基于GPS的多基线姿态系统研究

在QUEST算法的基础上,提出了非单位向量前提下的四元数估计算法。该算法考虑了基线长度对精度的影响,将其应用于自制的GPS多基线姿态系统,计算载体的姿态角,验证系统及算法的精度。通过两次实验结果对比表明:该套GPS姿态系统具有较高的精度,非单位向量的四元数估计算法计算精度明显高于TRIAD算法。     

基于UKF的航天器最小参数姿态矩阵估计方法

钊对航天器的惯性-星光姿态确定系统，选取基于矢量观测的最小参数姿态矩阵估计方法为定姿算法。但是由于系统模型是非线性的，针对系统模型的非线性，将UKF（Unscented Kalman Filter）与最小参数姿态矩阵估计方法结合，设计了一种针对MEMS陀螺和CMOS APS星敏感器的UKF姿念估计器。仿真结果表明：在敏感器精度较差的情况下，该UKF、姿态估计器能够满足大多数航天器对姿态确定精度的要求。此外，UKF和EKF（Extended Kalman Filter）的仿真对比结果表明：UKF滤波器的收敛速度高于EKF滤波器，状态估计的精度也优于EKF滤波器，且数值稳定性好。     

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。
     

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。     

一种改进的观测器算法在制导中的应用

研究了导弹视线角和视线角速度可测情况下的制导信息估计问题,给出了一种改进的CB观测器(Cost-Based Observer)设计算法。基于非线性平面拦截模型,将目标机动看作一阶马尔可夫过程建立了制导信息滤波的非线性状态方程并将其化为SDC模型。针对系统能观性不足问题,提出了多状态相关系数矩阵加权组合的方案对CB观测器进行改进。并将其用于估计弹目相对距离、相对速度和目标机动加速度,利用估计的制导信息进行制导计算并与制导信息完全可测情况进行比较研究。最后,采用比例导引律进行仿真,结果表明本文所设计的观测器估计精度较高,且能满足制导性能要求。     

一种带精确补偿的卫星姿态快速机动控制方法

针对挠性卫星姿态敏捷机动中,挠性模态和星体转动惯量不确知,进而影响前馈补偿的有效性的问题,提出一种将非线性状态观测器和转动惯量辨识相结合的精确补偿控制方法。证明了一般挠性卫星动力学的非线性项满足Lipschtiz条件,可引入非线性观测器,实现了挠性模态的准确估计。设计了一种基于角速度最优阶拟合的转动惯量校正方法,进一步提高前馈补偿的精度和姿态机动的快速性。数学仿真对比结果表明：本文所提的精确补偿控制方法,能够有效减少挠性附件振动和转动惯量不准确对姿态控制的影响,提高姿态控制的响应速度,满足挠性卫星机动过程的快速性和稳定性,适用于挠性卫星的姿态敏捷机动控制。     

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。     

太阳矢量在行星际探测器姿态估计中的应用研究

在基于矢量观测的行星际探测器姿态确定中,参考矢量的几何关系是影响姿态估计精度的一个重要因素。针对这一问题,本文提出了一种利用太阳矢量来提高探测器姿态估计精度的最优算法。该方法在引入太阳矢量的基础上,将星敏感器测得的姿态四元数转化为两个互相垂直的参考矢量,并根据敏感器的测量精度计算相应的规范化权值系数;结合姿态四元数估计算法,给出最小二乘意义下的探测器最优姿态估计。最后,以深度撞击任务的实际飞行数据对本文所提算法进行验证。仿真结果表明,引入太阳矢量后的三轴姿态角估计误差小于150μrad,完全满足深度撞击任务的要求。     

星载干涉成像高度计双频基线定标方法

在星载干涉成像高度计基线参数标定过程中,由于时间、传输路径的观测差异导致基线参数标定精度下降。为此,文章提出双频基线定标方法,基于双频同基线重叠观测区域数据实现基线状态标定性能的提升,有效降低干涉基线状态漂移造成的海面高程反演误差。在精确获取重叠区域海面高度条件下,利用在轨高精度基线测量和卫星姿态测量信息,联合高精度基线估计处理算法进行基线估计,将基线估计偏差的均方根降低至原来的1/4～1/5,可实现亚毫米、亚角秒的高精度基线估计精度,从而保证海面高度测量精度,为后续干涉成像高度计在轨定标方案的设计与基线高精度标定提供参考。     

基于横滚隔离平台的旋转弹惯导系统实现方法研究

为实现反舰导弹的可靠拦截并满足导弹小型化及低成本,对一种基于横滚隔离平台的旋转弹惯导系统实现方法进行了研究。采用横滚隔离平台与成像系统消旋平台复用,建立消旋稳定控制系统的模型,经仿真验证了横滚隔离平台能保证惯导系统在较稳定的载体环境中工作。给出了捷联惯导的初始对准算法,选择捷联惯导自对准算法,经分析发现算法的估计与理论分析结果一致。设计捷联惯导解算算法,用单回路等效旋转矢量三子样算法更新姿态矩阵;在杆臂补偿的前提下用四阶龙格-库塔法更新弹体速度与位置,用数字仿真验证了设计的惯导算法能满足导航精度的要求。选取典型弹道进行评估,仿真结果表明,设计的算法精度基本满足工程实现要求,验证了方法的可行性。     

N形缝光线引入器太阳敏感器技术研究

为适应微小卫星发展的需求,提出了基于线阵电荷耦合器(Charge Coupled Devices, CCD)的N字形狭缝数字太阳敏感器研究方案,以减小系统功耗并降低系统复杂度。该方案通过采用带有N字形狭缝的光线引入器以及单个线阵CCD作为光线探测器,实现了太阳敏感器对两轴太阳角的精确计算。提出利用迭代算法和修正系数对系统折射误差进行修正的方法,进一步结合质心算法,能够快速准确修正系统误差,提高系统精度和分辨率。N型数字太阳敏感器视场角可达(±60°)×(±60°),在整个视场范围内定姿精度优于0.1°,功耗 300mW。该数字太阳敏感器具有低功耗、大视场角和高精度的特点,设计、算法均大大简化,实现了太阳敏感器的微型化,在各种微小卫星上有广阔的应用前景。     

一种非仿射高超声速飞行器姿态系统控制方法

针对非仿射高超声速飞行器姿态控制问题,提出了一种基于反步法的非线性控制方法.首先,通过干扰观测器估计攻角动态中的扰动量,在此基础上设计了俯仰角速度虚拟控制指令.然后,针对含有非仿射项的参数不确定的俯仰角速度动态函数,将其视为一个扩张状态,通过状态观测器对其进行估计.接着,基于动态逆方法设计了升降襟副翼的控制律并基于李雅...     

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。     

基线平面布局的GPS定姿算法

ＧＰＳ定姿线性化算法需要载体的姿态初值和迭代运算，提出一种适用于基线平面布局的矩阵元素求解算法，它不需初值和迭代计算，计算量小，运算速度快，特别适用于载体大角度姿态机动的情形。用ＴＡＮＳＶｅｃｔｏｒＧＰＳ接收机进行了实验，取得了较满意的结果。     

GPS/INS组合系统空中对准方法研究

针对单天线的GPS与捷联惯性导航组合系统,提出了一种空中对准方案,不同于传统的传递对准方法,仅依靠GPS测量信息进行速度匹配,完成空中初始对准。该方案采用扩展卡尔曼滤波方法解决对准过程中的非线性问题。仿真结果表明该方案的对准精度(1σ)可以达到水平姿态误差0.07,°方位误差0.3°。     

基于干扰估计的航天器大角度姿态机动鲁棒次优控制

针对存在系统参数不确定与外界干扰的航天器大角度姿态机动问题,提出一种基于干扰估计的鲁棒次优控制方法。该方法通过引入总干扰的概念,将不确定参数与外界干扰对系统的影响统一为各控制通道总干扰,而后采用非线性干扰观测器实现对系统总干扰的估计;借鉴状态相关的黎卡提方程（SDRE）方法,将系统模型改写为状态相关的线性形式,并采用近似方法实现基于干扰估计的次优控制参数的在线求解。通过对航天器大角度姿态机动问题的仿真分析,校验所提方法不仅较传统SDRE方法计算效率更高,而且较大程度上提高系统对参数偏差与外界干扰的鲁棒性能。     

基于观测器的上面级姿控发动机时间滞后补偿控制方法

针对上面级姿控发动机响应延迟导致姿态角速度控制精度下降的问题,建立了系统动力学模型,分析姿控发动机响应延迟对姿态控制的影响,采用Smith预估补偿算法提高系统控制精度,对于理论模型的不确定性,采用鲁棒观测器对姿态发动机输出进行估计。仿真结果表明:所提出的方法可有效减小姿控发动机响应延迟对控制精度的影响,为上面级长期在轨高精度飞行提供技术支撑。     

挠性航天器的鲁棒多目标姿态控制器设计

航天器挠性附件的振动难以直接测量且对航天器的姿态控制精度产生不利影响。为解决这一问题,提出一种基于观测器的鲁棒多目标姿态控制系统设计方法,借助特征结构配置的参数化方法,给出了含有自由参向量的控制器以及观测器的完整参数化形式。通过对自由参向量的多目标优化选取,使控制系统具有良好的鲁棒性和干扰抑制能力,并避免了控制输出饱和现象的发生。对一个挠性航天器的设计实例表明了方法的有效性。
     

应对机动目标的全捷联导弹制导控制一体化设计

针对全捷联导引头探测器与弹体固连带来的视线(LOS)测量与弹体姿态的耦合问题,基于干扰观测器和动态面控制提出一种考虑全捷联视线角(FOV)约束的制导控制一体化(IGC)设计方法。首先建立起具有严格状态反馈形式的全捷联制导控制一体化设计模型;其次,针对目标机动和气动扰动带来的模型不确定,设计了一种非线性干扰观测器对其进行在线估计,并将其估计信息的平方引入设计过程;第三,针对全捷联模式下有限视场角凸显的状态约束问题,基于积分型障碍Lyapunov函数与动态面控制设计了一体化制导控制规律,并对闭环系统的稳定性和信号的一致有界特性进行了证明。仿真结果表明,在目标进行不同类型机动和气动扰动存在的条件下,所设计方法均能保证制导精度以及视场角满足约束条件。