GPS/SINS全组合导航系统的姿态组合算法

利用卡尔曼滤波的GPS/SINS全组合导航系统中,将IMU量测的平台误差角简单的近似为姿态误差角,会带来较大的数学模型误差。文章通过分析姿态组合算法中平台误差角与姿态误差角物理意义的不同,得到了二者相互转换的关系式;从实际应用的角度出发,采用对观测向量预处理的方法,对姿态组合算法进行了改进,从而消除了数学模型误差,并且很容易进行工程实现。仿真结果表明使用改进后的姿态组合算法能够有效的提高全组合导航系统的精度。     

微捷联姿态系统的一种扩展卡尔曼滤波方法

采用低精度的微惯性陀螺和加速度计作为微惯性捷联姿态确定系统元件,首先分析了捷联惯性姿态解算的非线性问题和误差累积的原因;根据姿态三角函数关系引入横滚、俯仰角的3个替换变量作为状态变量,并根据状态变量之间的约束方程和运动体前向速度测量,建立了捷联惯性姿态的一种扩展卡尔曼滤波模型;采用MTi微惯性捷联测量组合进行实验,将该扩展卡尔曼滤波方法解算载体姿态结果与捷联姿态解算结果相比较,验证了该方法抑制惯性姿态解算累积误差的能力.      

基于混合执行机构的敏捷卫星姿态机动控制

单框架控制力矩陀螺(SGCMGs,single gimbal control moment gyros)的奇异问题是其在使用过程中面临的主要问题.将构型奇异度量作为路径约束,采用高斯伪谱法进行轨迹优化,得到一组无奇异框架角,并以相应的SGCMGs框架转速作为开环指令进行控制.考虑初始姿态偏差及外干扰不确定因素的影响故引入反作用动量轮(RWs,reaction wheels),并基于Lyapunov稳定性设计了RWs的控制律进行闭环修正.仿真结果表明,采用混合执行机构能够保证卫星在外干扰等因素影响下,以最优轨迹的SGCMGs无奇异框架转速指令实现对最优轨迹的跟踪.     

基于立体视觉的飞行器运动姿态测量技术及其应用

针对某飞行器地面试验测量需求,介绍了基于立体视觉的飞行器运动姿态测量技术的基本原理和系统组成,并对其测量结果进行了分析。试验结果表明,该系统能高度准确地实时测量弹体姿态角和位置,考核了弹上制导和导航准确度,为试验的顺利完成提供了测量保障。     

星间激光输能姿态指向自适应控制器设计

针对同轨道平面两星之间激光能量传输时的姿态指向控制问题,基于反步（Backstepping）法提出了一种自适应控制器设计方法。该方法先基于罗德里格参数（MRP）对卫星进行姿态描述;然后根据星间激光输能任务对姿态指向的特殊要求通过多个姿态矩阵的转换解算出了用户星期望姿态的表达式;之后基于Backstepping法,设计了自适应控制律,该控制律能解决控制输入有限和转动惯量不确定的问题,而且有效克服空间干扰力矩;最后通过Lyapunov稳定性定理证明了控制系统的稳定性。仿真结果显示,在约15s后,用户星的姿态误差和角速度误差收敛到0,并且角速度和控制力矩的值都在约束条件的范围内,说明文章设计的控制器不仅能够使用户星按最短路径调整到期望姿态,而且能够有效地抑制空间干扰力矩和解决转动惯量不确定的问题,并且通过合理地设计控制参数,可以在保证控制精度和速度情况下使控制输入满足约束条件。     

航天器姿态指向跟踪的一种自适应滑模控制方法

航天器姿态指向跟踪(APT)技术是近年来引起深入研究的关键技术之一,设计一种自适应滑模控制律,通过设计自适应律考虑有界干扰力矩和转动惯量不确定因素的影响,同时使用滑模控制设计方法保证控制算法的鲁棒性,用双曲正切函数代替符号函数来克服滑模控制中存在的抖振问题,实现受控航天器的某个指向(相机或天线)保持对运动目标的跟踪.控制方案采用修正罗德里格斯参数(MRP)描述航天器姿态,用喷气推力器作为航天器的姿态执行机构.仿真结果显示了控制律的有效性.     

新的GPS单频单历元定姿算法

LAMBDA算法依赖于初始的模糊度浮点解,但仅用载波相位观测方程需要多个历元才能获得浮点解,将导致初始化时间过长.针对这一问题,对GPS(Global Positioning System)单历元的载波相位单差方程进行特殊变换,将未知的整周模糊度看成噪声,从而构造出新的观测方程,和原始的观测方程进行组合求解,克服了仅用载波相位双差观测方程因为亏秩而无法在单历元获得浮点解的缺点,解决了初始化时间的问题.通过深入研究浮点解和固定解之间的关系,提出一种将低精度浮点解映射到固定解的方法,降低了LAMBDA算法对高精度浮点解的依赖性,避免了用多个历元获取浮点解的高精度,从而实现了单频、单历元的整周模糊度估计.通过实际测试,该算法成功率高于97%,能够有效地用于实时动态姿态解算.      

基于对偶四元数的编队飞行卫星相对位姿描述

为统一描述编队飞行卫星中主从星的相对位置和姿态参数,利用对偶四元数,建立编队飞行卫星运动学模型,分析其物理意义,提出了基于对偶四元数的编队飞行卫星相对位姿描述的划船算法,并利用这一算法解算出相对位置和姿态参数,突破了传统方法中将卫星轨道和姿态分而治之的方式。仿真结果表明该算法科学合理,能够有效描述编队飞行卫星间的相对位置和姿态。     

高动态环境下SINS姿态更新的改进等效旋转矢量算法

高动态环境下捷联惯导系统的姿态算法是提高系统精度的关键技术. 通过研究SINS高动态姿态更新方法, 分析姿态矩阵解算的四元数及等效旋转矢量算法, 使等效旋转矢量算法在高动态环境下的应用问题得以完善. 为改善等效旋转矢量算法对于高动态飞行环境的适应性, 以圆锥运动作为环境条件, 对等效旋转矢量算法进行改进, 推导改进算法的误差. 通过与单子样和三子样等效旋转矢量算法进行仿真对比, 验证了改进算法的有效性.      

旋翼/平尾气动干扰对直升机配平特性的影响分析

旋翼/平尾气动干扰建模是直升机全机配平模型和飞行动力学模型的核心内容。常规全机配平模型主要通过旋翼下洗流或诱导速度等方式间接考虑旋翼对平尾的气动干扰作用,但未充分考虑旋翼对平尾非定常气动干扰产生的非线性气动载荷,因而仍难于准确体现旋翼/平尾气动干扰对全机配平特性的影响。为此本文基于非定常面元/黏性涡粒子法,通过在平尾面元中增加由旋翼和平尾尾迹时变干扰产生的非定常压力项,建立旋翼/平尾气动干扰模型,直接计算平尾非线性气动载荷,并耦合基于GA/LM混合优化的直升机全机配平方法,构建旋翼/平尾气动干扰作用下的直升机全机配平特性分析方法。通过计算UH-60A直升机的旋翼操纵量和机体姿态,并与试验测试值对比验证本文方法的准确性。通过与基于诱导速度考虑旋翼/平尾气动干扰的直升机配平结果比较表明,后者难于体现直升机低速纵向操纵量和机体俯仰角突增现象,而本文方法能较好地体现直升机低速纵向操纵量和机体俯仰角突增,且与OH-6A、EH-101等试验测量的特性一致。研究不同平尾构型对旋翼/平尾气动干扰下直升机全机配平特性的影响,分析表明低平尾产生较大的低速纵向操纵量突增,而高平尾则增加高速纵向操纵量;前置平尾产生较大的低速纵向操纵量突增,右旋直升机的右置平尾有利于减小低速纵向操纵量突增和机体俯仰角。