旋转矢量法系数优化与仿真

为减少采用陀螺角速率输出模型推导旋转矢量积分算法存在的误差,传统可利用误分析的方法改进算法,但这需要对误差四元数的表达式进行分析。为此采用角速率分析的方法推导了新的四子样算法;该方法较为简单直观,且精度较高。在此基础上,以规则进动信号为输出对算法进行了仿真。在仿真中,通过求取载体进行规则进行动时的更新四元数,进而获得载体航姿角的真值来作为评价标准,减少了把算法在超高速迭代速率下的输出作为评价标准所带来的误差。     

一种OFDM无线网络TOA估计新算法

为了在OFDM无线网络定位服务(LBS)中实现精确的到达时间(TOA)测量,提出了一种OFDM系统TOA估计新算法．将TOA估计分为整数采样周期TOA估计和小数采样周期TOA估计．接收机利用训练符号的时频特性以迭代搜索的方法获得小数采样周期TOA估计,并利用估计结果修正小数采样周期时延带来的相关谱扩展,利用引导沿检测算法由修正后的相关谱估计整数采样周期TOA．仿真结果表明,该算法在信噪比高于0dB时TOA估计精度高于相关检测算法,10dB信噪比下其TOA估计精度比相关检测算法提高一倍以上．同时,可以用降低两个数量级以上的复杂度提供与现有超分辨率算法相当的TOA估计精度．     

粒子滤波在卫星姿态确定中的应用

为了验证以星敏感器和速率陀螺作为卫星测量元件时,粒子滤波算法在姿态确定中的有效性.采用修正的罗德里格参数作为姿态参数建立了有陀螺和无陀螺两种模式下的系统状态方程和测量方程,并利用粒子滤波(PF)算法进行了姿态估计.和扩展的卡尔曼滤波(EKF)算法进行比较,仿真结果表明:PF算法在小初始估计误差下能够收敛,且具有和EKF相当的精度.大初始估计误差时,EKF算法不能收敛而PF算法仍能收敛.最后验证了PF算法在无陀螺模式下进行姿态确定的有效性.     

光纤陀螺在动态自主定向系统中的应用

本文基于采用对地球自转角速率的北向分量在光纤陀螺上的输出进行正弦调制的办法,提出了一种新型的非机械陀螺定向系统.该系统通过对光纤陀螺的正弦输出信号进行数据采样及处理,利用最小二乘算法对正弦输出信号进行参数估计,计算出角速率输出的初始相位,从而确定出地球表面被测点子午面的真北方向,即系统的基准方位.同时,通过与光纤陀螺对称放置的加速度计可以测量出台面倾斜误差,可对光纤陀螺的数据输出量进行补偿,大大提高了系统的定向精度.该系统尤其适合军事领域应用的需要.     

弓网振动试验系统的改进幅相自适应控制设计

为提高弓网振动试验系统的正弦信号跟踪精度,提出一种改进幅相自适应控制方法。在时域给出正弦信号的幅值误差、相位误差和中心位置误差的辨识公式,采用线性插值的方式对相位误差以超过系统控制周期的精度进行辨识。结合辨识误差,建立3个参数的迭代序列,并在考虑低频快速性与高频稳定性的基础上,对迭代速率进行分段处理。最后分别给出辨识和迭代部分有限状态机程序的计算机实现方法。由弓网振动试验系统的实验数据表明,该改进算法能有效提高正弦信号的跟踪精确,可广泛应用于工程领域。     

无陀螺卫星的非线性姿态估计算法及仿真研究

无陀螺卫星姿态模型的强非线性会严重降低常用滤波器的精度和收敛性,在初始误差较大的情况下甚至会导致姿态估计失败,针对该问题,引入一种新的非线性估计算法.该算法利用迭代数值方法解决了当前和过去采样点的非线性平滑问题,保留了当前采样点之前一定数量阶段的所有非线性特性,而没有进行任何近似.为提高计算速度,分析了影响计算速度的原因,并给出加速计算的方法.通过无陀螺卫星的姿态估计仿真,结果证明,新算法能在较大初始状态误差和卫星动力学模型高度不确定性的情况下,对元陀螺卫星姿态角和角速度的估计具有显著的收敛性和精度.     

MEMS陀螺随机误差补偿在提高姿态参照系统精度中的应用

为提高航姿系统姿态角测量精度,论文对MEMS陀螺随机误差的测试和补偿进行了研究。运用Allan方差方法分析了MEMS陀螺各项随机误差的特性,建立了针对MEMS陀螺的随机误差补偿模型。采用Allan方差辨识算法完成对各项随机误差的分离,获取速率随机游走(RRW)和角度随机游走(ARW)噪声方差值。通过设计的卡尔曼滤波器对MEMS陀螺随机误差进行实时估计补偿,利用姿态解算算法得到随机误差补偿前和补偿后各3个方向的姿态角。实验结果表明经误差补偿后系统的静态偏航角测量精度提高了3倍、横滚角提高了4倍、俯仰角提高了12倍。     

干扰信道中基于竞争博弈的准最佳功率分配方案

频率选择性高斯干扰信道下多用户总速率最大化的问题被建模成一个带有补偿函数的非合作博弈模型．补偿函数也近似成子信道之间进行博弈的模型(子信道博弈)．通过子信道之间的迭代计算,子信道博弈能够达到一个纳什均衡,也就是渐近最佳补偿．接着提出了多领导斯坦克尔伯格均衡的概念,来描述带有渐近最佳补偿函数的非合作博弈的均衡点．利用凸优化技术,开发了一种迭代多水平面功率注水算法,来达到斯坦克尔伯格均衡．在该均衡点上,所有用户都会工作在准最佳速率区域边界上．仿真结果表明,迭代多水平面功率注水算法所能达到的总速率比迭代功率注水算法有明显的提高,并且能达到一个准最佳的可达速率区域．     

静电陀螺找北仪误差分析

根据静电陀螺仪动量矩在惯性空间具有固定方位的特点，本文应用天文导航算法来计算静电陀螺找北仪的方位角，并对影响找北仪方位角估计精度的误差因素进行了分析．     

基于改进的迭代容积卡尔曼滤波姿态估计

为了充分利用新的量测信息,提高姿态估计的精度,在分析现有迭代滤波策略存在问题的基础上,采用一种新的容积点迭代策略,将其与容积卡尔曼滤波算法相结合,提出了一种改进的迭代容积卡尔曼滤波(improved iterated cubature Kalman filter, IICKF)算法．该算法采用容积数值积分理论近似非线性函数的均值与方差,利用状态扩维理论来解决量测迭代中量测噪声与状态相关的问题,同时利用一种新的容积点迭代策略,即在量测迭代过程中直接采用容积点迭代,避免每步迭代都进行均方根计算来产生容积点,克服传统迭代策略是基于高斯近似产生采样点的局限,有效地降低扩维带来的计算量．仿真结果表明：该算法的估计精度高于乘性扩展卡尔曼滤波(multiplicative extended Kalman filter, MEKF)以及迭代容积卡尔曼滤波(iterated cubature Kalman filter, ICKF)算法,该算法的提出有助于提高姿态估计的精度．     

基于地磁场的轨道姿态一体化确定

突破卫星轨道和姿态参数分别确定分而治之的传统模式,提出了利用磁强计和陀螺测量信息同时确定卫星轨道和姿态参数的新方法.利用磁强计提供的地磁场测量值与地磁场模型计算值之间的差值,以及陀螺提供的角速度信息,推导了轨道姿态一体化确定扩展卡尔曼滤波算法.利用局部可观测性理论定量地计算系统局部可观测矩阵的条件数,进而利用该条件数对系统的可观测性进行深入分析.最后对本文算法进行了数学仿真,结果表明该算法的可行性和有效性.     

一种自适应混合滤波姿态解算算法

针对低成本惯性测量器件采用基于滤波的姿态解算算法存在精度低、抗干扰性差等问题,提出了一种基于共轭梯度法与互补滤波相融合的自适应参数调节的混合滤波算法.该算法首先利用共轭梯度算法对加速度计和磁力计的数据进行姿态四元数的迭代估算,再通过互补滤波算法将陀螺仪更新的姿态与其进行信息融合,最后根据载体的运动状态自适应调节滤波参数,实现最优姿态估计.为验证所提算法的可行性和抗干扰性,与其他滤波融合算法在移动机器人平台上进行抗磁干扰和抗运动加速度干扰实验.实验结果表明,该算法可以有效地降低磁干扰和运动加速度干扰对姿态角解算的影响,其姿态角解算精度优于传统的梯度下降法、高斯牛顿法和共轭梯度法的滤波融合算法.     

基于矢量观测确定飞行器姿态的算法综述

随着无陀螺飞行器的出现，关于矢量定姿算法的研究已引起重视。这方面的理论基础比较薄弱，有待解决的问题还很多，为给今后的研究工作提供有用的参考，按照确定性算法与状态估计法的分类原则，介绍近几十年来国外研究者在矢量定姿算法研究方面所取得的主要研究成果，阐述典型算法的基本思想及其发展状况，并进行比较分析。结合航天科技发展现状及趋势，特别指出了无陀螺矢量定姿法研究的重要现实意义：不仅为促进小型（无陀螺）飞行器的发展奠定了理论基础，而且为延长载有陀螺飞行器的寿命提供一个新的解决思路。     

基于ARM与Linux的姿态角测量系统的研制

选取旋转矢量算法作为姿态角测量系统的姿态矩阵更新算法.针对三子样算法采样周期长的特点,提出了重复使用采样数据的方案以保证系统的实时性.选取陶瓷静电陀螺仪CG-L53为角速率传感器,设计了以AT89S51为MCU的信号采集板,搭建了以ARM芯片为CPU的计算机平台,完成了系统各模块的软件设计.仿真测试结果表明,系统能较稳定地输出姿态角信息.     

一种标定陀螺仪的新方法

给出一种能够模拟陀螺仪实际工作条件的标定方法．将陀螺仪安装在飞行器模型内部，飞行器模型悬挂在2个平行屏幕之间并且在外力的推动下作无规则运动，在飞行器模型上安装2根双向准直激光束，激光束在屏幕上生成4个指示光斑，利用双目视觉测量技术测量指示光斑在三维空间内的坐标，然后借助于欧拉角算法确定飞行器模型的姿态，最后结合陀螺仪的输出信号对陀螺仪进行标定．对飞行器模型姿态的测量误差作了详细的分析，结果显示该方法可以精确测量飞行器模型的姿态．     

航姿参考系统的改进杆臂效应补偿方法

振动环境下叠加在航姿参考系统（AHRS）加速度计敏感轴上的杆臂效应会对加速度计测姿精度造成极大的影响.本文对杆臂效应处理算法中的低通滤波法和力学补偿法进行分析.低通滤波法滤除杆臂效应会有整流误差残存.力学补偿法对杆臂效应中向心加速度项的补偿受限于陀螺测量精度,对杆臂效应中切向加速度项的补偿会因为直接对角速度微分求取角加速度造成误差激剧放大.针对低通滤波法与力学补偿法各自存在的不足,提出一种改进的杆臂效应补偿方法.对杆臂效应中的向心加速度项的补偿,设定角频率阈值作为判定值.在低于给定角频率阈值工况下采用低通滤波法,而在高于给定角频率阈值工况下采用力学补偿+低通滤波法.对杆臂效应中的切向加速度项的补偿,提出2种多加速度计构型,根据加速度计构型中各加速度计输出值,构造解析公式求解角加速度,避免直接微分法造成的误差放大.通过对改进补偿方法的理论推导、分析和仿真,并与低通滤波法和力学补偿法相对比,改进补偿方法显著地提高了杆臂效应误差补偿精度.     

基于粒子滤波和UKF联合滤波的卫星姿态估计

针对矢量观测的三轴稳定卫星的姿态估计问题,提出了基于粒子滤波(PF)和Unscented卡尔曼滤波(UKF)的一种联合滤波方法.为了避免粒子滤波的状态高维数引起的计算量过大、难收敛等问题,采用UKF滤波来估计陀螺的漂移,从而使粒子的数量大大减少,以较少的运算量获得较好的滤波效果.另外,通过定义增量误差四元数和采用无冗余的广义罗德里格参数(Generalized Rodrigues Param eters)(三参数)描述卫星姿态,使四元数的归一化处理是隐含的,从而解决了四元数的归一化所造成的协方差阵奇异问题.将该方法应用于某型号卫星的姿态估计,并与UKF相比,即使在较大初始姿态误差情况下,算法也能很快地收敛,验证了所设计的姿态估计算法是可行有效的.     

雷达稳定平台中陀螺仪矢量变换研究

机载SAR中,天线稳定平台是为了消除载机飞行姿态变化对成像影响的关键设备。目前的天线稳定平台一般将陀螺仪安装在稳定平台上,由于受到高空低温、高湿和电机磁场等的干扰,稳定平台对其陀螺仪的工作精度和可靠性要求很高,对其防护要求也很高,增加了平台制造的难度和成本。本文提出将陀螺仪安装在载机内部,通过建立和分析陀螺仪矢量变换数学模型,能够正确获得稳定平台三轴上对应的角速度信号,并得到实验数据的证实。     

基于地磁场矢量误差反馈的姿态补偿算法

针对小型空中机器人在全球定位系统（GPS）失锁情况下的姿态估计问题,提出一种新的闭环姿态补偿算法.有GPS辅助的情况下,采用组合导航算法对姿态角和地磁场矢量做出估计;当组合系统无法有效工作时,将反馈控制的思想引入姿态估计过程,充分利用地磁场测量值与估计值之间隐含的姿态信息,通过地磁场矢量误差反馈对姿态角速率测量值进行修正,进而抑制惯性导航系统误差的发散.在小型空中机器人上对算法进行实物验证,并与参考系统对比.结果显示:在GPS失锁的情况下,与开环工作模式下的INS/GPS组合导航系统相比,新的闭环姿态补偿算法的姿态估计误差更小,使惯性导航系统的姿态误差积累得到了有效的抑制．     

Research on feasibility of missile attitude control based on laser gyroscope

According to the disadvantages of traditional mechanical gyro inertial measurement unit(’IMU’) for steering system not being available for missile attitude control, a concept based on laser gyro IMU is proposed to realize navigation & positioning and attitude control. The concept will save three single-axis rate gyros compared with traditional missile attitude control system, and is available both for strapdown and platform inertial navigation systems. Firstly, this article analyzes the selection requirements of sensitive device for missile attitude control system, and then analyzes the feasibility of missile attitude control based on laser gyro theoretically, on this basis, from four aspects of error characteristics, anti-vibration characteristics, temperature characteristics and dynamic characteristics, validate the feasibility of the concept practically. Secondly according to the strict requirements of dynamic characteristics on attitude control system, a special design is made for gyro signal filtering used for attitude control. By changing the traditional high order FIR filter to adaptive filter and low order FIR filter, laser gyro’s signal phase delay is reduced. The delay time of theoretical design is 1.5 ms. Lastly, this design is validated through an angle vibration test, and test curve indicates that the dynamic characteristics of laser gyro completely meets the requirements of the attitude control system, and the maximum delay time is 1.6144 ms, which satisfies with the attitude update rate of 2 ms per frame. This concept can simplify the missile guidance system design, at the same time, it does not reduce missile guidance accuracy, and also provides reference for the broadening of the application of laser gyro.