卡尔曼滤波在四旋翼飞行器姿态测量中的应用

针对简单均值滤波很难满足要求的不足,介绍一种四旋翼飞行器系统飞行姿态测量的新算法。在使用传统的加速度传感器获取数据的基础上,使用卡尔曼滤波的方法,将加速度传感器数据和陀螺仪数据进行融合,以单片机为核心的惯性测量单元进行试验。结果表明,该算法能避免动态噪声对加速度传感器数据的影响,提高四旋翼飞行器姿态测量的精度。     

GPS系统的测量精度分析

分析了GPS系统在测量应用中的精度问题。论述了采用DGPS工作方式、使用伪卫星以及进行事后处理等方法,可以提高GPS系统的绝对测量精度。     

紅外地平仪在微型飞行器姿态测量中的应用

红外地平仪通过视场观测地平线，由此测得微型飞行器的姿态运动参数，是一种绝对姿态测量方式。给出了红外地平仪的测量原理，通过三轴组合结构实现全方位俯仰、滚转角的测量。试验结果表明：红外地平仪系统具有体积小、成本低、动态品质好等优点，比较适合微小型运动载体姿态测量。     

一种飞行器姿态控制的三通道独立设计方法

面对称型大气层飞行器的三个姿态控制通道间存在着强烈的耦合作用，使得传统的三通道独立设计方法遇到了困难。基于反馈线性化思想，研究了一种新的三通道独立设计方法，从而可用成熟的线性系统理论分别设计飞行器的三个姿态控制通道。用飞行器的真实模型进行数值仿真验证了本方法的有效性。     

柔性充气空间飞行器姿态控制系统设计

针对充气空间飞行器刚柔耦合影响下的高精度姿态控制问题,提出基于自抗扰控制理论的姿态控制系统设计方法。建立刚柔耦合动力学模型,综合采用线性自抗扰控制、姿态机动路径规划、脉冲调宽调频调制、滤波处理等控制策略进行柔性充气空间飞行器姿态控制系统设计。通过数值仿真实验对所设计系统进行验证,并与传统PID控制进行对比分析。仿真结果表明,采用新方法设计的柔性充气空间飞行器姿态控制系统可以适应大角度姿态机动,能够有效抑制充气囊体的柔性振动,在节省燃料消耗的同时实现高精度姿态控制。     

姿态确定用的GPS辅助的低成本捷联惯导系统

本文论述用全球定位系统(GPS)接收机,低成本捷联惯导系统和微处理机的组合来增加GPS的姿态信息。将全球定位系统位置测量值输入微处理机进行卡尔曼滤波计算,以便估算和校正捷联惯导系统误差。在运载器无大加速度机动的情况下,为了满足精度要求,敏感组件必须周期性地转位。本文介绍了系统性能的灵敏度的分析,并介绍和讨论了协方差仿真试验的结果。结果表明,低成本、低精度的捷联惯导系统能满足所要求的精度,倾斜误差为0.15毫弧,方位误差为5.0毫弧。     

基于DSP的小型飞行器大气数据测量系统设计

大气数据参数的采集和处理是保证小型飞行器飞行安全的重要因素。文中论述了小型飞行器大气数据测量系统的工作原理，按照功能将系统进行适当划分。采用DSP作为系统载体，构建了完整的数据测量系统。     

再入飞行器的滚转异常与控制

主要介绍再入飞行器防热层烧蚀诱导的滚转异常,包括端头烧蚀外形不对称和锥面防热层烧蚀引起的滚转力矩·重点介绍碳-酚醛布带缠绕的防热层滚转力矩机理的试验研究,包括在50兆瓦电弧加热器上及 RPL 火箭发动机排气上进行的地面研究结果及飞行试验结果。研究结果表明,布带缠绕螺旋形方向,布带缝合搭接方向,布带偏斜,以及烧蚀表面不对称特征是产生滚转力矩的主要机理。文中介绍了控制滚转异常的各种方法:从设计、材料、结构、生产与工艺上减小质量不对称及气动不对称,增大静裕度,选好最佳初始滚速;从防热套生产工艺上控制滚转力矩;采用主动式滚速控制系统和被动式滚速控制系统,文中对这些系统作了简要介绍。本文最后提出了几点结论性意见与看法。     

基于干扰力矩补偿的空间飞行器姿态控制方法

考虑质心漂移、轨控推力偏心和推力偏移这几个引起干扰力矩的主要误差源,建立了空间飞行器的姿态动力学方程,选取惯组测得的角速度作为量测变量,通过可观测性秩条件对该系统的可观测性进行了分析,证明各姿态控制通道的总轨控干扰力矩均可观。基于扩展卡尔曼滤波,对空间飞行器轨控发动机引起的干扰力矩进行在线估计,并进一步在姿态控制中对其做出补偿。数学仿真的结果表明,扩展卡尔曼滤波能够实现较高的估计精度,且干扰力矩补偿后的姿态控制效果有了明显改善。     

用GPS测定姿态角

通过试验对以三阶差分相位测量为基础的甚短基线实时姿态角测定法进行了评价,试验是采用两个商用现有GPSC/A码接收机提供综合多普勒测量信息。此算法相对于相位周期漂移是可靠的,而且不要求对测量的整体不定性求解。初步结果表明,绝对姿态角测定需要有基线校准,基线长度为2米时,相对姿态角的精度约为0.l°或2mrads。     

变结构空间飞行器发射过程的姿态研究

针对某类空间飞行器在发射过程中产生结构变化的问题,基于多体系统动力学方法建立了变结构空间飞行器动态发射研究模型,进行了理想发射情况下的数值研究,并与地面试验进行了对比分析.分析结果表明,该模型可以准确地描述飞行器的发射运动.引入推力偏心、扭矩偏转和重力梯度3种干扰因素对飞行器发射过程的姿态进行了数值研究.研究结果表明：...     

基于临近空间飞行器的目标特性测量技术研究初探

临近空间是近几年航空航天领域新的研究热点,其突出的特点使得临近空间飞行器具有广阔的应用前景和巨大的军事价值。文章介绍了临近空间的定义和特点,在此基础上初步提出了临近空间飞行器在目标特性测量中的应用设想。     

空间定位与遥测的结合

每一个空间飞行器必须知道它的轨道参数,诸如时间、空间和位置参数。对于体积小、动态特性高的飞行器来讲,其遥测设备的设计和制造将会更加困难。获得飞行器轨道参数的一种可能的途径是使用GPS转发器,它与地面静止的转发处理器配合可提供极其准确的飞行器位置和速度参数。GPS转发器把信号的输出频率变为S波段,以便能够利用现有的地面遥测天线及设备。如果把GPS转发器和遥测发射机合为一个系统,则它们之间的同步问题也将得到改善。本文介绍了GPS转发器和遥测系统的几种结合,讨论了有关测量、重量及接收功率的近似值。另外还介绍了在地面设备中同时接收和处理转发后GPS信号和遥测数据,从而节省了一个遥测接收机的方法。     

基于飞行器测量数据误差分离的融合算法

讨论利用飞行器的内外弹道测量数据分离控制系统误差和外弹道跟踪系统误差问题。在惯性坐标系的速度域上,通过内弹道测量数据和控制系统误差系数表示内弹道及联系内外弹道的微分方程,建立了基于内外弹道测量数据和非线性融合参数模型,给出了模型的优化方法,参数估计方法及算法。文中方法直接在内外弹道测量数据上建模,模型物理背景明确,可通过对测量原理的分析,提高误差分离精度。计算结果表明,该方法计算速度快、精度高、稳健性好。     

近空间飞行器推进系统研究

根据给定的飞行参数指标,建立了近空间飞行器的设计仿真模型和弹道模型.以余氧系数为变量参数,对其使用的双组元液体推进剂进行了分析和选择,并对泵压式和挤压式两种推进系统方案进行了比较研究.研究结果表明,选择过氧化氢/煤油作为组合推进剂比较合理,泵压式推进系统方案要优于挤压式推进系统方案.研究结果可为其它同类近空间飞行器的推进系统研究提供借鉴和依据.     

一种基于图像信息的微小型飞行器姿态测量方法

提出了一种基于图像信息的微小型飞行器姿态测量方法.该方法综合运用Laplacian-Gauss边缘检测、OTSU算法以及Hough变换等数字图像处理技术,从机载摄像机图像中识别出地平线或者海天线.根据得到的直线信息可以迅速地测量出飞行器的滚转角与俯仰角.实验表明,该方法可以有效地识别出复杂背景中的地平线和海天线,计算得到的滚转角与俯仰角精度满足飞行器的姿态控制要求.     

用于载人返回飞行器自动着陆的INS/GPS组合系统

随着宇宙自由空间站盼建立,人们将经常地生活在空间,在紧急的情况下,需要例行的通道,以确保机组人员有返回地面的能力。载人返回飞行器在空间的续航中,对机务人员的要求应少,并能提供自主脱机、返回和自动着陆的能力。本文着重讨论装有差分全球定位系统/惯性导航系统(DGPS/INS)自动着陆的能方,这种系统不需塔康和微波着陆系统辅助导航就能提供所需的位置精度和速度精度。仿真试验的结果证明用DGPS和高精度的高度表实行自动着陆的可行性。这种原理适用于一些载人飞行器的应用,如确保机组人员返回的飞行器、确保飞船的可用性、先进的载人发射系统、国家航天飞机,以及如图1所示的推进系统/电子设备舱等非载人的返回飞行器。