航天器交会对接位姿测量最优估计

航天器间的相对位姿确定是航天器编队飞行、交会与对接、捕获与维护等重大航天任务的关键技术之一．基于图像信息的相对位置与姿态的确定是解决航天器相对位置与姿态确定问题的有效方法．本文中采用四元数来描述航天器相对姿态,建立目标航天器的特征光标点的物理坐标和对应的图像点图像坐标之间的数学模型,并利用信赖域算法求解该非线性优化问题．仿真结果表明了该算法的有效性和可靠性,证明该算法能够满足交会对接航天器之间位置与姿态的测量精度的要求．     

基于分布式IMU的相对姿态估计方法

机载关键位置间相对姿态获取受机体挠曲影响显著。提出一种基于分布式惯性测量单元(IMU)的相对姿态估计方法。首先给出了IMU间相对姿态矩阵微分方程,计算节点间相对姿态,然后对局部区域挠曲形状拟合。利用相对姿态计算值和拟合值构造量测量,结合相对姿态误差方程,通过Kalman滤波器估计相对姿态误差。仿真结果表明,各节点用1°/h陀螺时,相对姿态估计精度优于8'。该方法可为机载关键位置相对姿态精确获取提供技术参考,尤其当系统无高精度惯导且变形统计特性未知时。     

基于可变视场角的空中加油锥套位姿精确测量方法

针对无人机自主空中加油近距视觉高精度导航问题,提出了一种基于可变视场角的空中加油锥套相对位置和姿态精确测量方法。首先构建了由多组不同固定视场角相机组成的双目视觉测量系统,提出了基于非线性滞环特性的相机组切换策略,有效克服了随着距离增加锥套目标在相机图像中比例逐渐减小而导致测量精度降低的问题。在此基础上,使用深度学习YOLO v2算法对首帧图像进行检测与识别,截取感兴趣区域(ROI)并进行图像处理,提取标志灯质心坐标。然后根据双目视觉原理进行三维重建,以计算出标志灯的空间位置。最后根据解析几何关系解算得到锥套相对相机的位置和姿态信息。空中加油对接过程视景仿真和地面实物试验表明,本方法在设定的测量范围内均能达到较高的相对位置和姿态测量精度,且满足实时性要求。     

基于虚拟滑模控制方法的非合作航天器姿态估计

针对非合作航天器的非线性姿态估计问题,提出一种利用虚拟滑模控制思想实现对目标航天器姿态参数估计的方法。将立体视觉系统输出的实时观测数据作为虚拟控制系统的输入,将航天器的姿态动力学数学模型作为虚拟的控制对象,采用滑模变结构控制器计算出虚拟力矩控制量,从而使虚拟航天器的姿态与观测姿态同步,虚拟航天器姿态即为非合作航天器姿态参数的估计值。仿真实验验证表明,在存在系统误差及状态量初始误差较大的情况下,所提出的基于虚拟滑模控制的估计算法估计效果优于扩展卡尔曼滤波算法,并较好地协调了变结构控制鲁棒性与平滑控制抖振之间的矛盾。     

空间非合作目标相对导航技术研究

针对当前非合作目标相对导航系统复杂庞大、成本高昂以及GPS对空间导航存在缺失段等问题,本文提出了一种非合作航天器相对导航新方法,利用视觉系统和激光测距仪对非合作航天器分阶段获取导航信息,并通过实验验证了近距离段相对导航算法的有效性,精度较高,且算法不失一般性。该方案能够适用于非合作航天器的相对导航。     

基于线阵像机的弹丸速度与姿态测量

为测定弹丸的瞬时速度与姿态,利用标定过的线阵像机,在镜面摄像法下从2个视角对运动中的弹丸进行扫描成像.在研究了线阵像机的动态成像方程后,利用若干个目标特征点和对应的图像点,建立测量问题数学模型;通过两步法求解出弹丸的速度、姿态和初始位置8个参数.对不同像机参数下的不同弹丸几何尺寸和不同的运动姿态参数进行了图像仿真和测量实验,结果表明算法的姿态测量误差优于0.4°,合速度的相对测量误差优于2%.利用线阵像机成像模型和最优化算法测量弹丸速度与姿态参数具有较高的精度.     

Projectile＇s Speed and Attitude Measured by Linear Camera

为测定弹丸的瞬时速度与姿态,利用标定过的线阵像机,在镜面摄像法下从2个视角对运动中的弹丸进行扫描成像.在研究了线阵像机的动态成像方程后,利用若干个目标特征点和对应的图像点,建立测量问题数学模型;通过两步法求解出弹丸的速度、姿态和初始位置8个参数.对不同像机参数下的不同弹丸几何尺寸和不同的运动姿态参数进行了图像仿真和测量实验,结果表明算法的姿态测量误差优于0.4°,合速度的相对测量误差优于2%.利用线阵像机成像模型和最优化算法测量弹丸速度与姿态参数具有较高的精度.     

基于SINS/GPS组合导航的新技术研究

随着GPS姿态测量技术的发展,提出将捷联惯导系统和GPS输出的飞行器姿态信息也可以作为组合导航系统的测量值参与滤波算法.以Kalman滤波为基础,将两个导航子系统测得的飞行器位置、速度和姿态信息进行数据融合,估计出组合导航系统的误差状态量,进而修正捷联惯导系统的导航参数.详细推导了这种组合导航方式的测量方程,并将该组合导航技术应用于某飞行器进行仿真.通过对仿真结果的分析证实了该方案的可行性和算法的有效性,具有实际应用价值.     

基于卫星导航系统的导弹姿态测量算法研究

弹体姿态测量是导弹飞行试验的重要组成部分,对于评估导弹控制系统性能、分析导弹飞行状态、改进飞控系统设计都具有重要作用。导弹自身惯性系统可进行姿态测量,但其误差随时间增加而累积且发散,在远距飞行时误差明显。卫星导航系统具有精度高、误差不随时间积累的特点,利用多天线阵列相对精密定位技术,可实现导弹姿态的高精度测定,为导弹姿态测量提供一种全新的思路。     

基于视线制导的共面航天器自主交会控制研究

研究了基于视线制导的共面航天器自主交会控制.为便于设计适用于自主交会的控制方法,首先建立了视线坐标系相对运动方程,然后基于相对测量信息分别设计了纵向和法向控制器.纵向控制器是基于零控脱靶量算法所设计的一种新的自适应控制方法,完成交会速度和位置控制;法向控制器是一种姿态约束PI型比例导引,实现交会视线角的控制.所设计的控制器对不同初始交会条件具有良好的适应性.对圆和椭圆轨道交会仿真结果证明了该控制方法是有效可行的.     

基于单目视觉的制导炮弹位姿参数测量方法

为了给制导炮弹末端弹道的精确控制提供有效依据,根据弹丸飞行弹道特性,借鉴计算机单目视觉技术和摄影测量方法,提出了一种基于四元数的炮弹位姿参数测量的新方法.该方法通过分析摄像机采集的目标区图像序列,利用4个已知空间坐标的非共面控制点,建立过渡坐标系,分两步来计算炮弹的空间位置和姿态参数.仿真结果表明,测量误差随着相对距离减小而收敛.提出的新方法可以精确测量炮弹的位姿参数,作为构建弹道控制模型的基础.     

基于立体视觉的非合作航天器超近距离相对导航

为实现空间中无法直接获取位姿信息的非合作航天器的相对导航,在充分考虑目标星在空间中做自由翻滚的前提下,提出一种基于立体视觉的超近距离非合作航天器相对导航理论。根据相对位姿动力学模型推导其状态方程,利用立体视觉系统提供观测数据,在此基础上设计扩展卡尔曼滤波器,确定目标卫星相对于追踪星的相对位置,相对速度和角速度,从而优化和引导机械臂捕获目标航天器,并通过实例进行仿真验证。仿真结果表明:该方法对相对位置的估计精度优于0.01 m,相对姿态精度优于0.02?,能有效提高超近距离非合作航天器相对导航的精度。     

双IMU/DGPS组合相对测姿系统同步方法研究

双IMU/DGPS组合相对测姿系统应用于动态载体上两点之间的相对姿态测量,该系统使用DGPS的速度和位置信息分别与主惯导系统和从惯导系统的导航信息进行组合,并解算两惯导系统的相对姿态.针对组合测姿系统对于同步的要求,提出了以惯导系统内石英晶体振荡器作为时间基准的数据同步方法,并进行了半实物仿真试验.试验结果表明,该同步方法可使双惯导系统间的数据同步误差从10ms减至100ns以下.同步精度满足要求,并具有很高的可靠性.     

利用四元数计算一般空间啮合的相对速度

只利用四元数的代数式和三角式，完成了一般条件下空间啮合相对速度的计算，完全不借肋其它数学工具。这是试图把四元数方法引入空间啮合原理研究的一种尝试。     

基于惯性/星敏感器的高精度定姿方法研究

研究了利用惯性导航系统与星敏感器进行组合定姿的方法。首先,分析惯导系统和星敏感器的误差源,选取惯导系统误差作为组合系统的状态,获得系统状态方程。然后,利用惯导系统输出的飞行器位置、速度和姿态等信息来构造恒星矢量等效观测值,将其与星敏感器实际观测到的恒星矢量相减作为量测,构造出量测方程。最后,利用卡尔曼滤波技术,设计惯性/星敏感器组合定姿算法。仿真结果表明,基于惯性/星敏感器的组合定姿方法达到了6角秒的定姿精度,非常适用于空间飞行器的高精度定姿。     

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。     

基于无陀螺捷联惯导系统的四元数算法

在捷联惯导系统中,针对以往解算姿态角精度不高、导航误差随时间积累较快、解算存在奇异、精度不高等问题,采用了一种四元数解算算法,该方法只需求解由四元数所表示的四个姿态运动微分方程。实验证明,该方法算法简单,易于操作,从一定程度上抑制了误差的积累。     

一种鲁棒自适应容积卡尔曼滤波方法及其在相对导航中的应用

针对无人机编队相对导航系统中视觉导航传感器量测噪声服从非高斯分布的问题,提出一种带噪声估计器的鲁棒自适应容积卡尔曼滤波(CKF)算法。该算法将Huber求解线性回归问题与协方差匹配方法相结合,利用残差序列实时估计,调整系统过程噪声和量测噪声的统计特性,并采用遗忘加权参数对接收到的测量数据进行加权,从而准确地估计出无人机之间的相对位置、速度和姿态信息,提高了鲁棒CKF算法的自适应能力。仿真结果表明,与标准CKF算法和鲁棒CKF算法相比,该算法对受污染的噪声统计特性有较强的自适应性,估计精度高,鲁棒性更强。     

基于模型的航天器在轨传感器故障诊断方法

故障诊断技术对于确保航天器的可靠性和安全性至关重要.而对于航天器自主和实时的在轨故障诊断更是十分必要.为了要满足航天器在轨故障诊断系统高可靠性的要求,在轨诊断系统必须建立传感器故障诊断机制.本文研究了在轨故障诊断的技术特点,分析了现有的传感器故障诊断方法,提出一种基于分析冗余信息的适于航天器在轨传感器故障诊断的方法.这是一种基于物理模型的方法.利用该方法开发的诊断原型系统针对某试验台的诊断,验证了该方法的正确性和有效性.该方法可用于工程实际.     

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.