基于UKF自主定姿方法研究

轻小型飞行器在飞行中卫星导航失效时,余度控制回路要求导航系统具有自主确定姿态的能力.提出了基于IMU的输出确定水平姿态的方法,并采用UKF实现飞行中的实时滤波估计.对某无人机实际飞行的MEMS型IMU数据进行了仿真,结果表明该方法给出的姿态角信息满足控制精度需求.将UKF与EKF滤波估计结果进行比较,UKF更具有优越性.     

一种通过观测两颗恒星确定飞行器姿态的算法

本文介绍了通过固联安装在飞行器本体上的星跟踪器观测两颗恒星,确定飞行器姿态的一种算法,建立了相应的坐标系,推导了恒星观测角与描述飞行器姿态的四元数之间的关系。     

具有闭环极点约束的空天飞行器再入姿态的模糊保性能控制

 研究了空天飞行器(ASV)再入姿态的具有闭环极点约束的模糊保性能控制律的设计问题。基于ASV再入段存在参数摄动的不确定姿态动态系统的T S模糊模型,考查姿态角和角速率误差的镇定问题,结合圆盘极点约束,导出了具有极点约束的模糊保性能控制律存在的条件,基于Matlab的LMI(Linear Matrix Inequalities)和FLC(Fuzzy Logic Control)工具给出了ASV再入姿态的具有闭环极点约束的模糊保性能控制器的设计方法。仿真结果验证了算法的有效性。     

微型飞行器高度估计的最小二乘法

对微型飞行器高度估计问题,提出了基于针孔成像的最小二乘法。利用惯性器件测量的姿态角,建立了目标在2帧图像的4个投影方程,得到目标相对高度的最小二乘解。对该方法进行了仿真验证,结果表明当飞行器横滚角变化不大时,高度估计对姿态角误差具有较好的鲁棒性,误差在2 m以内,优于传统方法。该方法计算量小,适合微型飞行器平稳飞行时应用。     

再入机动飞行器的控制系统设计

基于再人机动飞行器机动控制特点，设计了两种反馈结构——过载反馈和姿态角反馈的姿控系统．并从输入反馈信号构成、系统回路设计、反馈系数确定及飞行弹道仿真结果等方面，对两种形式的姿控系统进行了比较。结果表明．过载反馈系统在再人机动飞行器的飞行控制中效果较好。     

根据同时观测信息确定航天器 姿态四元数的一种解析方法

介绍根据星敏感器同时观测几颗恒星的方向信息,用最小二乘法确定飞行器姿态的经典Wehba问题.针对用四元数描述飞行器姿态的情况,推导了的一种解析算法.观测5颗恒星实例的仿真结果表明,该算法能保证飞行器体轴系相对惯性系姿态的高精度.     

基于光纤陀螺-星敏感器联合定姿的Kalman滤波方法研究

研究了光纤陀螺和星敏感器的数学建模和定姿算法。在保证空间飞行器姿态确定高精度的前提下,通过扩展Kalman滤波器,将陀螺仪和星敏感器所测得的飞行器姿态参数进行数据融合和估计,并对陀螺仪进行实时补偿,姿态角估计误差幅度在以内,稳态时姿态角估计误差小于,验证了算法的正确性和有效性。结果表明,采用光纤陀螺-星敏感器联合定姿方式可以准确预测空间飞行器的姿态信息,对工程应用具有一定的指导价值。     

初始运行条件对空间飞行器飞行影响研究

某试验型微小空间飞行器用于检测空间探测技术,通过对该飞行器运动轨迹及姿态变化的研究,对比分析空间探测技术的实时响应和检测精度。针对发射过程中,扰动会改变空间飞行器自由飞行过程的初始运行条件的问题,建立计及环境因素的空间飞行器轨道动力学和基于欧拉方程的姿态动力学模型,并对飞行器在不同初始运行条件下的运动过程进行数值研究。结果表明:改变初始条件,飞行器运动过程将产生不同程度的变化;入轨初速度越大,飞行器轨道离心率和周期越大;非零发射角将引起轨道偏移和旋转,俯仰发射角主要引起俯仰角变化,偏航发射角主要影响滚转角和偏航角,并且角度越大,幅度越大;自转角速度越大,姿态角变化越小。     

基于MEMS IMU的舵面运动测量仪

针对飞行器升降舵、副翼角运动的测试需求,提出了单轴捷联姿态系统的原理及算法,介绍了基于MEMS陀螺仪和加速度计的舵面运动测量仪的构成,并对测量仪的工作过程进行了仿真.仿真表明,测量仪的性能满足舵面运动测量的需要.     

一种自主四旋翼飞行器控制系统结构研究

四旋翼无人飞行器在军事及民用领域都有很重要的应用,但目前主要是以遥控控制为主,其自主飞行能力较弱,因此提出了一种针对四旋翼飞行器的自主控制架构,它可根据设置好的飞行轨迹进行自主巡航飞行.该自主飞行架构主要分为两部分,分别为导航控制系统和姿态控制系统.导航控制系统根据航线信息解算系统控制姿态角及飞行速度,并把解算结果交给姿态控制系统,由姿态控制系统完成实际飞行器姿态的控制.通过航线自主飞行仿真对该方法的可行性进行了验证.结果表明,该自主控制架构明晰,易于实际控制系统的实现,具有实际应用价值.     

基于模糊自适应卡尔曼滤波的大气数据辅助姿态算法

 针对中低精度航姿参考系统(AHRS)在机体机动时不能利用加速度计修正水平姿态,以及噪声统计特性随实际工作情况变化的问题,提出了一种基于模糊自适应卡尔曼滤波的大气数据辅助姿态解算的方法。首先,考虑大气数据系统和航姿参考系统的优势,利用真空速、攻角和侧滑角等大气数据信息对非重力加速度进行补偿,以辅助水平姿态解算;其次,基于模糊自适应卡尔曼滤波原理,对观测模型的参数进行估计和修正,以实现水平姿态的最优估计;最后,选取某型飞机的试飞数据进行仿真验证。仿真结果表明,该方法可使飞机的水平姿态估计精度达到1.3°,且在偏差较大时有明显的纠偏作用。因此,相对于无机动加速度补偿和常规卡尔曼滤波来说,该方法能够更好地进行姿态估计,具有一定的实用价值。     

利用GPS进行姿态估计的一种算法

首先建立了全球定位系统（ＧＰＳ）姿态确定的观测方程;然后给出了利用ＧＰＳ进行飞行器姿态估计的模型,并对该模型进行了线性处理;最后利用攻推广卡尔曼滤波技术,针对某飞行器进行了仿真计算。计算结果表明,对于不同的测量噪声和系统噪声,滤波器都有较好的估计,姿态估计的精度明显高于单纯ＧＰＳ姿态确定的精度,可以满足大多数飞行器对姿态确定的要求,证实了模型和算法可用性。     

高超声速飞行器非线性纵向运动稳定性研究

针对研究高超声速飞行器飞行动力学稳定性时忽略方程非线性影响的问题,建立了保留非线性特征的六自由度动力学方程组和非线性活塞理论耦合模型。研究了初始迎角和活塞理论非线性项对高超声速飞行器纵向稳定性的影响,并在稳定巡航中施加瞬时扰动,分析其姿态响应。仿真结果表明:高超声速飞行器姿态收敛速度比常规低速飞行器慢很多;对迎角施加扰动后,飞行器姿态变化主要影响短周期模态,且偏离平衡位置越远,收敛越快;改变气动力非线性项时,其姿态变化主要影响长周期模态,且收敛较慢;两种扰动均对振荡周期无明显影响。     

Flight Test Evaluation of a New GPS Attitude Determination Algorithm

A new Global Positioning System (GPS) Attitude Determination Algorithm (GADA) is proposed, featuring the capability to keep its accuracy, even when the line-of-sight angle (LOS) of a given satellite vehicle (SV) is below the GPS horizontal antenna plane (HAP). The GADA model has been developed and evaluated through simulations and flight test campaigns, which comprised static and dynamic flight profiles, to best characterize the algorithm performance. As attitude reference a complete flight tests instrumentation (FTI) system was integrated into the testbed for the flight test campaign. The attitude measurements given by GADA and REQUEST algorithms are compared with those given by FTI (i.e., reference system). The results show that GADA accuracy is significantly better than that of REQUEST, for all flight conditions.     

小型无人涵道飞行器飞行动力学特性

为了研究无人涵道飞行器的配平特性与稳定性,首先进行了全尺寸涵道螺旋桨风洞吹风试验,分析了涵道螺旋桨的气动特性并建立了涵道螺旋桨的气动模型,在此基础上建立了无人涵道飞行器的飞行动力学数学模型,对无人涵道飞行器进行了配平特性与稳定性分析.结果表明:前飞速度与迎角对涵道螺旋桨气动特性影响很大,导致无人涵道飞行器在不同前飞速度下稳定性与操纵性变化较大.在悬停及小前飞速度下,无人涵道飞行器是一种类似倒立摆的不稳定体,而且气动阻尼较小,无人涵道飞行器的速度与姿态角发散很快,倍幅时间约为0.5s;在大前飞速度下,无人涵道飞行器的气动阻尼增加,飞行稳定性改善,但出现了纵向反操纵现象,增加了无人涵道飞行器的飞行控制难度.     

大机动飞行仿真的一种改进算法

传统的四元数和欧拉角之间的转换仅是对体轴系下的姿态角进行处理,并没有考虑与航迹轴相关的航迹角的转换问题,这样,在大机动飞行仿真中不仅会使飞机方程的解出现奇异,而且不能正确表示飞机的姿态。为此,提出了一种新的改进算法,采用该算法,不仅能够实现全角度的四元数与欧拉角之间的转换,同时也对航迹角的解算进行了相应的处理,使仿真结果与工程实际情况完全一致。经过对多种大机动飞行动作的仿真,验证了本方法是正确、实用的。     

深度确定性策略梯度算法用于无人飞行器控制

对深度确定性策略梯度算法训练智能体学习小型无人飞行器的飞行控制策略进行了探索研究。以多数据帧的速度、位置和姿态角等信息作为智能体的观察状态,舵摆角和发动机推力指令作为智能体的输出动作,飞行器的非线性模型和飞行环境作为智能体的学习环境。智能体在与环境交互过程中除了获得包含误差信息的密集惩罚外,也有达成一定目标的稀疏奖励,该设计有效提高了飞行数据的样本多样性,增强了智能体的学习效率。最后智能体实现了从位置、速度和姿态角等信息到控制量的端到端飞行控制,并进行了变航迹点、模型参数拉偏、注入扰动和故障条件下的飞行控制仿真,结果表明智能体除了能有效完成训练任务外,还能应对多种训练时未学习的飞行任务,具有优秀的泛化能力和鲁棒性,该方法具有一定的研究价值和工程参考价值。     

Design and experimental study of a new flapping wing rotor micro aerial vehicle

A three-wing Flapping Wing Rotor Micro Aerial Vehicle (FWR-MAV) which can perform controlled flight is introduced and an experimental study on this vehicle is presented. A mechanically driven flapping rotary mechanism is designed to drive the three flapping wings and generate lift, and control mechanisms are designed to control the pose of the FWR-MAV. A flight control board for attitude control with robust onboard attitude estimation and a control algorithm is also developed to perform stable hovering flight and forward flight. A series of flight tests was conducted, with hovering flight and forward flight tests performed to optimize the control parameters and assess the performance of the FWR-MAV. The hovering flight test shows the ability of the FWR-MAV to counteract the moment generated by rotary motion and maintain the attitude of the FWR-MAV in space; the experiment of forward flight shows that the FWR-MAV can track the desired attitude.     

基于改进UKF的组合导航系统航向角估计方法研究

为满足运载体长航时、高精度的导航需求,解决系统可观测性弱导致的航向角易发散的问题,提出了一种基于MEMS非线性组合导航系统的用于提高航向角估计精度的算法。通过采用单天线GNSS航向角作为量测量进行航向约束,解决了MEMS-SINS/GNSS姿态估计中航向角可观测性弱、估计值收敛差的问题;通过转弯判断规则和常规无迹卡尔曼滤波改进算法,抑制了偏流角对系统估计精度的影响。仿真结果表明,该算法有效地抑制了航向角估计精度差的问题,水平姿态精度达到0.01°,航向角精度达到0.1°,提高了系统的导航精度及可靠性。     

Comparative analysis of architectures for the control loop of launch vehicles during atmospheric flight

Most of architectures used for the control loop of launch vehicles are based on attitude angle, attitude rate and lateral acceleration feedbacks. Related controllers are usually chosen to be stable. The main purpose of this paper is to give a comparison between a few architectures, pointing out the benefits of an unstable attitude angle feedback design for the control of an aerodynamically unstable launch vehicle. Such a design indeed is appropriate to reduce significantly the aerodynamic load during atmospheric flight. This is an issue of practical interest as it has become a design driver for mechanical sizing of modern launchers.The paper recalls the various goals the control loop is trying to reach all along the atmospheric flight (stability, set point tracking, aerodynamic load minimization …). For each phase of the flight, priorities are discussed. The paper then focuses on two critical phases of the atmospheric flight, i.e. high dynamic pressure period and atmospheric stages separation.