飞行器姿态交会求解方法研究

本文给出了一种姿态交会计算方法。文中推导了交会计算公式，并进行了仿真试验；试验结果表明，本文给出的交会方法具有较高的测量精度。     

空间飞行器大角度姿态跟踪机动问题研究

研究了姿态跟踪机动问题。通过引入视线坐标系,将时变终端条件的控制问题转化为定边界的控制问题。建立了飞行器相对于视线坐标系的四元数姿态运动学模型,提供了由已知信息计算姿态四元数的函数关系,引入了气度欧拉角变换,基于拟欧拉角信号设计了跟踪机动控制律。通过对空间预警卫星监视低轨道飞行器问题的仿真,验证了设计的正确性。     

无陀螺飞行器姿态和角速度确定

通过预测滤波方法研究了利用矢量观测确定无陀螺飞行姿态和角速度的方法。给出的观测滤波法在一定的二次型优化准则下，对飞行器姿态和名义姿态运动模型的等效角速度误差可同时进行实时估计，能够准确跟踪敏感器的测量，有效减小模型误差的影响，数值仿真结果验证了算法的优越性。     

喷嘴为执行机构的空间飞行器基于误差四元数的非线性姿态跟踪控制

研究带喷嘴空间飞行器在姿态跟踪机动时的多轴耦合非线性姿态控制问题。姿态运动学和动力学用误差四元数描述。通过线性变换将误差四元数动力学方程转换成 4个摄动双积分系统 ,并基于此摄动双积分系统设计了开关控制器。由误差四元数及其导数构成的抛物型开关函数决定了控制器中的逻辑。文章考虑了最短的姿态捕获路径、外部干扰抑制、和不确定参数补偿问题。控制器允许力矩矩阵为非对称 ,从而使喷气执行机构的安装有更好的灵活性。由于不需要目标的加速度反馈 ,控制器可用于对机动目标的跟踪。用相平面方法分析了闭环系统的鲁棒稳定性。仿真结果验证了控制方案的可行性     

基于GNSS速度信息辅助的飞行器姿态保持技术研究

为了提高飞行器精确打击和侦察探测能力,针对飞行器组合导航系统高精度、长航时和高可靠的姿态保持问题,研究了一种基于GNSS速度信息辅助的飞行器姿态保持技术。通过采用开环修正和闭环修正结合的工作方式,克服了惯性导航误差随时间不断积累引起的滤波精度下降问题;通过对GNSS信息进行χ~2检测,避免飞行器作大机动飞行或有外部干扰时引起的GNSS信息异常,确保GNSS信息的有效性;通过对GNSS速度信息的时间延迟进行扩展建模,抑制GNSS数据延迟对姿态保持算法的影响。仿真和实际数据处理结果表明:该姿态保持技术充分利用惯性导航系统和GNSS的优点,技术方案合理,能够满足飞行器高精度、长航时和高可靠姿态保持的需求,具有较好的工程应用价值。     

一种基于视觉的微型飞行器姿态检测算法

探讨了基于视觉的微型飞行器的飞行状态检测方法，利用机载摄像头获得图像。根据某种准则识别出地平线，进而变换得到飞机的姿态角。文中给出了地平线判别准则及相应的算法和姿态角变换公式。最后，给出了一个实际算例及处理结果。     

挠性飞行器姿态机动脉冲调宽控制系统设计

大挠性充液飞行器喷气姿态控制系统设计是一个复杂和关键的问题,为了抑制挠性振动,设计形状输入信号,选取双曲正切作为平滑函数,并和Bang-Bang控制对比研究.喷气脉冲调制采用工程上易于实现的脉冲调宽（PWM）设计方法,结合积分死区原理设计脉冲宽度,对具有挠性充液动力学特性的对象进行控制,抑制了振动模态和晃动模态,实现了平滑机动控制.通过数学仿真表明,形状输入法和合理的脉冲调宽逻辑可以有效抑制大挠性飞行器姿态机动控制过程中的挠性振动.     

刚体姿态仿真方法研究

首先论述了姿态描述的四种方法:欧拉角、欧拉轴旋转参数、方向余弦和四元数法,重点介绍了四元数法在飞行器运动学上的应用,它消除了欧拉方程的奇异性,计算效率也远远优于其他三种方法;最后讨论了数值仿真的方法及误差。     

利用修正罗德里格参数进行飞行器姿态估计

给出了一种利用修正罗德里格参数（Modified Rodrigues Parameters）进行姿态估计的算法。该算法用于利用矢量观测的无陀螺姿态和姿态角速度的确定，采用切换方法处理了修正罗德里格参数的奇异性问题，修正罗德里格参数的误差定义为从估计姿态到真实姿态的旋转，根据姿态误差运动方程，用扩展卡尔曼滤波方法设计了姿态和姿态角速度估计器，用数值算例验证了算法的可行性。     

提高飞行器姿态角计算精度的方法研究

分析了传统的通过方向余弦矩阵、四元数形式的飞行器转动微分方程数值积分结果确定姿态角方法的不足,介绍了基于改进的牛顿法确定飞行器姿态角的方法.基于多次测量均值效应原理,介绍多使用上述两种方法中的元素提高飞行器姿态角计算精度的算法及仿真结果.     

IDENTIFICATION OF GYRO DRIFTS UNDER THREE AXIS ATTITUDE COUPLING

ＩＤＥＮＴＩＦＩＣＡＴＩＯＮＯＦＧＹＲＯＤＲＩＦＴＳＵＮＤＥＲＴＨＲＥＥＡＸＩＳＡＴＴＩＴＵＤＥＣＯＵＰＬＩＮＧＪＩＮＧＷｕｘｉｎｇ（荆武兴）,ＷＡＮＧＸｕｅｘｉａｏ（王学孝）,ＷＵＹａｏｈｕａ（吴瑶华）（ＨａｒｂｉｎＩｎｓｔｉｔｕｔｅｏｆＴｅｃｈｎ...     

四元数的核心矩阵及其在航天器姿态控制中的应用

基于旋转群代数,以航天器姿态控制研究为背景,提出了四元数的核心矩阵的概念。以此为中心,首先导出了核心矩阵本身、逆、行列式及其导数的若干关系式,然后应用核心矩阵得到了四元数姿态误差及其运动学关系的非常简洁的表示形式,最后利用核心矩阵证明了用缩减四元数为广义坐标和以常规 Euler角为广义坐标对描述航天器姿态动力学的等效性。研究结果可应用于航天器的快速、大角度和三维姿态机动控制     

小卫星主动磁控制地球捕获姿态控制系统设计

分析了小卫星捕获阶段的客观条件要求,重力梯度杆的指向要求,捕获阶段视为大角度机动问题,采用欧拉动力学和四元数方法描述,建立小卫星捕获阶段的动力学模型。控制器采用大角度机动拟 PD控制,拟PD控制器参数采用了简化分析和经验调试设计,同时分析设计了磁力矩器的磁偶极子,最后给出某小卫星姿态捕获仿真结果,经过几个轨道周期后可以实现一定精度的对地捕获,验证了本文的设计方法的可行性。     

轻型高精度卫星的变结构姿态控制器

针对某些小卫星高指向精度和高稳定精度的姿态控制要求,设计了能克服反作用轮转速过零扰动的变结构姿态控制器,并对反作用轮转速过零时低速摩擦对卫星姿态产生扰动的机理进行了分析,建立了仿真用反作用轮低速摩擦动力学模型。同 PID控制器相比,该变结构姿态控制器能有效抑制反作用轮的低速摩擦影响,并具有良好的鲁棒性。数学仿真进一步证明了该变结构姿态控制器的有效性,其指向精度和稳定精度分别可达 0.3°和 0.0 0 1°/     

利用Singer模型的无陀螺姿态和角速度估计

 给出了一种利用Singer跟踪模型的扩展卡尔曼滤波器 (ExtendedKalmanFilter) ,用于无陀螺姿态和姿态角速度估计。在滤波器中 ,姿态和姿态误差分别由姿态四元数和误差四元数表示 ,而姿态角加速度由一阶Markov过程描述 ,从而避免采用姿态动力学模型。利用数值仿真计算验证了滤波器的性能。在所有的仿真过程 ,滤波器显示出快速收敛能力。稳态估计误差主要由测量更新频率和精度决定。     

多变量系统参数辨识的相关分析法

 <正> 近20年来,线性系统的辨识和参数估计的研究工作得到了迅速发展。系统辨识的方法主要有:最小二乘法、广义最小二乘法、推广最小二乘法、多级最小二乘法、辅助变量法、随机逼近法、极大似然法以及相关分析法等。在这些方法中,相关分析法是一种公认最有效的算法。1974年,Iserman、Saridis和Sinha等人通过若干数值算例证实     

织女－3主发动机的辨识仿真

织女－３探空火箭飞行试验与地面试验的主发动机喉径不同，提出了用辨识仿真方法提供弹道计算所需的推力数据。利用唯一的一发有效地面实验数据，以系统辨识法确定发动机工作时推进剂的基础燃速，沿金属丝燃速，综合因子和喉径的变化规律，再确定喷管效率，最后用内弹道计算和性能计算方法确定飞行发动机的地面推力数据。飞行试验表明，计算弹道与飞行试验弹道相吻合。     

织女－3主发动机的辨识仿真

织女－３探空火箭飞行试验与地面试验的主发动机喉径不同。提出了用辨识仿真方法提供弹道计算所需的推力数据。利用唯一的一发有效地面实验数据，以系统辨识法确定发动机工作时推进剂的基础燃速、沿金属丝燃速、综合因子和喉径的变化规律；再确定喷管效率；最后用内弹道计算和性能计算方法确定飞行发动机的地面推力数据。飞行试验表明，计算弹道与飞行试验弹道相吻合。     

用极大似然法辨识轴对称飞行器的气动参数

采用极大似然法完成了轴对称飞行器的非线性气动参数辨识。根据飞行弹道的特性,采用考虑了横侧向运动耦合的纵向三自由度飞行动力学模型;为了反映气动参数随马赫数的变化,给出了一种考虑马赫数变化的气动参数数学模型,并采用了分段辨识的技巧;通过采用建模前估计法的辨识结果作为极大似然法的初值,保证了极大似然法的收敛,计算结果表明：这种算法对大攻角下的非线性气动参数能获得满意的辨识结果。