AHRS航姿解算中的两种滤波方法的比较研究

关于飞行姿态角优化问题,由于加速度计的测量值中同时包含了重力加速度和运动加速度信息,并且磁传感器易受铁磁性物质干扰,直接利用加速度计的测量值计算横滚角和俯仰角易产生较大误差,进而在利用磁传感器的测量值计算航向角时也将会引入了误差.为了减小加速度计和磁传感器的姿态解算算法所解算的姿态角误差,提出利用陀螺仪的输出,分别设计了互补滤波器和卡尔曼滤波器(Kalman Filter)对加速度计和磁传感器的输出进行处理,采用VN-100的微惯性测量单元(Micro Inertial Measurement Unit,MIMU)的数据进行MATLAB仿真,并对两种滤波器的滤波效果进行了比较.实验结果表明,互补滤波和Kalman滤波均能提高该算法的姿态角精度,并且互补滤波器比Kalman滤波器效率更高,性能更好.     

基于行人运动模态辨识的室内外无缝导航航向算法研究

目前行人导航航向解算算法均基于导航传感器在行人身体上的固定安装模式,或者依赖其他射频信息辅助修正陀螺航向,这极大约束了导航传感器的适用条件.为此,利用陀螺对低频噪声的敏感性及加速度计低频的稳定性,提出了解决行人手持手机稳态查看与非稳态摇摆的运动模态辨识算法和基于时域互补滤波器实现姿态的最优融合方法;研究了改进型互补滤波以消除行人的运动加速度对姿态解算的干扰误差,提高了载体姿态的测量精度;此外,利用磁传感器标定后的数据设计了自适应卡尔曼滤波算法,抑制了航向角的误差发散.经实际数据测试验证,室内外行人手持稳态与非稳态下的航向角测量精度提高了80%,同时大大提高了导航传感器的适用性与便携性,满足实际工程的使用需求.     

基于卡尔曼滤波的航姿参考系统设计

针对传统的航姿参考系统AHRS（Attitude and Heading Reference System）中姿态角精度不高的问题,设计了一种新型的基于卡尔曼滤波的姿态检测系统。该系统采用了三轴磁传感器、三轴陀螺仪及三轴加速度计,用四元数的方法来描述载体运动的姿态,通过陀螺仪测姿态四元数,卡尔曼滤波算法融合加速度计和磁传感器数据,对姿态四元数进行修正,从而提高姿态解算精度。实验数据表明,系统能够较好修正陀螺仪漂移,且三个角度的均方根误差均优于0.25°,具有良好的噪声抑制能力。     

自适应显式互补滤波在六旋翼飞行器中的应用

针对六旋翼飞行器的惯性传感器在测量过程中存在漂移的问题,提出了基于自适应显式互补滤波的姿态解算算法,并对该算法的原理和稳定性进行分析;搭建了六旋翼飞行器的实验测试装置,并进行机体的动、静态测试实验.在实验中,对自适应显式互补滤波算法、显式互补滤波算法以及陀螺仪传感器测量方法进行比较.实验结果表明:自适应显式互补滤波算法能够实现惯性传感器的解算姿态角误差收敛,且动态误差最小.     

基于混合滤波的四轴飞行器的姿态解算

针对四轴飞行器的姿态解算出现的姿态角数据漂移问题,提出一种基于Mahony滤波和互补滤波相结合的混合滤波算法,将传感器采集到的加速度、角速度以及磁场强度数据进行融合,利用加速度计和磁力计的向量偏差来对姿态解算过程中陀螺仪产生的积分累计误差进行修正.最后,建立姿态解算测试平台对混合滤波算法进行实验验证.实验结果表明,采用混合滤波算法的一次迭代滤波所需的平均用时为3.826 ms,比其他算法的平均用时短,混合滤波能有效地修正陀螺仪的积分累计误差,在降低运算复杂度的同时提高姿态解算的精度.     

基于ADIS16354的姿态角传感器设计

介绍了ADIS16354器件(陀螺仪和加速度计集成传感器)的基本功能;利用TMS320F2812 DSP搭建了一个硬件平台并通过SPI接口完成对ADIS16354的控制、数据采集和状态查询;结合捷联惯性导航系统姿态解算算法及DSP快速解算的特点实现了载体的俯仰角和倾斜角的测量;编写上位机程序实现对ADIS16354的配置和解算结果的实时显示。在无磁转台上进行了静态和动态条件下的测试,结果表明:该姿态角传感器具有较高的角度稳定度(陀螺漂移率小于0.02°/s)和准确度,抗磁干扰能力强,可广泛用于在工业自动化、导航定位、航空航天等场合。     

基于矿山设备实训手部运动模型的数据手套

矿山设备实训采用虚拟现实技术互动操作真实性较差,而现有微惯性传感器式数据手套通过优化数据处理算法以减少传感器布置数量导致准确性不高。针对上述问题,在介绍人类手部结构和手部运动力学模型的基础上,分析了矿山设备实训基本动作及运动特点,提出了二指六连杆七自由度矿山设备实训手部运动模型,从而可减少微惯性传感器布置数量;基于四元数法推导了指骨位置及姿态解算算法;开发了基于矿山设备实训手部运动模型的数据手套。在手套腕部固定Tracker追踪器来获得前臂绝对坐标,在手套大拇指和食指处布置微惯性传感器以提供指骨载体坐标,并通过指骨位置及姿态解算获得指骨在导航坐标系的位置及姿态,从而实现虚拟场景手部运动姿态实时重生成。测试结果表明,矿山设备实训基本动作的最大误差为9mm,小于控件最小直径,满足矿山设备实训操作需要。     

基于机动检测的捷联航姿算法研究

针对低精度陀螺仪、加速度计和磁传感器组成的捷联航姿系统存在的易受载体运动加速度影响而导致姿态精度下降甚至发散的问题进行了研究,提出了一种基于机动检测的捷联航姿算法。该算法根据陀螺仪数据进行姿态实时更新,利用加速度计和磁传感器输出对载体姿态误差进行校正以保持航姿输出的长期精度。算法根据加速度计输出在导航系中投影的水平分量进行机动检测,剔除机动期间的加速度数据,利用载体匀速运动状态下的加速度数据与磁传感器数据构造量测,利用卡尔曼滤波器对姿态误差进行估计并修正。仿真结果表明,该算法能有效完成载体机动检测,保证系统存在机动的情况下姿态精度满足应用要求。     

基于MARG的无人机抗干扰系统的研究

由IMU或电子罗盘组成的无人机航姿测量系统易受载体有害加速度或周围局部磁场干扰导致姿态角解算不准确;针对该问题提出将自适应扩展卡尔曼滤波算法应用于该系统;在卡尔曼滤波算法中提出引入分段函数构造自适应测量噪声方差阵;相比于传统噪声方差阵的阈值判断方法,该方法提高了传感器信息的利用率,进一步减小了外界干扰对系统姿态估计的影响,最终提高了姿态角的解算精度;最后针对该方法进行了仿真分析和无磁转台实验验证,仿真和实验结果表明,该方法能有效提高无人机航姿测量系统的抗干扰能力,具有一定的应用价值.     

改进扩展卡尔曼滤波的四旋翼姿态估计算法

为了提高标准扩展卡尔曼姿态估计算法的精确度和快速性,将运动加速度抑制的动态步长梯度下降算法融入扩展卡尔曼中,提出一种改进扩展卡尔曼的四旋翼姿态估计算法。该算法在卡尔曼测量更新中采用梯度下降法进行非线性观测,消除标准扩展卡尔曼算法在线性化时带来的线性化误差,提高算法的准确性和快速性;对梯度下降法的梯度步长进行动态处理,使算法步长与四旋翼飞行器的运动合角速度成正比,增强微型四旋翼飞行器姿态解算的动态性能;对强机动运动过程中机体产生的运动加速度进行抑制处理,消除运动加速度对姿态解算的不利影响,提高了微型四旋翼飞行器姿态解算的跟踪精度。为了验证所设计算法的可行性和有效性,基于STM32单片机搭建四旋翼实验平台系统进行实时在线性能验证。结果表明,所设计算法能提高四旋翼飞行器在强机动、高速运动情况下的姿态跟踪精度、动态性能,增强姿态融合算法的抗干扰性,保证微型四旋翼飞行器的稳定飞行。     

一种基于电磁感应原理的角位移参数测量方法

针对目前常规弹药弹体研究领域角位移参数大动态和高精度的测量需求,提出了一种基于电磁感应原理的角位移参数测量方法,并设计了相应的角位移传感器.采用感应线圈获取弹体大转速动态范围内切割地磁场的信息,通过边沿检测和脉冲计数相结合的自适应闭环频率跟踪测量算法测量弹体旋转过程中的实时角位移参数信息,并采用周期清零的方式,消除累积误差.半实物和实物仿真试验结果表明:该角位移传感器不仅能够测量大动态范围内的角位移,拓宽测量范围从600°/s~36000°/s,而且完全消除了测量过程中的累积误差.测量误差小于0.220%,累加误差最大只有0.2°/s,实现了对弹药弹体角位移参数的实时、高精度测量,在姿态测量和地磁导航等应用领域具有一定的工程应用价值.     

An algorithm for high precision attitude determination when using low precision sensors

The technology for high precision attitude determination when using low precision sensors is a key requirement of a modern small satellite. This paper presents a new attitude determination algorithm termed preprocess EKF(PP-EKF) based on preprocessing of the sensor data. It can enhance the overall modeling accuracy by using the quadratic penalty function to correct the dynamic model error and angular velocity error in realtime, based on the information fusion of the current and the past measurement information. The measurement model of the EKF is linearized by introducing the q method. The solution error of this process is also corrected to further improve the accuracy of the measurement model and make better use of measurement data from the low precision sensors, to obtain good attitude determination results. Finally, the simulation results demonstrate the high reliability and other advantages of the proposed algorithm.     

基于Kalman滤波算法的姿态传感器信号融合技术研究

针对应用三轴陀螺仪和三轴加速度传感器的四旋翼飞行器姿态角测量问题,提出了基于Kalman滤波算法的姿态传感器信号融合方法。该方法将陀螺仪输出的角速度误差作为时变误差处理,认为陀螺仪输出的角速度误差与其所测角速度及上一时刻的角速度输出误差相关,并据此建立陀螺仪测量线性方程,在此基础上,应用Kalman滤波算法,以加速度计输出的姿态角对陀螺仪测量的姿态角进行修正,从而达到姿态角准确测量的目的。实验结果表明：应用Kalman滤波算法对加速度传感器和陀螺仪信号融合后可有效消除姿态角测量累积误差并显著改善姿态角测量的动态特性。     

Global optimal attitude estimation using uncertainty ellipsoids

A deterministic attitude estimation problem for a rigid body in a potential field, with bounded attitude and angular velocity measurement errors is considered. An attitude estimation algorithm that globally minimizes the attitude estimation error is obtained. Assuming that the initial attitude, the initial angular velocity and measurement noise lie within given ellipsoidal bounds, an uncertainty ellipsoid that bounds the attitude and the angular velocity of the rigid body is obtained. The center of the uncertainty ellipsoid provides point estimates, and the size of the uncertainty ellipsoid measures the accuracy of the estimates. The point estimates and the uncertainty ellipsoids are propagated using a Lie group variational integrator and its linearization, respectively. The attitude and angular velocity estimates are optimal in the sense that the sizes of the uncertainty ellipsoids are minimized.     

Calculation and correction of attitude parameters without measuring angular velocity

The conventional methods of estimating the parameters of relative attitude of two coordinate trihedrons, a movable trihedron and an immovable one, using representation of vector quantities in projections on the axes of both trihedrons on a finite time interval provide for application of angular velocity of the movable trihedron. This angular velocity is found either by direct measurement or by integration of dynamic equations of angular motion of the solid body correlated with this trihedron. Both ways of calculation of angular velocity have drawbacks. The approach to processing vector information presented below is intended for estimation of the attitude parameters without using any information about the angular velocity of relative motion of the trihedrons. Two problems of determination of attitude of a low-orbit space vehicle are considered as applications.     

Continuous robust fault‐tolerant control and vibration suppression for flexible spacecraft without angular velocity

The fault‐tolerant control and vibration suppression for flexible spacecraft without angular velocity measurement are investigated. External disturbances, actuator faults, unknown angular velocity, and flexible vibration are addressed simultaneously. Firstly, a model‐free adaptive supertwisting state observer and an angular velocity calculation algorithm in one step are developed by using attitude information only, which can estimate the angular velocity in finite time. Then, on the basis of angular velocity estimation, a novel continuous multivariable integral sliding mode (CMISM) is proposed for the first time, which is a combination of continuous nominal controller and a modified multivariable twisting controller to reject disturbances and faults. The CMISM can stabilize attitudes in finite time and attenuate chattering effectively. Furthermore, the input shaping technique is developed to achieve effective vibration suppression of the flexible appendages. Finally, the efficiency of the proposed method is illustrated by numerical simulations.     

Velocity-free adaptive nonsingular fast terminal sliding mode finite-time attitude tracking control for spacecraft

Aiming at the attitude tracking control problem of rigid spacecraft under the condition of unmeasurable angular velocity information, a velocity-free adaptive nonsingular fast terminal sliding mode finite-time tracking control method is proposed. The finite-time extended-state observer is used to estimate the attitude tracking speed errors and the integrated disturbances. Combined with the above control method, a fast nonsingular terminal sliding mode controller with attitude measurement is designed and the adaptive technology is introduced to compensate for the influence of observation errors on the controller. The finite-time convergence of the observer and the control method was demonstrated based on Lyapunov theory, and the effectiveness of the proposed method is verified by numerical simulations.     

六组合传感器的测量算法研究

基于六组合高精度陀螺(如激光陀螺、光纤陀螺等)传感器测量载体的三向角速率和三向加速度的数据,对三向姿态角进行求解测量算法的研究。利用一种四元数法的数学间接计算方法,即利用四维空间中的四元数的性质和运算规则来研究三维空间中刚体转动的问题,在科研试飞测量中具有很好的实际应用价值。     

基于惯性测量单元的远程跌倒报警系统

设计了一种基于九轴惯性测量单元和无线通信网的远程跌倒报警系统.从数学模型入手,将跌倒过程划分为身体失衡、碰撞冲击、倒地静止这三个阶段,研究了加速度与角速度向量模值、瞬时姿态角等参数;采用卡尔曼滤波算法解决了陀螺仪静态测量时的零点漂移问题;利用佩戴于腰间的惯性测量传感器对运动参数进行测量,并由微处理器作出基于多阈值的最终判决;当检测到有跌倒发生时,系统立刻发出多重报警,最大程度地降低跌倒引发的伤害.实验结果显示,该系统对跌倒识别的正确率超过90％,可用于老年人的一般医疗监护场合.     

膛内惯性测速系统设计

弹丸的膛内运动参数可以反映火炮工作状态特性,针对常规火炮弹丸内弹道运动测速需求,设计了基于MEMS加速度传感器和姿态传感器的膛内惯性测速系统。采用Kalman滤波和四元数姿态解算算法对传感器数据进行FPGA片上处理,实现了从弹丸挤进到出膛运动过程的时间记录,成功获取弹丸内弹道运动过程中加速度、速度和位移变化。实验结果表明,相对激光区截测速方法,本系统出膛速率测量误差小于2.93%;相对火炮身管原参数,出膛位移测量误差小于1.85%,为内弹道过程弹丸运动参数测量获取提供了技术支持,对火炮系统设计评估具有重要意义。