基于多矢量定姿的动基座最优化对准算法

针对车载捷联惯导系统（Strapdown Inertial Navigation System, SINS）的传统动基座粗对准方法精度低且环境适应性差的问题,提出了一种基于多矢量定姿的动基座最优化粗对准算法。在传统的基于重力矢量的初始对准方法基础上,将姿态矩阵求解问题转化为Wahba问题,实现对多个时刻重力矢量信息的充分利用,并通过SVD算法实现对Wahba问题的求解,结合全球导航卫星系统（Global Navigation Satellite System, GNSS）输出信息和SINS输出信息,构建状态方程和量测方程,采用Sage-Husa自适应滤波算法以解决量测噪声不准确问题,不断修正载体系变换矩阵以获得更加精确的姿态转换矩阵。仿真和半物理实验表明,改进算法能够明显提高惯导系统在动基座下的姿态精度,转台实验对准方位误差小于0.05°。     

捷联惯导系统动基座对准的可观测性分析

建立了SINS(捷联惯导系统)动基座对准的误差模型,首次应用PWCS(分段定常系统)可观测性分析理论对SINS动基座对准过程中的可观测性进行了全面研究.将载体的运动分解为平动和姿态变化两大类情形,深入研究和详细分析了载体的各种运动对系统可观测性的影响,指出在SINS动基座对准过程,无论载体的线运动还是角运动在一定条件下都能提高SINS的可观测性.定性地得出了不同运动对系统可观测性的影响结果,这为研究SINS的快速精确对准方法奠定了理论基础.      

大型回转平台调平技术研究

利用空间几何分解,通过建立空间模型,推算出一种水平度分解算法,把大型回转平台回转后当前水平传感器两正交敏感轴方向的水平度分解到可调节控制方位上,实现无需重新调整水平传感器敏感方位下使回转平台回转的自动调平。     

SINS快速传递对准建模与仿真

针对空间武器捷联惯性导航系统SINS(Strapdown Inertial Navigation System)动基座快速、精确初始对准问题,建立了空间环境下武器SINS的动基座误差模型,并考虑武器SINS的惯性器件误差.根据姿态传递对准原理,推导了姿态匹配方式下卫星与武器SINS姿态角之差的量测方程.在此基础上,建立了空间武器SINS传递对准的数学模型,设计一种快速对准卡尔曼滤波器.计算机仿真结果验证了该模型的有效性.在10s时间内,可获得与卫星姿态测量系统姿态精度相当的对准精度,同时还能实现武器SINS惯性器件误差的准确标定.      

基于冗余驱动的大姿态角并联机构优化设计

分析了并联机构的姿态空间,指出了影响姿态空间的因素为物理约束和奇异约束2类,并且分别从这2个方面给出了扩大姿态空间相应的解决方案.以3PRS(Prismatic Revolve Spherical)并联机构为例,提出了采用新的铰链形式和增加冗余UPS(Universal Prismatic Spherical)支链来增大姿态空间的方法,详细描述了动平台能够实现在各个方向90°偏转的机构设计过程,并基于遗传算法以机构整个姿态空间中的灵活度为目标对机构进行了优化.优化的结果通过仿真证实了可靠性,这对于进一步扩大并联机构的应用范围提供参考.      

空间非合作目标惯性参数在轨辨识

在空间冗余机械臂抓捕非合作目标的惯性参数辨识问题中,已有方法大都基于系统动量已知的假设,且辨识过程未考虑基座姿态稳定。针对目标动量未知的问题,设计了具有增量形式的惯性参数分步辨识算法。首先基于线动量方程得到关于质量和质心位置的第一组估计方程,采用增量形式消除未知线动量更新估计方程。辨识结果收敛后根据估计参数计算线动量估计值,代入以转动惯量为未知参数的第二组估计方程中,利用其增量表达式完成对转动惯量的估计。辨识过程中的激励由自适应零反作用控制输入提供,算法在保证基座姿态不受干扰的同时还能对惯性参数精确辨识。仿真结果表明,在30s以内算法已收敛,误差收敛到零的同时,基座姿态角速率控制精度在10^-3以下,说明算法收敛快,精度高,同时还能实现基座姿态稳定。     

基于KF-LESO-PID洛伦兹惯性稳定平台控制

为克服现有惯性稳定平台使用机械轴承干扰量大, 使用气/液浮轴承难度高, 使用磁阻力磁轴承线性度差的缺点, 提出一种基于洛伦兹力偏转磁轴承的新型洛伦兹惯性稳定平台(LISP)。为克服耦合效应和承载摩擦谐振干扰对平台偏转通道高频姿态补偿控制的影响, 提出一种基于LESO-PID结合卡尔曼滤波(KF)反馈的数字控制方案。根据洛伦兹力磁轴承(LFMB)支承偏转系统结构特点, 建立了LISP转子偏转动力学模型;利用模型分析径向两自由度偏转特性, 提出在PID控制器的基础上, 引入线性扩张状态观测器(LESO)和卡尔曼滤波反馈以抑制摩擦谐振干扰及耦合效应;搭建了以DSP和FPGA为核心的数字控制系统, 并以离散形式将控制方法进行数字化实现。采用对数频率特性判据和Nichols曲线对所提控制方法的稳定性进行分析, 通过仿真比较引入LESO-KF前后转子偏转通道的稳定性。实验结果表明:PID控制条件下在高频时失真, 引入LESO-KF后明显降低噪声及干扰, 同时还可对系统内部状态参数进行实时观测。实验结果验证了所提控制方法对摩擦谐振干扰及耦合效应的抑制作用。      

多目标位姿约束下空间机器人载体姿态扰动优化

通过运行轨迹的优化设计来减小空间机械臂运动对其基座姿态产生的扰动影响是一种经济有效的方式, 然而针对笛卡儿空间内多个离散位姿约束条件下空间机械臂运动轨迹的优化设计研究相对较少. 通过改进样条函数对机械臂末端运行轨迹进行参数化设计, 将基座姿态的扰动量表达为关于样条函数控制点与相邻约束点之间运行时间的目标函数, 利用遗传算法对目标函数进行全局优化处理, 完成空间机械臂运行轨迹的优化设计. 仿真结果表明, 该方法能有效降低机械臂运动对基座姿态产生的扰动, 并且规划的关节运动轨迹二次连续可微.      

初始定位误差对SINS动基座对准的影响分析

初始定位误差对捷联式惯导系统水下初始对准有着重要影响。针对此问题,基于捷联式惯导系统非线性误差模型利用无迹卡尔曼滤波方法进行载体系测速辅助捷联式惯导系统精对准。首先在水下单应答器定位技术已有研究成果的基础上,对初始定位误差对捷联式惯导系统水下动基座初始对准结果的影响进行理论分析;而后基于船载实测数据对理论分析结果进行水下动基座对准半物理仿真试验验证。试验结果表明,当水下初始位置的定位误差在200m以内时,初始定位误差对捷联式惯导系统动基座精对准的姿态对准结果基本没有影响;会给精对准过程中的位置误差估计带来与初始定位误差相同大小的常值误差。     

异面构型太阳能电池阵展开轨迹优化

简要介绍异面构型太阳能电池阵的构型及其展开过程.由于动力学耦合作用的存在,异面构型太阳能电池阵的展开运动会对飞行器的姿态产生影响,根据对系统角动量守恒方程的分析,采用余弦函数参数化关节角的运动轨迹,以太阳能电池阵运动前后航天器的姿态变化量为优化目标,通过遗传算法进行参数的寻优,最终得到一条对航天器姿态影响相对较小的太阳能电池阵的展开运动轨迹.给出一种异面构型太阳能电池阵机构,通过对其展开过程进行仿真分析,证明了所提方法的有效性.     

光电自准直经纬仪水平角测量误差分析

针对光电自准直经纬仪的水平角测量原理和系统组成特点，全面分析了影响其水平角测量精度的各项误差分量，并对各种误差因素进行了定量计算，对系统误差提出补偿方法。通过分析和补偿，可将光电准直经纬仪水平角测量精度提高到0.5″，满足Ⅰ等电子经纬仪的测量精度指标。     

分离式方位角垂直传递装置校准方法研究CSCD

针对分离式方位角垂直传递装置的技术特点,提出了一种适合不同传递距离、高准确度校准方法。在水平状态下,利用五棱镜、硅油盘和自准直光电经纬仪,实现对不同传递距离无机械连接的方位角垂直传递装置的检测和校准,并对校准系统进行了误差分析和试验验证,为方位角垂直传递装置的推广应用提供理论依据。     

经纬仪水平测角误差的谱分析

分析了经纬仪水平测角时的误差组成 ,为了更精细地分离各误差成份 ,提出了谱分析法 ,并对引起测角误差的主要分量进行了误差修正。实际测量数据的分析表明 ,该方法与传统的一次水平测角极限误差相比 ,可以获取更详细的误差信息 ,并可大大减小经纬仪使用时的测量不确定度。     

经纬仪水平测角误差的谱分析

分析了经纬仪水平测角时的误差组成，为了更精细地分离各误差成份提出了 谱分析法，并对引起测角误差的主要分量进行了误差修正。实际测量数据的分析表明，该方 法与传统的一次水平测角极限误差相比，可以获取更详细的误差，并可大大减小经纬仪使用时的测量不确定度。     

电子经纬仪测量系统交会测量误差分析

作为大尺寸非接触测量的主要手段,经纬仪的测量精度除了对仪器本身的精度提出更高要求外,人员操作的正确性和测试方法的完备性在很大程度上影响到测量结果的准确性。就电子经纬仪测量系统交会测量误差进行了分析,首先介绍了电子经纬仪测量系统的测量原理;其次,详细分析、对比了不同因素对测量结果的影响。分析结果具有一定的应用价值,并为提高测量精度提供了可靠依据。     

基于SSI通讯的吸附式水平测量仪设计

为满足飞行器发射平台不水平倾角的高精度测量以及与外部工控系统SSI实时通讯需求,设计了一款基于SSI串行通讯的高精度吸附式水平测量仪。本文详细阐述了水平测量仪的基本原理、机械结构组成、硬件电路原理以及SSI通讯接口的方案设计。经试验验证,该产品具有测量精度高,测角精度误差优于10″（3σ）,工作性能稳定性好等特点,可广泛应用于发射平台、三轴转台、大理石平板等使用基准面的倾角测量领域,具有较高的工程应用价值。     

虚拟圆柱度误差测量仪的研究

利用美国NI公司的LabWindows/CVI为软件开发平台,结合实验室现有的测量条件和基于PC的数据采集卡,开发研制了虚拟圆柱度误差测量仪.该仪器将形位误差测量技术与虚拟仪器技术相结合,用圆柱度误差的最小二乘评定法、最小区域评定法,解决了圆柱度误差的测量问题,并且将圆柱度误差图形在屏幕上显示出来.形象、直观,有利于分析误差产生的原因,以便控制制造误差.该仪器测量准确度高,工作稳定,制造成本低,并具有良好的功能扩展能力,既可用于实验教学,又可用于生产实际.     

建立激光跟踪仪地理坐标系与六自由度测量方法的研究

使用三个转换点与已知北向方位的经纬仪,将激光跟踪仪的测量坐标系转换到经纬仪原点的当地地理坐标系。在被测物体上固定三个测量点,构建一个被测轴系,使用三台建立当地地理坐标系的激光跟踪仪,对应上述三个测量点进行点位测量,即可解算出被测轴系在当地地理坐标系下的六自由度参数。采用该方法进行测量可以增加六自由度测量半径与采样频率。     

直管和弯管比较下的疲劳试验台稳定性的研究CSCD

为研究某型航空发动机叶片定寿试验台的压力和加载力的稳定性,通过仿真的方式对其进行了系统研究。首先,用MATLAB/Sim Hydraulics软件建立了液压试验台模型;其次,在系统模型的基础上,分析研究了当前端管路分别为直管和弯管时对系统压力脉动和载荷稳定性不同的影响;最后,改变弯管的弯曲度逐步进行仿真。通过研究发现,弯管环境下的高低周复合疲劳试验台能更好的降低压力脉动,提高载荷稳定性。大弯曲度的弯管可以有效提高试验台载荷稳定性,并在一定程度上稳定系统压力。此研究为试验台液压系统的设计与生产提供提供了必要的指导,可以确定更加准确的叶片寿命。     

飞行器野外长时间热待机状态方位姿态研究

运用高精度光电自准直仪对飞行器在野外长时间热待机状态的方位姿态变化进行监测,采用基于经纬仪和标杆仪的基准边修正方法进行数据修正。飞行器的不同部位固定温度传感器,通过工业计算机采集和处理所有数据分析得出飞行器方位姿态温度变化之间的关系,为飞行器发射技术的发展提供了技术上的参考依据。