旋转矢量在高动态全姿态飞行器运动方程中的应用

基于旋转矢量是表示角位置变化所对应的等效旋转而不是角位置本身这一基本思想,同时借鉴旋转矢量在捷联惯性导航算法中的应用,建立了将旋转矢量应用于高动态全姿态飞行器运动方程的数学框架。既克服了欧拉角法不适于全姿态解算的缺点,同时,相比于四元数法又提高了高动态角运动情况下姿态解算的效率。对旋转矢量法、四元数法和欧拉角法在数值解算中的不可交换误差进行了分析。据此,针对单通道具有高动态特性的轴对称飞行器,建立了基于准弹体系的旋转矢量法,提高了解算效率。基于某型滚转导弹运动方程的数字仿真表明了旋转矢量法在姿态解算中的有效性和广泛性。基于旋转矢量是表示角位置变化所对应的等效旋转而不是角位置本身这一基本思想,同时借鉴旋转矢量在捷联惯性导航算法中的应用,建立了将旋转矢量应用于高动态全姿态飞行器运动方程的数学框架。既克服了欧拉角法不适于全姿态解算的缺点,同时,相比于四元数法又提高了高动态角运动情况下姿态解算的效率。对旋转矢量法、四元数法和欧拉角法在数值解算中的不可交换误差进行了分析。据此,针对单通道具有高动态特性的轴对称飞行器,建立了基于准弹体系的旋转矢量法,提高了解算效率。基于某型滚转导弹运动方程的数字仿真表明了旋转矢量法在姿态解算中的有效性和广泛性。     

高动态环境下的捷联惯导系统姿态算法的研究

捷联姿态算法性能的优劣直接影响捷联系统的导航精度，文中以精确弹药为应用对象．对高动态环境下的四元数的四阶一龙格库塔法和三子样旋转矢量法通过仿真进行了比较。以典型圆锥运动为输入信号．以圆锥漂移为检验算法的基准，应用simulink建立的仿真模型给出了姿态角误差仿真的结果，并对结果进行了分析。仿真结果表明．等效旋转矢量法对提高高动态环境下的导航精度更具有实用价值。     

一种新的捷联惯性导航系统姿态四元数方程求解方法

为了解决传统四元数算法计算精度不高的问题,借鉴三子样旋转矢量法的求解过程,提出了一种新的四元数微分方程求解方法——三子样四元数法。三子样四元数法结合四元数微分方程求解旋转四元数的高阶导数,用抛物线拟合载体的角速度并给出角增量形式的计算公式,再根据旋转四元数泰勒展开式建立求解模型。仿真结果表明,当三子样四元数法取到9阶时,整体结果优于三子样旋转矢量法。     

基于旋转四元数的姿态解算算法

为解决传统姿态解算算法无法有效抑制不可交换误差的问题,利用旋转矢量推导出了大运载体小角度运动时的旋转四元数微分方程,并对该算法和加性误差四元数算法的姿态解算效果进行了比较实验。结果证明,在低动态过程中,旋转四元数算法不仅可以有效抑制不可交换误差,而且在大失准角环境下也能够有效工作,更具有算法计算量小、易实现和精度较高等优点。     

捷联惯导圆锥误差补偿算法

捷联惯导系统姿态更新算法是捷联惯导算法的核心。姿态计算中的圆锥效应是姿态误差的重要影响因素,等效旋转矢量算法是解决圆锥误差的有效方法。在分析等效旋转矢量算法原理的基础上,总结了各种多子样等效旋转矢量算法,并通过仿真对比分析了各补偿方法的性能。     

姿态更新算法在某型滚转弹药捷联寻的制导化中的应用研究

针对某型滚转弹药,设计了基于微机电惯性组件的捷联制导系统.运用H∞平方根滤波器,估计出弹目相对运动等信息,形成最优比例制导指令.利用微机电速率陀螺构建数字平台,实现毫米波捷联导引头量测信息及制导指令的坐标变换.对四元数法和等效转动矢量法的滚转弹姿态解算精度进行比较,并通过打击机动目标的仿真试验验证了姿态解算精度对制导精度的影响.仿真结果表明应用等效转动矢量法的捷联制导系统精度更高,能够满足要求.     

空空导弹惯导系统姿态算法研究

叙述了空空导弹捷联惯导系统对姿态算法的要求，比较了几种常用姿态算法的优缺点，研究等效旋转矢量法的空空导弹惯导系统姿态算法中的应用，对该算法对典型弹全角运动中下的漂移误差进行了分析，并给出了空空导弹惯导系统姿态算法的公式和计算步骤。     

角速率输入下捷联航姿算法研究

文中针对工程实际中陀螺输出的角速率形式，研究了锥运动条件下捷联惯导系统姿态计算中旋转矢量双子样、三子样法和四元数法，并提出了一种改进双子样法，对各算法的漂移误差进行了仿真分析。仿真结果表明在角速率输入情况下改进双子样法的精度优于其他算法，是一种较理想的高精度捷联航姿算法。     

末制导炮弹姿态更新算法研究

运用一种减小捷联惯导系统姿态算法误差的运算方法,对末制导炮弹姿态更新算法进行了研究,建立了双插值姿态解算数学模型.利用末制导炮弹的一条弹道数据进行仿真研究,与常见的四子样旋转矢量法进行了比较.结果表明,由于克服了刚体转动的不可交换性误差,与四子样旋转矢量法相比,在姿态更新周期相同及不相同的情况下,该方法计算精度都相对较高.     

基于角增量提取改进算法的旋转矢量法

旋转矢量法应用于角速率陀螺时,将角速率转化为角增量产生了较大误差,为使旋转矢量法有效地应用于角速率陀螺的姿态解算,该文提供了一种改进的三子样旋转矢量法。该方法在经典三子样角增量提取算法上,增加了前后各1／3周期的节点,使得采样值更加有效利用。在不增加区问子样数的前提下,使每个有效节点至少被使用5次,大大降低了角速率向角增量转化的误差。仿真结果表明,该算法可以有效应用于角速率陀螺。     

基于四元数粒子滤波的飞行器姿态估计算法研究

针对飞行器非线性姿态确定问题,提出了一种四元数粒子滤波算法。将状态向量分为线性部分和非线性部分分别进行处理,降低了粒子滤波的运算量。针对四元数加权求和规范化问题,通过构造拉格朗日代价函数的方法将四元数加权和问题转化为代价函数取极值时的四元数向量求解问题;并通过求取四元数误差方差矩阵对角线元素平方根的方法保证扰动四元数的规范化;利用乘性误差四元数表示四元数估计点与采样点之间的距离,求取四元数的协方差矩阵解决了旋转矢量方差计算问题。仿真实验表明,与传统的扩展卡尔曼滤波（EKF）和无迹卡尔曼滤波（UKF）算法相比,该算法估计精度更高,稳定性更好。     

基于DSP 的地磁陀螺组合测姿系统

为解决弹体姿态控制能力问题,对基于DSP的地磁陀螺组合测姿系统进行研究,将三轴MEMS陀螺与地磁组合成样机,基于旋转矢量法姿态算法和TMS320F28335进行数据处理,并进行转台试验,解算出不同转速下的滚转角并进行误差分析。试验结果表明:该方案能够实时、准确、稳定地处理陀螺和地磁信号并解算出姿态结果,满足姿态控制的要求。     

弹道修正弹药的姿态测量技术研究

在弹道修正弹药系统中,需要实时确定弹药的飞行姿态及方位信息.文中提出了一种基于磁探测技术和微机械陀螺技术的姿态测量方案,给出了利用地磁矢量和陀螺探测结果进行弹体姿态解算的数学模型.通过比较两种不同的数学处理方法分析得出,采用四元数法进行姿态解算,可以减少三角函数计算,提高运算速度和精度,且不会出现奇异现象.在Matlab环境下的仿真结果表明了该方法的可行性和有效性.     

捷联惯导摇摆基座自对准中圆锥误差补偿算法

针对捷联惯导系统（SINS）在摇摆基座上的自对准误差,提出了减小圆锥误差、提高自对准精度的具体圆锥误差补偿算法。分析比较了四元数四阶龙格-库塔算法、等效转动矢量的二子样、三子样等圆锥误差补偿算法及其理论补偿效果。结合仿真和实验结果得出：自对准误差随算法子样数的增大而降低,子样数增加1,北向对准误差减小近1倍,姿态角的离散度降低;随摇摆幅度的增大和频率的提高,三子样补偿算法的自对准精度接近稳定;综合考虑采样频率、子样数、计算量和对准精度要求,选择三子样圆锥误差补偿算法可以满足SINS摇摆基座下的自对准要求。     

减小动态误差的捷联系统姿态算法研究

针对陀螺输出信号的两种不同形式 ,以圆锥运动条件下的圆锥误差和计算量为指标 ,对捷联惯导系统姿态计算中的旋转矢量算法和旋转矢量迭代算法进行了研究 ,分析了由角速度提取角增量的方法对旋转矢量算法精度的影响 ,提出二子样迭代算法不如单步的三子样算法优越。     

角速率输入下的捷联惯导系统改进航姿算法

针对角速率输入下仅利用角增量信息的等效旋转矢量算法精度降低的问题,结合当前角速率、角增量并引入前次角增量信息,提出了一种捷联惯导系统的改进等效旋转矢量航姿算法.在角速率输入条件下,获得了理论上的圆锥误差补偿效果,纯圆锥运动的仿真结果表明捷联系统的姿态精度得到了改善.     

航天器位置姿态的光学测量方法研究

航天器间相对状态(相对位置和姿态)的准确测量是编队飞行的航天器实现自主控制的重要基础.介绍了一种基于计算机视觉理论及相机成像原理的航天器间相对位置姿态的光学测量方法,测试系统结构及工作过程;推导了航天器间相对状态的测量算法,并对可能存在的误差源进行了分析.由于采用四元数法描述姿态、CMOS相机作为图像传感器,从而使得测量系统结构简单、体积小、重量轻、功耗低,算法简单、速度快,近距离测量精度高,能够广泛应用于空间合作目标间相对状态的测量.     

水下弹射模型弹弹道复现算法

介绍了潜射弹道导弹水下发射技术研究过程中的一些特点,假设了一种水下弹射模型弹运动参数的捷联式测量方法,导出了考虑发射潜艇6自由度运动条件下模型弹的初始运动条件,给出了弹体转动运动微分方程的方向余弦形式、四元数形式的解析解,推导了根据测量参数求模型弹的姿态角、质心坐标和速度的算法.