航姿系统内阻尼的模糊自适应滤波算法

平台式惯性航姿系统的内阻尼算法通过阻尼网络将自身的速度信息加到系统中,达到提高姿态精度的目的.本文将该思想引入到捷联式惯性航姿系统中,在系统加速度较小时,利用加速度计的输出估计系统姿态角,通过卡尔曼滤波的形式补偿姿态误差.由于内阻尼算法只有在系统加速度较小的情况下才能使用,本文设计了模糊自适应控制器,根据三轴加速度计的输出进行自适应判断内阻尼算法是否可用,调整内阻尼卡尔曼滤波器的量测误差方差阵,从而避免了滤波器的发散.仿真和实验表明,内阻尼的模糊自适应算法可明显抑制舒勒周期振荡和傅科周期振荡,避免了系统姿态漂移,有效提高了捷联惯性航姿系统的精度.     

基于天文观测技术的惯性导航系统的空中对准

提出了一种基于CCD星敏感器的捷联惯性导航系统的空中对准方法.应用双线性方程求解被观测星在星敏感器坐标系中的坐标值及传统最小二乘微分校正法求解捷联惯性导航的姿态,该姿态值与捷联惯性导航解算姿态的差值就是惯性导航系统的失准角.作为Kalman滤波器的观测量,计算机仿真结果表明,天文姿态信息有效地校正了陀螺漂移和初始失准角引起的位置和速度误差.     

基于Kalman滤波器的无人机高度信息估计

无人机高度信号的品质直接影响无人机高度控制的精度。利用无人机气压高度表、GPS卫星接收机、惯导输出的高度、垂直速度和垂直加速度建立了高度测量系统状态方程与量测方程,并通过卡尔曼滤波器对各传感器输出的高度信息进行融合,最后通过仿真模型对真实高度进行了估算。仿真结果表明估算后的高度信息精度高于单一传感器的高度信息精度。该仿真结果可为无人机控制技术设计提供参考。     

基于UKF的四元数载体姿态确定

对于低精度高噪声的传感器组成的低成本姿态测量系统,本文引入U nscen ted K a lm an filtering(UKF)用于姿态确定,设计了有陀螺测量和四元数差分法的无陀螺测量两种UKF滤波器;应用四元数避免了欧拉角法的奇异问题;用高斯-牛顿误差最小法将六维参考向量转化为四元数,作为观测量的一部分,使九维非线性观测方程转化为七维线性方程进行滤波,减少了计算量;应用仿真数据进行算法验证,成功得到姿态估计;对两种算法在低速和高速状态下进行验证,仿真结果表明了该方法的有效性。     

基于单目视觉的室内微型飞行器位姿估计与环境构建

针对微型飞行器(Micro air vehicle,MAV)在室内飞行过程中无法获得GPS信号,而微型惯性单元(Inertial measurement unit,IMU)的陀螺仪和加速度计随机漂移误差较大,提出一种利用单目视觉估计微型飞行器位姿并构建室内环境的方法。在机载单目摄像机拍摄的序列图像中引入一种基于生物视觉的方法获得匹配特征点,并由五点算法获得帧间摄像机运动参数和特征点位置参数的初始解;利用平面关系将特征点的位置信息由三维降低到二维,给出一种局部优化方法求解摄像机运动参数和特征点位置参数的最大似然估计,提高位姿估计和环境构建的精度。最后通过扩展卡尔曼滤波方法融合IMU传感器和单目视觉测量信息解算出微型飞行器的位姿。实验结果表明,该方法能够实时可靠地估计微型飞行器的位置和姿态,构建的环境信息满足导航需求,适用于微型飞行器室内环境中的导航控制。     

机身自动调姿方法及误差分析

提出了机身自动调姿方法.该调姿方法利用研发的调姿控制平台将激光跟踪仪跟踪测量、托架式自动定位器、精确控制系统和调姿集成软件系统有机结合起来,完成位姿信息采集、位姿解算、轨迹规划、运动学逆解、定位器自动定位,实现机身自动精确调姿.调姿过程中,跟踪仪自动跟踪测量位姿基准点,获得机身实时位姿,从而对调姿轨迹进行及时修正.利用微变换齐次变换矩阵,研究了各误差源与机身调姿误差的关系,对多个定位器误差进行了融合,误差分析为保证调姿精度提供了理论依据.初步工程验证表明:该调姿方法能有效降低机身调姿误差,提高总装精度和效率.     

MEMS微惯性姿态系统的环境适应性优化设计技术

分析了MEMS微惯性姿态系统温度及载体运动等环境因素对MEMS惯性传感器的影响和姿态系统的关键技术;针对MEMS惯性器件的热环境优化,建立了基于有限元分析方法的热分析模型,仿真分析了散热设计方案,基于微惯性姿态系统样机,试验验证了散热设计的有效性;针对MEMS惯性传感器误差的强非线性特性,建立了全温范围分段线性误差补偿模型,改进了误差标定方法,有效提高了MEMS惯性器件的精度;分析了微惯性姿态组合算法的适用性条件,优化设计了基于载体飞行状态的微惯性姿态系统姿态滤波的约束条件。转台试验和飞行试验充分验证了环境适应性优化设计方法和结果的有效性,全程飞行条件下姿态误差优于2.5°,稳定飞行阶段姿态误差优于1°,该系统可满足姿态备份和微小型无人飞行器的应用需求。     

结合天文观测角量测的机载惯性/天文深度组合算法

针对姿态误差对天文观测角度量测的影响,提出结合天文观测角度量测的机载惯性/天文深度组合算法.在位置误差小角度关系分析的基础上,进一步分析惯导姿态误差引入的计算地理水平坐标系与当地地理坐标系之间的姿态误差小角度关系,推导并建立基于天文高度角和方位角量测的深组合惯性/天文量测方程,针对天文观测量测对高度通道不可观,增加气压高度为量测量,设计相应组合滤波方法.该方法充分考虑了姿态误差对于天文观测的影响,仿真验证表明所设计方案可以有效消除惯导系统陀螺累积误差,提高惯导系统的姿态精度,验证了其可行性.     

静电陀螺漂移误差模型的比较研究

本文对静电陀螺伺服测漂所得的试验数据进行分析处理,对常用陀螺漂移模型进行修正,结果表明,改进模型中陀螺转子变形的奇次谐波与电极碗横向错位耦合产生的干扰力矩,对高精度静电陀螺导航系统的影响是不容忽视的。与常用模型相比,用改进模型拟合试验数据,漂移速度残差将显著减小,因此改进模型进一步完善了陀螺漂移误差补偿模型,对提高导航系统精度具有实用意义。文中还根据静电陀螺的工作环境和伺服测漂的(?)验条件,对影响陀螺漂移精度的干扰源作了分析,并根据不同测试时间段漂移模型系数的变化趋势,提出了用时变参数漂移模型处理试验数据的构想。结果表明,与常系数漂移模型相比,它可以进一步减小漂移速度残差,得到更为满意的结果。     

基于未知输入观测器的四旋翼无人机故障诊断与模型参考容错控制

对四旋翼无人机（Unmanned aerial vehicle, UAV）姿态控制系统的执行器故障诊断问题进行了研究,在系统模型方面全面地考虑了模型的非线性和四旋翼无人机在飞行过程中受到外部干扰的情况。由于未知输入观测器可以将干扰、误差等作为未知输入进行处理,对干扰不敏感而对故障比较敏感,故设计了一种新的未知输入观测器进行故障诊断。同时为了保持四旋翼无人机在故障发生后的稳定性或者仍然可以按照预定轨迹运动,在得到准确的故障估计后为四旋翼无人机姿态控制系统设计了模型参考容错控制器,使其可以跟踪给定的参考模型。仿真结果证明了本文提出的故障诊断与容错控制方法的有效性。     

一种改进的激光捷联旋转矢量姿态算法

激光陀螺最适合于构成捷联惯性导航系统，是当前捷联惯性导航系统的重要应用研究方向，其航姿算法精度对激光捷联惯性导航系统的精度影响很大。本应用激光陀螺当前迭代周期内及前两个迭代周期内的角增量输出，并根据在一个迭代周期内对陀螺仪采样的次数，提出了三种新的航姿算法表达式，并分析了此算法在典型圆锥运动输入下的漂移误差。仿真结果表明与传统的旋转矢量法比较，该新算法具有较高的精度，为改进旋转矢量算法提供了一种新的思路。     

用于微小卫星的陀螺随机常值偏置误差的在轨标定

结合陀螺在微小卫星上的使用,提出了一种不依赖于其余敏感器信息的陀螺随机常值偏置实时在轨标定技术.该技术利用陀螺在轨实时测量信息,结合卫星姿态动力学本身的约束,实现了陀螺加电后初始随机零偏的在轨实时确定.分析了标定模型的可观性,得出了该技术的适用条件.仿真结果表明,该标定算法具有较高精度,对陀螺采样频率具有一定的鲁棒性,并具有较快的收敛速度,在给定的姿态动力学模型的精度条件下,100 s内基本稳定,收敛精度在1.0 (°)/h左右,标定性能可满足空间任务的需求.     

Gradient Descent Algorithm for Small UAV Parameter Estimation System

A gradient descent algorithm with adjustable parameter for attitude estimation is developed,aiming at the attitude measurement for small unmanned aerial vehicle(UAV)in real-time flight conditions.The accelerometer and magnetometer are introduced to construct an error equation with the gyros,thus the drifting characteristics of gyroscope can be compensated by solving the error equation utilized by the gradient descent algorithm.Performance of the presented algorithm is evaluated using a self-proposed micro-electro-mechanical system(MEMS)based attitude heading reference system which is mounted on a tri-axis turntable.The on-ground,turntable and flight experiments indicate that the estimation attitude has a good accuracy.Also,the presented system is compared with an open-source flight control system which runs extended Kalman filter(EKF),and the results show that the attitude control system using the gradient descent method can estimate the attitudes for UAV effectively.     

基于四元数方法的GPS航姿解算

应用ＧＰＳ载波相位双差测量来确定载体的航向和姿态需要解决两个主要问题：模糊度的确定和航姿算法。本文提出了ＧＰＳ航姿解算的四元数方法,直接利用ＧＰＳ载波相位双差 算姿态四元数,从而保证了姿态矩阵的正交性能。     

Satellite Rotation Modulation Measurement System Based on Ultrasonic Motor

Rotation modulation technique is generally used to improve the performance of aviation and marine inertial navigation system.Considering of the performance requirements from current aerospace to MEMS micro-nano inertial device,this paper proposedrotary inertial device modulation technology application methods on the satellite.Firstly,taking the advantage ofultrasonic motor,like high resolution,fast response,electromagnetic compatibility,a lowmagnetic,high-precision and appropriate for use on satellite ultrasonic motor modulation turntable was developed.Then,through theoretical modeling and simulations,the rotation modulation technology was verified to improvethe precise of satellite attitude measurementeffectively,equivalent toimprove the accuracy of MEMS gyro over an order of magnitude.This work helpsachieve the application of rotation modulation technology in aerospace and acceleratethe promotion of the MEMS gyro in satellite attitude measurement.     

多波束勘测中航向姿态系统研究

由于风、水流等因素的影响，使得用多波束测得的水深及水下地形存在误差，为此需要进行船姿补偿。文中介绍了利用GPS进行姿态求解的方法，阐述了利用GPS姿态、位置以及速度作为观测量进行GPS／SINS全状态组合的原理。叙述了基于MEMS IMU的GPS／SINS组合系统的工程实现。实验结果表明，GPS／SINS全状态组合能够提供较高精度的船体航偏角、横摇角、纵摇角以及位置、速度信息，满足了多波束勘测中进行船姿补偿的要求。     

一种基于GPS的测姿新方法

提出了一种利用GPS载波相位信号，基于积分角速率参数IRP（Interated rate parameters)的概念，并借助于扩展了卡尔曼滤波（Extended Kalman filtering)算法进行载体的姿态及姿态变化率估计的新方法，利用线性跟踪理论建立动态方程，使动态方程形式简单，意义明确，利用IRP的概念，通过解决姿态矩阵的递推过程，建立载波相位的观测方程，仿真试验结果表明，本算法具有计算效率高，实时性好，测姿态精度高等优点，并且，由于同时对姿态率进行跟踪估计，因而表现出对载体机动性较强的跟踪能力。