基于四元数的UKF多传感器卫星姿态确定

对采用磁强计和太阳敏感器的卫星姿态模型,应用无迹卡尔曼滤波(UKF)算法确定卫星姿态。由四元数描述姿态,在算法中将其转换成旋转矢量,另设计了四元数求均值的迭代算法,解决了四元数在UKF算法中的处理。仿真结果表明:广义卡尔曼滤波(EKF)算法对初值依赖性较大,UKF算法不受初值影响且精度高于EKF,具快速性、精度高和稳定性强等优点。     

空天飞行器迭代制导初值生成方法研究

针对空天飞行器研究助推段牛顿迭代制导初值生成方法。采用牛顿迭代法求解助推段制导参数,推导了迭代制导算法公式。重点分析了影响收敛精度的主要因素,针对迭代初值对其有较大影响的问题,提出了将理论推导与数据插值融合的迭代初值求解算法。仿真结果表明,此算法可以实现空天飞行器助推段迭代初值与制导参数的快速生成,收敛精度满足设计要求。     

Research on Initial Values of Newton Iterative Guidance for Aerospace Vehicles

针对空天飞行器研究助推段牛顿迭代制导初值生成方法.采用牛顿迭代法求解助推段制导参数,推导了迭代制导算法公式.重点分析了影响收敛精度的主要因素,针对迭代初值对其有较大影响的问题,提出了将理论推导与数据插值融合的迭代初值求解算法.仿真结果表明,此算法可以实现空天飞行器助推段迭代初值与制导参数的快速生成,收敛精度满足设计要求.     

空间交会相对状态测定与控制

阐述航天器交会对接最终逼近段相对状态测定与控制算法。测定算法适用于计算机视觉系统,根据标志点构型几何特征,建立非线性测距方程组并构造加权目标函数。对非共面标志点构型（如3点T型与5点锥型）和共面标志点构型（如正方形、矩形、菱形）,目标函数均含标志点间距比率关系项;对共面构型,目标函数还包含共面条件项。按最小二乘法,采用Gauaa-Newton数值迭代法求解测距最佳值;对共面标志点四边形构型,利用对角线交点的虚影像坐标确定测距求解迭代初值。获得测距后即可应用四元数估算法确定相对姿态与相对位置。对相对姿态控制算法,给出相对姿态运动学与动力学方程,讨论相平面法与四元数反馈法的控制设计方法。相平面控制法应用常值推力,针对小姿态角机动的特点,将相对姿态通道解耦为三个独立的二阶子系统,设计相平面推力方向切换函数;四元数反馈法应用本征轴旋转的线性二阶系统瞬态响应特性,选择相对四元数与相对角速率反馈增益系数,确定控制力矩。对相对位置控制算法,将实际位移对标称位移之差作为控制变量,阐述所需速度增量最小的双冲量机动。大量模拟计算结果表明相对状态测定与控制算法是有效的。     

捷联惯性导航、制导系统中方向余弦矩阵的递推算法

数十年来，四元数及其解法成功地应用于捷联惯性导航和制导系统中，成为经典的算法。它定义了从导航坐标系到飞行器体坐标系的四元数，然后给出四元数更新方程，再根据实时确定的四元数求出体系到导航坐标系的方向余弦矩阵，以便将测得的体系的视速度增量转换到导航系。从制导和导航角度看，上述方向余弦矩阵是必不可少的，而四元数却是中间变量，因此，本文跨越了四元数及其算法，根据方向余弦矩阵微分方程直接导出方向余弦矩阵的更新递推公式。数学仿真表明该算法的精度与四元数算法接近，但它具有更容易理解、计算量小、编程简单等优点，可以代替四元数方法。     

描述人造地球卫星轨道的四元数法

简要介绍了描述人造地球卫星轨道的方法,分析了已有方法在求解空间拦截与交会问题时遇到的困难.通过用四元数描述轨道坐标系空间方位的途径,把四元数引入描述卫星轨道运动的参数体系,用矢量导数转换的方法求出了卫星绝对加速度在轨道坐标系内的表达式,得出了包含四元数在内的卫星质心的空间运动方程.     

捷联式制导系统中四元数的保范递推计算

推导了捷联式制导系统中四元数的保持范数不变的递推计算公式,并对公式的误差传递进行分析,证明其计算误差随迭代次数线性增长.     

小推力最优轨迹协态估计的高效机器学习方法

针对变比冲小推力轨迹间接优化中的协态变量初值猜测问题,提出了一种基于机器学习的协态变量初值高精度高效估计方法。首先,基于标称最优轨迹延拓,建立了状态量边值高扰动上限情形下的数据集生成方法,并分析了扰动上限对求解效率的影响。然后,构建了基于位置速度、轨道根数和改进春分点轨道根数多形式状态量组合输入的人工神经网络(ANN)映射关系,分析并优化了神经网络结构。将提出的方法应用于深空探测小推力转移场景,仿真结果表明该方法相对于标称轨迹直接扰动的数据集生成方法及单一形式状态量输入的人工神经网络映射方法,均有效地提升了求解收敛率,能够高效高精度地估计协态变量初值,实现轨迹快速优化。     

基于对偶四元数的编队飞行卫星相对位姿描述及算法研究

针对编队飞行微小卫星,突破轨道姿态分而治之的传统模式,利用对偶四元数,提出了主从星间的相对位置和姿态统一描述方法,建立了对偶四元数卫星编队运动学模型。该方法区别于描述刚体纯旋转变换的四元数方法,将主从星的本体系之间坐标变换的旋转和平移过程进行融合、统一,并具有非常简洁的形式。同时,给出了求解模型的算法,解算出主从星间的相对位置和姿态。仿真结果表明该模型及算法科学合理,能够满足编队飞行的测控要求。     

基于波门预估递推剔除大跳动星点快速求解姿态算法研究

考虑星敏感器对快速性、稳定性和高精度的需求,针对传统星敏感器软件在采集波门出现大跳动采集星点时而出现星跟踪失败和姿态四元数信息无法输出的缺点,对一种基于波门预估递推剔除大跳动星点快速求解姿态的方法进行了研究。根据四元数及姿态矩阵,采用基于距离的有效数据提取方法以剔除无效和跳变的星点数据;针对不同天区的不同星点运动幅度各异的特征,采用预估递推波门大小可根据不同星点确定各自的波门半径,以减少因波门半径产生的无法跟踪和波门多星识别失败现象。改进了波门参数设定,并对波门跟踪进行优化:根据算得的旋转角度与真实转过角度的差异剔除无效星点并进行更新,由更新后的旋转角和姿态四元数估计新的四元数。数学仿真结果表明:该法可有效减小星点大跳动对姿态求解的影响,提高星敏感器输出四元数姿态的精度。     

固体运载火箭上升段弹道快速设计方法研究

针对机动发射固体运载火箭开展上升段弹道快速设计方法研究。设计了固体运载火箭 上升段飞行程序,应用修正牛顿迭代法求解上升段弹道控制参数,推导了迭代算法公式。针 对牛顿迭代法收敛精度和速度受初值影响的问题,基于数据插值和拟合方法,研究了迭代初 值生成技术。仿真结果表明,设计的求解算法可以实现固体运载火箭上升段弹道快速生成, 收敛精度满足设计要求。
     

未知纬度下基于四元数解算的SINS对准方法

针对未知纬度下SINS对准问题,提出了一种基于旋转四元数地轴矢量解算的对准方法。该方法以惯性系下重力矢量连续观测为基础,构建以地轴矢量为旋转轴的旋转矢量序列,利用QUEST算法求解旋转四元数实现对地轴矢量的优化解算,并根据空间关系建立导航系轴向矢量的惯性系投影,最后利用陀螺跟踪载体系相对惯性系的变化,确定载体系相对导航系的姿态关系。仿真实验表明基于四元数解算的对准方法相对于传统的两步对准方法及几何解析对准方法,在对准精度与算法稳定性上都表现出较强的优越性,工程适用性较强。     

图象复原用的一种改进的最大熵法

该文提出一种改进的最大熵法、分别从①应满足的约束条件、②J的凹凸性,③递推公式④初值。⑤算法的收敛性。⑥复杂度。⑦选代步长。⑧分辨率与步长初值及Q最后值的关系等方面作了数学分析,提出了处理程序,实验表明:图象的分辨率受最后Q值的影响最大,其次是初值,然后是步长,与信噪比也有关,信噪比越大,复原效率越好。该文认为,改进法得出最可能的复原结果。     

捷联惯性导航系统姿态算法研究

用四元数和旋转矢量在捷联惯导系统中表示姿态矩阵,在圆锥运动的条件下,对旋转矢量算法进行了优化。对四元数、旋转矢量优化算法进行了仿真比较。仿真结果表明:等效旋转矢量算法明显优于四元数算法。     

陀螺与星敏感器组合定姿及陀螺漂移估计

研究基于PI滤波估计陀螺角速率漂移的陀螺与星敏感器组合定姿算法,首先推导了陀螺角速率漂移与姿态偏差四元数之间的关系,并基于姿态偏差四元数和PI滤波估计陀螺角速率漂移;接着给出了分别基于J2000惯性系和轨道坐标系的星敏感器与陀螺组合定姿算法和姿态偏差四元数求解方法;最后进行了工程应用方式分析和仿真验证。本文基于PI滤波的组合定姿算法简单,易于工程实现,并已通过在轨考核验证。     

一种改进的天基测向初定轨初值和模型求解方法

为改进Laplace法在天基测向初定轨中出现的迭代不收敛和平凡解,对原简单迭代求解法作改进,以优化算法中的变尺度法为解算算法,给出了考虑J2摄动并易于避免平凡解的初值求解方法.仿真结果表明:改进方法有效,不仅可成功解算原迭代方法失败的问题,而且能减少初定轨的整体计算量.     

一种新的基于姿态四元数匹配的传递对准方法

设计了一种新的姿态四元数匹配传递对准方法,并以载机姿态四元数与弹体姿态四元数的四元数乘积作为量测量,推导了姿态四元数匹配量测方程。通过理论分析,得出了载机平台失准角、弹体平台失准角、弹体安装误差角和机翼颤振变形角为小量的情况下,这些量与量测量之间的关系。推导了传统的姿态角匹配传递对准方法量测方程,与之相比,姿态四元数匹配量测方法明显降低了计算量,并分别对两种姿态匹配方法进行了仿真,仿真结果表明：新的姿态四元数匹配方法与传统姿态匹配传递对准方法具有相同的精度。     

基于视线角四元数序列的视线角速率样条滤波

依据坐标系转换四元数与坐标系旋转角速度之间的关系，提出了基于视线角四元数序列的视线角速率自适应样条滤波算法。该算法利用样条函数表示视线角四元数，结合四元数与角度之间的对应关系，建立了系统状态方程；在只给出视线角序列信息的情况下，对观测误差进行了补偿，实现了自适应样条滤波算法，获得了有效的视线角速率信息。     

基于改进拟欧拉角的飞行器姿态控制律设计

由姿态四元数导出的拟欧拉角姿态描述继承了四元数无奇异的优点,并明确了相关分量的物理意义,但其同时也继承了四元数的双值性。本文对传统的拟欧拉角进行适应性改进,构建了改进的拟欧拉角,克服了原有姿态描述的双值性,并基于改进的拟欧拉角提出了新的相平面姿态开关控制律。最后对所提出的控制方案进行了仿真验证。     

用四元数描述飞行器姿态时的几个基本问题

讨论描述刚体空间姿态的欧拉—克雷洛夫角、方向余弦矩阵、四元数这三种方法,给出方向余弦矩阵与四元数之间关系的推导方法,推导并验证了合成转动四元数的求取方法,介绍了通过方向余弦矩阵推导四元数微分方程的方法。