自适应卡尔曼滤波器在陆地车辆导航中的应用

建立了车载GPS(Global Positioning System)/DR(Dead-Reckoning)组合导航系统自适应扩展卡尔曼滤波模型及其算法,从而大大提高了车辆导航系统的定位精度.首次提出依据PDOP(位置误差系数)等GPS定位系统的输出参数,自动调整观测噪声协方差阵[WTHX]R和系统噪声协方差阵Q[WT]的大小,从而自适应地调整组合导航系统模型性能的方法,使得模型具有较强的适应性.计算机仿真及实验结果表明应用该模型具有良好的效果.      

航天器天文导航中星敏感器最佳安装方位研究

航天器自主天文导航中,通常用星敏感器和地平仪测量的星光角距作为观测量,星敏感器安装方位角是影响导航精度的一个重要因素.针对星光角距作为观测量的自主天文导航方法,分别采用扩展卡尔曼滤波EKF(Extended Kalman Filter)和Unscented卡尔曼滤波UKF(Unscented Kalman Filter)2种滤波方法进行仿真计算,研究了星敏感器安装方位角对导航精度的影响规律,得出星敏感器的最佳安装方位角,并考察了其在不同轨道参数下的适用性,为星敏感器的安装和星敏感器视场内观测星的选取提供了依据.仿真计算表明,本结论对其它利用"星光+地平"的自主导航方法也适用.      

一种深空探测器自主天文导航新方法及其可观测性分析

天文导航是一种适用于深空探测器的完全自主的导航方法,与传统的直接利用天体观测信息进行滤波的方法不同,针对深空探测器,提出了一种首先利用天文观测信息通过几何解算得到一个初步的定位结果,再结合轨道动力学方程利用多模自适应(MM)滤波方法对初步结果进行再处理的自主天文导航新方法,仿真计算的结果表明,该方法可以明显提高导航定位精度,同时从可观测性和可观测度的角度,分析了应用该方法提高导航定位精度的原因和机理。     

基于角加速度的陀螺框架伺服系统干扰观测器

磁悬浮控制力矩陀螺(MSCMG,Magnetically Suspended Control Moment Gyro)是大型航天器姿态控制的关键执行机构,影响MSCMG输出力矩准确度的一个关键因素是其框架伺服系统的控制精度.为提高MSCMG框架伺服系统的抗干扰能力和控制精度,提出了一种基于角加速度的干扰观测器.其设计思想是:卡尔曼滤波器利用角位置估计出角速度并送往状态观测器以获取准确的角加速度,角加速度和电流作为干扰观测器的输入以获得补偿电流,补偿电流加到电流环的输入端以补偿各种干扰.干扰观测器结构简单,抗干扰能力强.实验表明:该方法有效地提高了MSCMG框架伺服系统的角速度精度与稳定度.     

一种非线性航迹自适应跟踪控制方法

针对小型无人飞行器航迹跟踪精度和飞行品质问题,提出了一种基于非线性航迹的自适应跟踪控制方法.应用五阶B样条拟合航点,构建非线性期望航迹;建立基于非线性期望航迹Serret-Frenet坐标系下的位置和运动航向误差方程;根据误差方程设计渐近稳定收敛的自适应运动航向控制律.并应用此方法进行了外场飞行实验,实验结果表明自适应航迹跟踪控制方法有效且能保证航迹跟踪精度.     

一种多模型自适应联邦滤波器及其在INS/CNS/GPS组合导航系统中的应用

本文介绍一种基于多模自适应估计的联邦滤波器的原理和特点。设计了INS/CNS/GPS组合导航系统的联邦滤波算法 ,并首次将多模自适应估计方法运用到联邦卡尔曼滤波器中。此外 ,联邦滤波器算法中采用自适应调整信息分配系数的方法。仿真结果表明 ,与采用单一模型的联邦滤波算法相比 ,多模自适应方法与联邦滤波方法结合使用能大大提高导航系统的精度和可靠性。     

星光模拟的半物理仿真技术

航天器利用星光定位导航技术是航天器自主导航的一种新的方法。它不依赖于无线电和GPS等导航手段，在航天器进行深空探测和绕地飞行中都有着非常重要的应用，因此，国内外都在对天文导航技术进行深入的研究。但是航天器利用天文定位导航技术的实验研究不仅难度很大而且成本昂贵，因此国内外均采用地面半物理仿真进行实验研究。利用航天器天文导航半物理仿真模拟实验系统，可以深入研究航天器的关键定位导航技术，准确模拟量测信息及其误差特性，从而精确验证天文导航方法的有效性和准确性并进行系统精度分析。我们在自主天文导航技术研究的基础上，建立了一套天文导航半物理仿真实验系统平台。半物理仿真实验系统平台从结构上可分为两大部分：一是星光模拟器，通过液晶光阀和光学系统模拟和显示星敏感器接收到的星光；二是星敏感器模拟，用摄像机智和台式计算机模拟星敏感器，完成星图采集、图像处理和导航解算等。     

基于Unscented卡尔曼滤波器的卫星自主天文导航研究

针对星光折射间接敏感地平的卫星自主天文导航方法，建立了带摄动项的状态方程和以星光视高度为观测量的量测方程。由于该状态方程和量测方程都是严重非线性的，利用推广的卡尔曼滤波器进行导航时精度较低。Unscented卡尔曼滤波是一种针对非线性系统的估计新方法。本文提出将Unscented卡尔曼滤波用于自主天文导航。计算机仿真结果显示Unscented卡尔曼滤波的估计精度远优于推广的卡尔曼滤波。     

基于结构可靠性的姿控/储能飞轮转子设计方法研究

姿控／储能两用飞轮在工作过程中依靠飞轮转速的变化来实现姿控和储能两方面的需求，在转速变化过程中，飞轮结构承受的交变载荷作用会导致飞轮发生疲劳破坏。为保证结构安全工作，需要依据结构可靠性的要求对飞轮转子进行结构设计，本文介绍了姿控／储能飞轮结构所采用的金属材料及复合材料的可靠性分析理论，并针对两用飞轮结构的特点提出了基于结构可靠性的姿控／储能两用飞轮转子设计方法。基于通用有限元分析软件建立了飞轮的三维有限元分析模型以得到结构的应力分布。最后给出了设计示例。该研究为飞轮的结构设计和飞轮的破坏试验提供理论依据。     

可视化智能融合导航系统研究

以提高导航系统的精度、可靠性、智能化和可视化程度为目标，利用智能工程的思想与方法将信息融合、人工智能和可视化技术综合应用于多传感器组合导航系统中，提出了面向２１世纪控制与导航技术的新一代导航系统概念——可视化智能融合导航系统，并对其功能、组成及关键技术进行了研究。