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871.
二维三维信息融合的空间非合作 《空间控制技术与应用》2017,43(4):47-51
为实现位置和姿态的测量,常用敏感器包括激光类敏感器和双目立体视觉类敏感器.激光类敏感器的测量结果受目标反射特性的影响较大,而双目立体视觉敏感器的测量精度又受杂光和自身基线长度的限制.针对这两类敏感器在各自应用中存在的问题,提出一种融合二维三维信息进行位置和姿态求解的方法,综合利用二维和三维测量敏感器各自的优势来获取目标信息和进行相对位置姿态测量.通过算法仿真和试验验证了方法的可行性. 相似文献
872.
873.
874.
敏感器输出的姿态信息和执行部件输出的力矩会因部件的实际物理特性夹杂着不同水平的噪声.噪声会对系统的姿态精度和稳定度产生一定程度的影响.采用布朗运动的微商描述测量随机噪声和力矩随机噪声,分别对卫星为刚体的情况和具有附件的情况进行分析,从而得出噪声对卫星姿态的影响关系.算例表明,存在随机噪声的情况下,挠性附件会降低卫星的姿态指向精度和稳态性能. 相似文献
875.
876.
基于FD的微小型姿态系统的姿态估计算法 总被引:1,自引:0,他引:1
分别利用微惯性测量单元(MIMU,Micro Inertial Measurement Unit)中的3个加速度计与3个陀螺仪对载体的姿态角进行估计,同时,搭建捷联惯性导航系统,建立姿态误差方程,使用卡尔曼滤波估计载体姿态误差角.构造残差及统计量,利用状态残差检验的故障检测方法,对载体的运动状态进行分离,判断加速度计估计出的姿态角的可用性,对姿态角进行融合.既保证了姿态估计系统的动态性能,又提高了估计精度.由于使用微电子机械系统(MEMS,Micro Electro Mechanical System)惯性器件,使得姿态估计系统的体积小、重量轻、造价低,特别适于微小型载体使用. 相似文献
877.
采用退步控制方法设计航天器姿态倾斜机动控制律.中间控制律采用了微分方程的形式,避免了传统退步控制方法中,对中间控制律进行的解析求导.在此基础上,采用了2种方法通过推迟控制力矩峰值出现的时间来减低对执行机构输出控制力矩最大值的要求: ①改变中间控制律的积分初值;②采用跟踪性能相对较差的角速度控制律.尽管第2种方法的控制律的稳定性取决于控制器的参数,但可明确限定控制力矩的最大值.仿真结果证实了所提出控制律的有效性. 相似文献
878.
智慧旅游时代已经到来,在大数据信息化背景下,基于对整个旅游活动的思考,旅游信息在一次旅游活动中究竟起着怎样的作用值得深思。从心理学角度分析,信息与人的行为决策有着必然的相关性。结合心理学与旅游学的研究,通过实证研究,构建结构方程模型,分析旅游信息对游客行为决策的影响,加入中介变量旅游预期,以游客满意和游客态度为因变量,得出结论如下:(1)游客感知的旅游信息对游客预期和游客满意显著正相关,对游客态度相关性不显著,但对预期的影响最大。(2)当游客感知的信息情感偏向正面信息时,旅游信息的作用减弱;偏向负面信息时,旅游信息的作用则加强。最后就以上结论及其对旅游企业管理实践的意义进行了反思与总结。 相似文献
879.
Han-Earl Park Sang-Young ParkSung-Woo Kim Chandeok Park 《Advances in Space Research (includes Cospar's Information Bulletin, Space Research Today)》2013
Development and experiment of an integrated orbit and attitude hardware-in-the-loop (HIL) simulator for autonomous satellite formation flying are presented. The integrated simulator system consists of an orbit HIL simulator for orbit determination and control, and an attitude HIL simulator for attitude determination and control. The integrated simulator involves four processes (orbit determination, orbit control, attitude determination, and attitude control), which interact with each other in the same way as actual flight processes do. Orbit determination is conducted by a relative navigation algorithm using double-difference GPS measurements based on the extended Kalman filter (EKF). Orbit control is performed by a state-dependent Riccati equation (SDRE) technique that is utilized as a nonlinear controller for the formation control problem. Attitude is determined from an attitude heading reference system (AHRS) sensor, and a proportional-derivative (PD) feedback controller is used to control the attitude HIL simulator using three momentum wheel assemblies. Integrated orbit and attitude simulations are performed for a formation reconfiguration scenario. By performing the four processes adequately, the desired formation reconfiguration from a baseline of 500–1000 m was achieved with meter-level position error and millimeter-level relative position navigation. This HIL simulation demonstrates the performance of the integrated HIL simulator and the feasibility of the applied algorithms in a real-time environment. Furthermore, the integrated HIL simulator system developed in the current study can be used as a ground-based testing environment to reproduce possible actual satellite formation operations. 相似文献
880.