旋转矢量多迭代捷联姿态解算误差补偿算法

为克服高动态条件下的捷联姿态解算存在不可交换性误差的问题,达到进一步增强捷联姿态误差抑制效果的目的,基于角速率的输出提出了等效旋转矢量三子样二次迭代优化算法,推导对应的圆锥补偿算法方程及其表达式。分别在不同圆锥运动频率情况下和不同姿态更新频率情况下,展开仿真验证算法的漂移误差和俯仰角误差,以传统的四元数法、三子样算法为对照,分析仿真数据曲线,得出本改进算法在精度和稳定性方面均有较大提高。在单轴速率转台上进行光纤陀螺的实测验证中,通过调整圆锥运动半偏角和频率,测量获取光纤陀螺惯组输出情况,结果表明:该算法在高动态条件下受圆锥半角、圆锥运动频率的影响较小,性能更加优越。     

基于EKF的地磁/陀螺信息融合姿态测量算法研究

针对智能弹药机动飞行中仅利用地磁信息制导时无法实现全姿态角解算的问题,提出一种采用三轴陀螺仪角速率信息辅助三轴磁传感器信息进行弹体姿态角解算的EKF融合算法。算法利用磁传感器测量模型和四元数微分方程建立观测方程和状态方程,并分别对非线性的系统进行线性化得到卡尔曼滤波方程。通过在高速飞行仿真转台上进行半物理仿真试验,最终全姿态角的解算实现对地磁/陀螺信息的融合。经过对仿真信号的处理,在弹体俯仰角±30°变化的情况下,该EKF融合算法解算滚转角和俯仰角比传统单纯依靠地磁信息进行滚转角和俯仰角解算的精度提高近一个数量级,并且解算偏航角误差在1°以内。     

基于MEMS传感器的高精度姿态角测量研究

针对传统姿态参考系统姿态解算容易受到载体运动加速度的干扰,导致系统精度变低、稳定性变差等问题,提出一种改进的卡尔曼滤波算法。该算法建立基于四元数的惯性系统姿态解算数学模型,并根据载体运动加速度的大小,适时调整卡尔曼滤波器的量测噪声方差的大小,以此减弱卡尔曼滤波过程中运动加速度对姿态角解算精度的影响。采用MEMS三轴陀螺仪、加速度计和磁阻传感器完成载体在电梯升降过程中的测量,对实验测量数据进行姿态解算,结果表明改进后的卡尔曼滤波算法能够有效减小运动加速度对姿态解算的影响,姿态角的均方根误差相对于传统的姿态参考系统降低约40%。     

带有恒星自行校正的星敏感器定姿

为了提供高精度星敏感器姿态测量精度,对三轴定姿受恒星自行影响产生误差的机理进行研究,将恒星自行量分成Ⅰ-Ⅸ级存储在导航星库中,并深入分析不同恒星自行量级在20年间对三轴姿态角输出的逐年变化情况。仿真实验结果表明:利用QUEST方法在20年内对三轴姿态角进行校正后精度可提高75″以上,在星等相近时优先选取自行量级较小的恒星进行姿态解算,使新条件数达到最小,大大提高工程上星敏感器姿态测量的精度和稳定性的要求。     

高速旋转弹章动测试方法研究

旋转弹章动参数是兵器科研生产中的重要参数,现阶段普遍采用雷达测试法对弹丸章动参数进行分析提取,对实验设备要求高,测量难度大。该文提出一种基于姿态变换理论的高速旋转弹章动参数测试的新方法,该方法利用三轴磁传感器与存储测试技术,将三轴磁传感器输出的信号进行解算,得出旋转弹的两个姿态角。通过姿态变换理论,找出偏航角、俯仰角和章动角之间的关系,从而建立章动参数的数学模型,计算出旋转弹的章动角。通过实弹测试实验表明:根据姿态变换理论可以计算出章动角为0.85°,旋转弹的章动周期为36.6 ms,对数据进行分析处理,计算结果误差在0.01%以内。该测试方法简单方便,对今后研究弹丸章动运动具有一定的参考价值。     

等效旋转矢量法在旋转弹姿态解算中的应用

作为捷联惯导的核心问题,姿态更新算法的选择至关重要.针对旋转弹的姿态测试问题,在四元数增量算法的基础上利用等效旋转矢量法对姿态进行优化,给出了姿态解算的数学模型.仿真结果显示,该算法对不可交换误差的抑制效果明显,同时,在一定程度上减小了累积误差,提高了导航精度.     

基于地磁测量的火箭弹滚转角解算误差补偿方法研究

为实现火箭弹弹道修正,需实时解算弹体的滚转角。根据地磁场基本特性,采用两轴磁传感器测量地磁场分量,并同时测量弹道倾角以解算弹体姿态角。提出一种火箭弹弹体滚转角解算的误差补偿方法,进行某型火箭弹打靶试验,利用该方法对火箭弹飞行试验过程中的姿态角数据进行实时解算,并与陀螺测量到的滚转角数据进行比较。试验结果表明:利用该方法解算滚转角准确度在4°以内,能够满足火箭弹弹道修正的要求。     

基于地磁信息的火箭弹滚转角测量系统研究

在火箭弹飞行过程中,为实现火箭弹弹道修正,需实时解算弹体的滚转角。该文根据地磁场基本特性和火箭弹飞行过程中姿态变化关系,通过姿态变换矩阵,建立滚转角解算数学模型。搭建基于地磁信息的滚转角测量系统,采用两轴磁传感器测量地磁场矢量,辨识火箭弹滚转姿态信息。滚转角系统在火箭弹上进行飞行搭载试验,结果表明,利用地磁得到的解算滚转角线性度良好,与陀螺测得的弹体旋转速度相匹配,能够满足火箭弹弹道修正的要求。     

四轴无人机姿态测量及三维模型显示系统设计

四轴无人机在空中受人为或环境中不定因素的影响,姿态发生变化。操作员如不能正确判断,在遥控上产生的失误会造成无人机损坏甚至人员伤害。针对这类问题,设计一套基于STM32的四轴无人机姿态测量和三维模型显示系统。系统以ARM Cortex-M3核的STM32为主控制器,读取运动处理器件MPU6050和磁力计HMC5883L组合成9轴传感器的输出并通过四元数姿态解算得到无人机的姿态角,经过CC1101芯片将姿态角数据发送给地面接收端。LabVIEW通过串口接收数据并完成对数据的分析与处理,实现四轴无人机三维图像实时显示。结果表明,姿态解算稳定可靠,系统结构简单,成本低,可移植性强,具有一定的实用性。     

无陀螺捷联惯导系统的安装误差辨识方法

根据无陀螺捷联惯导系统(GFSINS)的工作原理,推导了理想条件下和有加速度计安装误差条件下的角速度解算方程;推导了加速度计的安装位置误差所产生的加速度计的输出误差;在静基座条件下,通过旋转惯性测量单元坐标轴的方法改变其放置位置,建立了加速度计安装位置误差的辨识公式;数字仿真结果表明.所采用的加速度计安装误差的辨识方法有效,对辨识得到的安装误差进行补偿可以显著地提高角速度的解算精度.     

基于磁强计和加速度计的小型飞行体姿态测试仿真研究

介绍了一种基于三轴磁强计、三轴加速度计和一个偏心加速度计的组合测试系统.三轴磁强计测量地磁场矢量在飞行体坐标系上的分量,三轴加速度计给出飞行体质心的运动轨迹,通过对这两组测量信息进行信息融合进行姿态解算,给出了飞行体的飞行姿态.运用MATLAB的SIMULINK工具箱建立起了飞行体姿态仿真模型,并给出一定条件下的仿真结果.     

基于MEMS的分散式低阶AHPRS系统设计

设计一种基于MEMS陀螺、加速度计、磁强计以及GPS模块姿态航向位置参考系统(AHPRS).首先,姿态航向参考系统主要由姿态估计卡尔曼滤波器与补偿卡尔曼滤波器构成,通过补偿滤波器周期修正姿态估计滤波器,从而弥补了由于机体的刚体运动而导致姿态角的估计误差;其次,采用分散式卡尔曼滤波器的设计思路,以估计的误差姿态角作为导航系统卡尔曼滤波器的输入量,有效降低了导航滤波方程的阶次,减小了对姿态解算计算机的性能要求;最后,通过仿真与飞行试验验证该AHPRS有效地克服了动态环境下对系统姿态估计偏差大的缺点,提高了系统的姿态航向与速度位置估计精度.     

两激振器同一旋转轴线振动系统的自同步理论

对两激振器同一旋转轴线振动系统的自同步理论进行了研究。采用拉格朗日方程建立振动系统的运动微分方程。应用小参数平均法获得两激振器的无量纲耦合方程,进而将该类振动系统的同步问题简化为小参数无量纲耦合方程零解的存在性与稳定性问题。由无量纲耦合方程零解存在的条件得出了两激振器实现同步运动的同步性条件,并根据Routh-Hurwitz判据得到了两激振器同步运动的稳定性条件。分析振动系统选择运动特性可知,在远共振的情况下当激振器的旋转中心距离质心的距离大于机体的当量回转半径时,振动系统实现相位差为0°的空间圆周运动;反之,振动系统实现相位差为180°的空间圆锥运动。最后通过试验验证了理论分析的正确性。     

飞行体姿态测试及仿真技术研究

本文针对飞行体姿态测试及仿真问题,阐述了无陀螺捷联惯性系统的应用,并提出其在弹体姿态测试上的优势,重点分析了采用九加速度计组合的姿态解算方法,进行了算法误差分析和比较,并探讨了可以采用的最优化解算方法以尽可能真实地解算出飞行体在各时刻的真实姿态.     

光纤陀螺姿态系统信号处理方案

光纤陀螺输出信号中存在较大的高频噪声，这降低了光纤陀螺姿态系统的解算精度。为此对信号进行多重积分，求取一个计算周期内载体姿态变化的旋转矢量表达式，从而得到一种新的信号处理方法，并讨论了其工程实现方案。仿真表明，与传统四元数算法比较，该方法在解算系统姿态的同时，能够较好地平滑噪声的影响。     

基于卡尔曼滤波的旋转弹药弹体磁场校正方法

针对弹体磁场严重影响旋转弹捷联地磁传感器的测量精度这一问题,提出一种基于卡尔曼滤波算法(Kalman filter, KF)的弹体磁场校正方法。利用固定磁场和感应磁场模型,将弹体磁场误差系数转换到椭球参数方程上,从而得到卡尔曼滤波的观测方程。为提高算法的鲁棒性,采用事先标定法建立初始条件。根据卡尔曼滤波原理,给出辨识参数在线更新的实现步骤,推导弹体磁场的校正过程。仿真试验中,通过事先标定法选取初值提高待估参数2倍的收敛速度。转台试验中,弹体磁场校正后的磁测误差接近磁传感器的测量噪声,滚转角解算精度优于1°。试验验证该算法可在线更新弹体磁场误差系数,实现弹体磁场的高精度补偿。     

双目立体视觉的远距离运动物体运行姿态研究

提出了一种采用双目立体视觉测量技术来获得炮弹运行姿态的新方法。首先利用加权平均的方法求炮弹的质心,然后利用炮弹表面点到弹轴的距离相等的原理,用最小二乘拟合法推导出弹轴方程,得到弹轴矢量,最后通过建立弹轴矢量与姿态角之间的数学关系得到炮弹运行时的姿态角。仿真实验结果表明,该测量方法具有较高的精度,能满足远距离运动物体运动参数的测量要求。     

弹性安装船用星惯组合导航系统安装角动态标校方法

针对船用星惯组合导航系统中惯性导航系统和星敏感器之间刚性和弹性两种不同的安装方式,提出了一种星敏感器安装角的动态标校方法。该方法以星敏感器得到的姿态数据和惯导系统输出的姿态数据构建滤波观测量,基于惯导误差传播方程构建状态方程,通过Kalman滤波实现对惯导系统姿态误差和星敏感器安装误差的动态最优估计。基于"远望三号"航天测量船的实测导航数据、船体弹性角形变数据对该动态标校方法进行了仿真测试,结果表明星敏感器与捷联惯导系统之间本地刚性安装时安装角动态标校误差较小,异地弹性安装时由于安装误差角的动态变化导致标校误差较大。     

双目立体视觉的远距离运动物体运行姿态研究

提出了一种采用双目立体视觉测量技术来获得炮弹运行姿态的新方法.首先利用加权平均的方法求炮弹的质心,然后利用炮弹表面点到弹轴的距离相等的原理,用最小二乘拟合法推导出弹轴方程,得到弹轴矢量,最后通过建立弹轴矢量与姿态角之间的数学关系得到炮弹运行时的姿态角.仿真实验结果表明,该测量方法具有较高的精度,能满足远距离运动物体运动参数的测量要求.     

地磁旋转弹滚转角及角速率的估计方法

针对高转速的旋转弹等制导弹药滚转角及滚转角速率实时获取的问题,提出一种基于地磁信息的滚转角及滚转角速率的实时快速估计方法。首先根据旋转弹的轴向滚转运动特性,利用卡尔曼滤波算法实时估计弹丸在轴向高速旋转的状态下的滚转角以及角速率,考虑弹载实时应用需求,在卡尔曼滤波的基础上进一步采用α-β-γ滤波来提高估计算法的实时性。通过仿真数据以及半物理验证,结果表明,相比于直接用卡尔曼滤波估计,采用α-β-γ滤波估计的时间缩短一个数量级,明显提高算法的实时性和快速性。同时该方法估计的滚转角误差在3°以内,比系统直接解算的滚转角准确度提高1倍;滚转角速率的估计准确度在5°/s以内,比直接求导准确度提高6倍以上,满足常规旋转弹的需求。