基于修正的卡尔曼滤波的姿态估计算法研究

研究惯导系统的稳定性问题,其中微惯性测量单元(MIMU)可以为捷联惯导系统提供实时的姿态和航向信息。研究姿态估计提高导航精度,由于陀螺漂移引起姿态误差,单独使用MIMU使姿态精度差。为了克服陀螺误差随时间积累不断增大,无法长时间提供稳定的姿态的缺点,提出采用磁强计修正的卡尔曼滤波四元数姿态估计算法。算法以姿态四元数为状态向量,通过四元数更新方程建立离散滤波状态方程,将加速度计和磁强计输出的六维数据转化为四元数的量测值建立量测方程,有效减少了计算量,补偿陀螺的漂移误差带来的影响。仿真结果表明改进算法提高了捷联惯导系统的精度和稳定性。     

SINS/CNS组合导航系统陀螺在线标定技术

陀螺仪长时间工作时,由于环境变化等因素,会产生陀螺漂移、标度因数误差和安装轴不正交误差,而且由积分得到的姿态参数信息误差也会相应变大,因此需要对陀螺进行在线标定。借助CNS提供的高精度姿态信息,基于四元数误差建立陀螺在线标定模型,采用卡尔曼滤波器对SINS/CNS组合导航系统陀螺在线标定技术进行仿真研究。仿真结果验证了该算法的有效性,能够估计误差模型中的所有参数,并且满足标定精度要求,具有工程应用价值。     

基于DSC与MEMS的微型测姿系统研究

针对当前无人机航姿系统对GPS信息依赖严重的特点,设计了基于MEMS ADIS16405传感器和数字信号处理器（DSC）TMS320F28335的微型惯性测姿系统。以MEMS传感器的角速度、重力加速度、航向信息,建立姿态四元数方程,解算出飞行器姿态。运用扩展卡尔曼滤波方法,消除MEMS陀螺漂移误差。DSC28335的硬件平台实现了四元数扩展卡尔曼滤波算法。转台仿真试验表明,漂移误差能在线最优估计和实时补偿,输出的航姿精度较高。该微型测姿系统具有较高的实用价值。     

基于MEMS传感器的微型姿态确定系统研究

针对捷联式姿态确定系统误差随时间积累的缺点,设计了一种由MEMS陀螺、加速度计及微磁强计组合的姿态确定系统。采用Allan方差方法分析了陀螺随机误差,通过建立姿态误差四元数微分方程和磁强计线性化测量方程,设计了姿态估计卡尔曼滤波器。系统采用实际测量值进行姿态解算,结果表明这种组合能够有效抑制传感器随机漂移引起的姿态误差,系统具有体积小、成本低、性能可靠等优点。     

基于重力四元数的陀螺漂移估计与补偿

为提高钻探中的钻具姿态测量精度,提出一种基于重力四元数的MEMS惯性随钻姿态测量方法.采用MEMS惯性器件构建钻具姿态测量系统,把加速度计数据解算的姿态四元数作为观测四元数,陀螺仪数据解算的姿态四元数作为误差四元数;然后将陀螺仪漂移融入误差四元数,建立重力四元数估计陀螺仪误差四元数的模型,采用最小二乘法估计陀螺仪三轴漂移,进而补偿陀螺仪姿态四元数;通过补偿后的姿态四元数解算出钻具姿态.最后设计了转台、振动台实验和钻进模拟实验,实验结果表明,姿态四元数补偿后的井斜角和工具面角漂移由平均10 °/h减小到约0.2 °/h,方位角误差由平均12 °/h减小到约0.46 °/h,实现了加速度计补偿陀螺的三轴漂移,表明该方法能够有效提高钻具的姿态测量精度.     

基于MTi微惯性航姿系统的卡尔曼滤波器设计

本文介绍了惯性航向姿态系统中两种常用的航向姿态测量方法和MTi的组成,并以MTi微惯性航姿系统（微机械陀螺、做机械加速度计、三轴磁强计）为研究对象,构建航姿系统。给出了基于MTi的航姿系统的四元数卡尔曼滤波算法,并在卡尔曼滤波器中利用加速度计和磁强计计算的姿态角来补偿陀螺的漂移。仿真结果表明了该方法的有效性。     

弹道导弹惯性/双星/天文组合导航系统研究

弹道导弹飞行特点对其导航系统提出了较高的技术要求,因此提出一种惯性/双星/天文组合导航方案对弹道导弹实时估计和修正导航误差,提高导航精度,该组合导航方案以惯性导航系统与天文导航系统的姿态角差值、惯性导航系统与双星定位导航系统的位置差值作为观测量,建立弹道导弹导航系统的数学模型和观测方程,以无反馈模式联邦滤波器在线估计弹道导弹导航参数误差值.通过计算机仿真并分析仿真结果:和惯性导航系统相比较,这种组合导航系统可以提高弹道导弹导航精度,适合弹道导弹组合导航.     

基于EKF的航天器姿态确算法定及精度分析

采用陀螺和星敏感器组合的方式来进行航天器姿态确定。首先建立了陀螺和星敏感器的测量模型,选择以四元数作为描述航天器姿态的参数,详细推导了在小偏差下以误差姿态角和陀螺常值漂移误差为状态量的滤波状态方程,并且以星敏感器的测量残差作为量测量,采用扩展卡尔曼滤波（Extended Kalman Filter, EKF）算法进行姿态确定;然后进行了仿真分析,仿真结果表明：该算法可以达到较高的姿态确定精度;最后对影响姿态确定精度的硬件因素和软件因素进行了定量的数据分析,得出了有一定意义的结论,从而为工程实践提供理论支持。     

再入飞行器传递对准建模与仿真

在新型再入飞行器的研究中,保证飞行器落点精度,是通过传递对准技术对飞行器惯性测量系统( Inertial Measurement System,IMS)进行初始对准.针对再入飞行器用IMS的传递对准问题和惯性传感器误差特性,提出建立线性速度与姿态匹配传递对准模型,设计了模块化的传递对准仿真系统,并利用两种典型的再入轨迹进行仿真.仿真结果表明,模型的卡尔曼滤波器能够快速、精确地估计出飞行器子惯性测量系统的姿态误差(20s内估计误差小于0.02°),同时滤波器对陀螺常值漂移有较好的估计效果.     

基于星敏感器/光纤陀螺的卫星定姿算法

为了达到卫星三轴姿态确定的精度要求,以某一对地定向的小卫星为研究对象,提出了基于滤波算法的星敏感器和光纤陀螺组合定姿的方案。采用四元数的方法建立卫星姿态确定模型,并采用扩展卡尔曼滤波,对得到的卫星姿态误差和陀螺漂移误差信息进行信息融合和相应的修正。仿真结果表明,即使采用中等精度的陀螺组件,也可以实现高精度定姿;并且验证了星敏感器的测量噪声和滤波周期等因素对定姿精度的影响。     

激光陀螺捷联惯导系统中整周期采样的修正研究

在圆锥运动环境下,若抖动偏频激光陀螺采用整周期采样抖动解调方式,将会引起严重的捷联惯导姿态算法漂移误差。提出了在整周期采样电路上进行少许改动,就能作出有效改进的方法,并详细推导了线性外推修正的算法公式。仿真结果表明,当姿态更新采用等效旋转矢量二子样算法时,利用线性 抛物线外推修正的效果非常显著,它能有效抑制整周期采样造成的姿态算法漂移误差,达到与理想采样的漂移误差非常接近的程度。研究结果有利于拓展整周期采样的应用范围。     

蛇形机器人互补滤波和四元数的姿态解算

针对蛇形机器人姿态解算问题,陀螺存在漂移特性,加速度计的测量值包含重力加速度和运动加速度,磁强计易受周围环境地磁干扰,并且蛇形机器人采用嵌入式微处理器,需要减少计算量.设计了用互补滤波器来实现惯性传感器的数据融合,用四元数进行姿态解算的方法.经过实验验证表明：采用互补滤波和四元数进行姿态解算能有效融合各个惯性传感器的数据,计算量小,能够满足蛇形机器人对精度和实时性的要求.     

基于GMR传感器校正的智能轮椅控制系统设计

为解决头部姿态智能轮椅控制精度问题,设计了一种基于巨磁阻(GMR)传感器校正与融合的头部姿态控制系统.系统以STM32F103为硬件平台,采用四元素法描述姿态信息,通过三轴陀螺仪输出角度解算姿态.由于陀螺仪漂移误差随时间积累,利用梯度下降法动态计算最优收敛步长,逐次迭代修正陀螺漂移误差.实验结果表明:传感器校准过程正确有效、校正后漂移误差减小,控制系统能精准控制智能轮椅运动.     

视轴稳定系统的非接触式陀螺修正技术

针对陀螺视轴稳定装置中陀螺的输出漂移误差影响视轴稳定性能的问题,提出一种利用视觉测量技术对陀螺信号进行实时修正的方法。通过在地面上共面设置的4个固定信标和载体上双焦CCD摄像机,组成单目视觉测量系统,应用四元数描述载体和大地直角坐标系间的变换关系,在此基础上采用Levenberg-Marquardt迭代算法和刚体运动学原理,推导出采用DLOSS装置实现陀螺信号修正的机理。仿真结果表明了该方法的有效性。     

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。     

基于四元数和卡尔曼滤波的两轮车姿态稳定方法

针对自平衡两轮车姿态角的在线估计问题,采用四元数的姿态解算算法,利用Levenberg-Marquardt非线性最小二乘法对自平衡两轮车陀螺仪信号拟合,建立了随机漂移误差数学模型,应用卡尔曼滤波融合陀螺仪和加速度计输出的信号,补偿了陀螺仪输出角速度的随机漂移误差,得到了自平衡两轮车姿态的最优估计。实验结果表明,这种姿态估计算法是有效的,有利于车体的自平衡控制。