平移速度为线速度与角速度估计算法提供数据。利用UH着陆控制仿真数据模拟UH着陆运动过程中像点位置及其对应平移速度的视觉图像处理结果。仿真验证了运动状态估计算法,结果表明所提出的运动状态估计算法能有效地利用视觉图像处理结果数据估计出UH的位置、姿态、线速度和角速度。     

考虑起飞工况的航空发动机性能退化预测研究

针对现阶段航空发动机性能退化建模研究没有考虑起飞工况的影响问题，提出了基于修正的非线性维纳过程发动机性能退化建模方法。该方法结合了同类型号发动机的历史性能退化数据与个体发动机的实时退化和工况数据。首先，考虑发动机每次起飞的工况不同，把工况修正引入非线性维纳过程建立发动机的性能退化模型。然后利用极大似然估计方法求得退化模型离线估计值，基于贝叶斯理论对退化参数进行在线更新，最后基于局部线性嵌入算法，对工况参数进行融合构建工况因子，修正退化参数，实现了基于起飞工况的单台发动机性能退化预测。结果表明，采用融合工况因子修正模型，与未修正和压比修正模型相比，平均绝对百分比误差分别降低1.50%和1.01%。证明融合工况因子修正模型能降低发动机起飞工况差异和仅用单工况参数修正所造成的预测误差，可以用来辅助指导下发决策。     

修正Rodrigues参数在飞行器定姿中的应用(英文)

There are two attitude estimation algorithms based on the different representations of attitude errors when modified Rodrigues parameters are applied to attitude estimation. The first is multiplicative error attitude estimator （MEAE）, whose attitude error is expressed by the modified Rodrigues parameters representing the rotation from the estimated to the true attitude. The second is subtractive error attitude estimator （SEAE）, whose attitude error is expressed by the arithmetic difference between the true and the estimated attitudes. It is proved that the two algorithms are equivalent in the case of small attitude errors. It is possible to describe rotation without encountering singularity by switching between the modified Rodrigues parameters and their shadow parameters. The attitude parameter switching does not bring disturbance to MEAE, but it does to SEAE. This article introduces a modification to eliminate the disturbance on SEAE, and simulation results demonstrate the efficacy of the presented algorithm.     

Adaptive robust cubature Kalman filtering for satellite attitude estimation

This paper is concerned with the adaptive robust cubature Kalman filtering problem for the case that the dynamics model error and the measurement model error exist simultaneously in the satellite attitude estimation system. By using Hubel-based robust filtering methodology to correct the measurement covariance formulation of cubature Kalman filter, the proposed filtering algorithm could effectively suppress the measurement model error. To further enhance this effect and reduce the impact of the dynamics model error, two different adaptively robust filtering algorithms, one with the optimal adaptive factor based on the estimated covariance matrix of the predicted residuals and the other with multiple fading factors based on strong tracking algorithm, are developed and applied for the satellite attitude estimation. The quaternion is employed to represent the global attitude parameter, and three-dimensional generalized Rodrigues parameters are introduced to define the local attitude error. A multiplicative quaternion error is derived from the local attitude error to maintain quaternion normalization constraint in the filter. Simulation results indicate that the proposed novel algorithm could exhibit higher accuracy and faster convergence compared with the multiplicative extended Kalman filter, the unscented quaternion estimator, and the adaptive robust unscented Kalman filter.     

On state estimation for an orbiting single tether system

The effects of instrumentation accuracy and configuration on estimation error are studied for the small expandable-tether deployment system (SEDS) using a continuous-discrete extended Kalman filter (CDEKF) state estimator. A twelfth order model that incorporates the rigid body modes of the tether as well as the satellite attitude dynamics is developed. Simulation results using the model and the estimator indicate that the originally planned instrumentation package could not estimate the state vector adequately. Recommendations are made and results presented that reduce the estimation error by adding instruments and increasing selected measurement accuracies     

基于鲁棒扩展卡尔曼滤波的双目视觉测量相对导航技术研究

针对非合作目标相对导航问题,为提高相对导航的精度和可靠性,采用双目视觉测量方法实现追踪器与目标器之间相对状态的测量,并基于鲁棒扩展卡尔曼滤波方法,提出了一种鲁棒相对导航滤波方法。仿真结果表明,该方法对相对导航系统模型中的不确定性具有良好的鲁棒性,且滤波精度较高。     

基于MRP的全局稳定的PID刚体姿态控制

针对刚性航天器姿态控制问题,建立了由修正Rodrigues参数(MRP)表示的混杂姿态模型,并基于此模型设计了一种具有迟滞特性的非线性比例-积分-微分(PID)切换控制器.该控制器包含一个对克里奥利力矩和期望机动力矩的前馈补偿项和一个用于消除轨迹跟踪误差的PID反馈项.通过一个特别的Lyapunov函数分析得到了全局渐...     

Attitude determination with UD implementation of decoupled bias estimation

The application of the UD implementation decoupled bias estimation to attitude determination is analyzed here. The advantage of decoupled bias estimation in general is the reduction in the dimensions of the filter and the subsequent reduction in the amount of processing. The purpose of the UD implementation is to mitigate the effects of round-off errors. A unique advantage of the application of decoupled bias estimation to attitude determination is that the bias processing can easily be turned off whenever a reconfiguration to a bias-free estimator mode is necessary. A comparison of the attitude error of the UD decoupled Kalman filter attitude uncertainty is given with respect to the coupled Kalman filter attitude uncertainty during the time periods when the bias processing is turned off. A detailed discussion of the UD implementation is given.     

三轴稳定卫星无陀螺姿态确定算法研究

针对三轴稳定卫星进行了正常飞行模式下无陀螺姿态确定算法研究，采用磁强计、地球敏感器和太阳敏感器组合获得姿态数据，利用四元数法和高斯－马尔可夫过程建立了姿态确定估计器算法模型。通过数学仿真证明，此姿态确定算法能够对星体姿态进行较精确的估计或校正，满足卫星控制精度要求。     

Design of multi-sensor attitude determination systems

The design of inexpensive multi-sensor attitude determination systems is discussed. The systems discussed fuse information from a triad of solid state rate gyros with an aiding system mechanized using GPS or magnetometers and accelerometers. Euler angle and quaternion-based sensor fusion algorithms are developed. Methods for gain scheduling and estimator pole placement are presented. Using simulation and flight test results, it is shown that quaternion-based algorithms simplify gain scheduling and improve transient response.     

三轴稳定卫星的星敏感器对地定姿精度分析

给出利用星敏感器进行惯性姿态和对地姿态确定的流程,重点分析了惯性姿态向对地姿态转换过程中的误差传播关系,给出了相应的误差传播矩阵和误差传播影响因子。仿真表明,由于坐标转换时引入轨道参数误差,误差传播影响因子一般在1~2之间,因而使得对地定姿精度较惯性定姿精度稍低。