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陀螺零偏和加速度计零偏是影响惯性测量单元(IMU)积分精度的重要因素。提供一组精确的实时的零偏估计可以提高IMU的积分精度,为视觉导航提供良好的位姿预测,提高整个系统的动态性能。通过合理地建立IMU的噪声模型以及IMU和视觉的组合方程,利用一种基于李群和李代数知识的IMU预积分方法将零偏进行合理的线性化,运用Kalman滤波进行IMU零偏的在线估计。实验结果表明,通过本文的修正方法,惯性导航的平均积累误差由0.034m/s提高到0.0037m/s,精度明显提高。 相似文献
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旋翼飞行器的室内自主飞行是目前研究的热点之一。在室内飞行过程中,飞行器姿态和位置信息可以通过运动捕捉系统(Motion Capture System,MCS)来进行实时测量,从而为机载低成本MEMS惯性导航系统提供校正信息。结合四旋翼飞行器的结构特性,提出了一种五点实时测姿算法。相对于目前MCS常用的测姿算法,该算法可以降低标记点安装引起的测姿误差。室内实验结果表明,该算法测姿精度高,并且能够有效实现四旋翼飞行器室内动态实时姿态测量,具有较好的工程应用价值。 相似文献
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采用高精度卫星导航速度、位置信息以及星敏感器提供的姿态信息设计十表冗余捷联惯组的标定模型,包含陀螺和加速度计的零次项和标度因数,对卫星和星敏感器辅助的冗余激光陀螺捷联惯组进行实时在轨标定.利用标准Kalman滤波和Sage-Husa自适应滤波作为估计算法,对十表冗余捷联惯组参数进行在线估计.数值仿真结果表明:参数标定精度均在7%以内,是一种实时的在轨标定方法,满足误差补偿要求.冗余惯组在轨标定方法为航天器高精度定姿和定轨提供了一种理论参考. 相似文献
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Wavelet de-noising for IMU alignment 总被引:2,自引:0,他引:2
El-Sheimy N. Nassar S. Noureldin A. 《Aerospace and Electronic Systems Magazine, IEEE》2004,19(10):32-39
Inertial navigation system (INS) is presently used in several applications related to aerospace systems and land vehicle navigation. An INS determines the position, velocity, and attitude of a moving platform by processing the accelerations and angular velocity measurements of an inertial measurement unit (IMU). Accurate estimation of the initial attitude angles of an IMU is essential to ensure precise determination of the position and attitude of the moving platform. These initial attitude angles are usually estimated using alignment techniques. Due to the relatively low signal-to-noise ratio of the sensor measurement (especially for the gyroscopes), the initial attitude angles may not be computed accurately enough. In addition, the estimated initial attitude angles may have relatively large uncertainties that may affect the accuracy of other navigation parameters. This article suggests processing the gyro and accelerometer measurements with multiple levels of wavelet decomposition to remove the high frequency noise components. The proposed wavelet de-noising method was applied on a navigational grade inertial measurement unit (LTN90-100). The results showed that accurate alignment procedure and fast convergence of the estimation algorithm, in addition to reducing the estimation covariance of the three attitude angles, could be obtained. 相似文献
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修正Rodrigues参数在飞行器定姿中的应用(英文) 总被引:2,自引:0,他引:2
Chen Jizheng Yuan Jianping Fang Qun College of Astronautics Northwestern Polytechnical University Xi’an China 《中国航空学报》2008,21(5):433-440
There are two attitude estimation algorithms based on the different representations of attitude errors when modified Rodrigues parameters are applied to attitude estimation. The first is multiplicative error attitude estimator (MEAE), whose attitude error is expressed by the modified Rodrigues parameters representing the rotation from the estimated to the true attitude. The second is subtractive error attitude estimator (SEAE), whose attitude error is expressed by the arithmetic difference between the true and the estimated attitudes. It is proved that the two algorithms are equivalent in the case of small attitude errors. It is possible to describe rotation without encountering singularity by switching between the modified Rodrigues parameters and their shadow parameters. The attitude parameter switching does not bring disturbance to MEAE, but it does to SEAE. This article introduces a modification to eliminate the disturbance on SEAE, and simulation results demonstrate the efficacy of the presented algorithm. 相似文献
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激光陀螺机械抖动偏频对等效转动矢量姿态计算的影响 总被引:2,自引:0,他引:2
研究了激光陀螺机械抖动偏频影响等效转动矢量姿态计算精度的机理。用双子样N次迭代算法推导了载体实际姿态角运动与机械抖动发生谐振时产生的姿态计算误差项,指出其误差作用机理与惯性导航比力方程计算中划摇误差的相似性。针对三轴激光陀螺共一个机械抖动轴和3个单轴激光陀螺构成惯性组合两种情况进行了讨论。根据对静态条件下惯性组合中激光陀螺采样信号的功率谱密度分析,指出当采样频率较低时,会产生与抖动有关的低频周期分量,与低频的载体姿态运动谐振将产生姿态计算误差,应尽量提高采样频率及等效转动矢量计算频率。 相似文献
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在卫星拒止情况下,低精度MEMS惯导系统由于惯性器件性能较差,无法长时间保持姿态精度。从重力矢量及飞行器的动力学特性出发,提出了一种基于动态检测和Kalman数据融合的航姿算法。该算法从导航与飞控一体化的理念出发,实时判断飞行器机动和飞控状态,在低动态时利用Kalman滤波器对水平加速度和惯性解算的姿态角进行数据融合,估计和修正水平姿态误差,从而提高水平姿态精度。经过飞行仿真验证,该算法可有效完成飞行器的动态检测,并保证在系统机动情况下水平姿态误差在2°以内。 相似文献
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GPS/INS uses low-cost MEMS IMU 总被引:3,自引:0,他引:3
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有效性因子在卫星姿控系统集成故障诊断与容错控制中的应用 总被引:1,自引:0,他引:1
研究了在轨卫星姿态控制系统(ACS)发生可修复性故障状况下的集成故障诊断与容错控制。考虑执行机构和敏感器分别或同时出现故障,相应地分别或同时在姿态动力学和运动学方程引入控制有效性因子和测量有效性因子,利用二级卡尔曼滤波算法求解其值,以说明系统的控制以及测量的有效程度。采用统计假设检验通过其幅值变化判断系统是否存在故障,当故障发生时,引入重构容错控制器对原控制器进行补偿控制。建立卫星闭环姿态控制系统对算法进行了仿真验证,仿真结果表明该算法快速可靠,能够满足在轨卫星姿态控制系统故障状况下的性能要求。 相似文献
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提出一种适用于惯性/天文组合航天飞行器的稳定姿态滤波器,可以在不降低系统可观测度的前提下解决滤波计算中的奇异问题。对于奇异问题的传统解决方案是删除观测方程的一行,通过对比删除前后系统可观测度的变化,证明此解决方案会导致系统可观测度下降,并指出如何选择最优删除方案以使系统可观测度下降最小。根据对传统解决方案的分析结果,提出了不降低系统可观测度的投影算法。理论分析和仿真试验证明,应用了投影算法的姿态滤波器更为稳定,估计效率更高。 相似文献
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对捷联寻的系统的简易制导方法—弹体追踪法进行全面剖析 ,解析分析了弹体追踪法对导弹速度、目标速度的约束 ,以及弹体阻尼、滞后、舵偏到攻角之间的传递系数对弹体追踪导引性能的影响。通过数学推导及应用控制理论分析与仿真 ,弹体追踪法较比例导引和速度追踪法在导引特性和打击机动目标时性能较差 ,但其成本较低 ,是一种降低制导武器成本的简易制导方法。但采用弹体追踪法时 ,导弹和目标的速度不能太大 ,当制导武器系统在形成导引误差信号存在固有滞后时 ,弹体稳定回路需要有一定阻尼 ,且舵偏到攻角之间的传递系数不能太大 ,即飞行过程中攻角要较小。 相似文献