利用GPS姿态敏感器和星敏感器测量值的组合确定航天器的姿态

GPS在航天领域的应用有几大优势，例如可在轨获得完全的导航信息，质量轻，体积小，功耗低等。 GPS定姿有许多重要的优点，可快速而可靠地实现初始姿态捕获，抗自旋速率，在执行任务期间始终有二颗GPS卫星在用户航天器视场之中可用于姿态确定。此外，GPS还可作为航天器的一种安全模式姿态敏感器。因此，GPS定姿技术看来是很有前途的。但由于GPS定姿受到基线长度和信号噪声的限制，可实现的定姿精度较低，因此，GPS姿态敏感器不能用于要求高精度姿态测量信息以及基线长度受结构限制的航天器任务上。对于这些航天任务，星敏感器将是合适的姿态敏感器。星敏感器安姿精度高，鲁棒性强，且星敏感器定姿算法业已完全成熟。利用星敏感器定姿的缺点是其视场受到限制，只能在较低的角速率下工作，敏感器性能随时间推移而降低，有时还会产生恒星识别问题。 考虑到GPS和星敏感器各有其优缺点，因此将GPS姿态敏感器和星敏感器组合，取长补短，看来这是极有前途的。这种敏感器组合可应用于广泛的飞行任务类型。满足高精度定姿要求。 目前在德国航空航天研究院（DLR）／德国航天测控中心（GSOC）已经上马了一个研究项目，着手开发GPS姿态敏感器和星敏感器的组合定姿新算法，探索研究两种敏感器互补和彼此支持的各种可能性，以提高姿态解的精度．拓宽这种定姿技术的应用范围。 本文发表的初步研究成果是在转台上进行的一次试验中获得的，试验转台上安装了一个配有4副接收天线的GPS定姿敏感器，在夜间的一次地面试验期间还在转台项上装了一个星敏感器。     

星敏感器系统偏差的标定

星敏感器是常用姿态敏感器中测量精度最高的姿态敏感器，但是星敏感器的系统偏差会影响姿态估计精度，因此星敏感器系统偏差的标定成为高精度姿态确定系统必须解决的关键技术。本文结合扫描式有效载荷的成像特点，推导了利用其成像图像中的地标点信息标定星敏感器系统偏差的方法，并且进行数学仿真验证了标定的可行性和有效性。     

星敏感器技术

80年代初星敏感器技术已经被应用于卫星和航天器的姿态测量和控制系统中;星敏感器技术包括光学、机械、电子线路、软件以及标定和验证实验。目前,其姿态测量精度优于5角秒;发展趋势是小型一体化、低功耗、高精度、输出接口标准化。     

基于多视场星敏感器的姿态确定方法

星敏感器是目前航天器姿态测量精度最高的器件,与传统的单视场星敏感器相比,多视场星敏感器可以实现三轴同样高精度的姿态测量,提高姿态测量精度;针对单视场星敏感器姿态确定问题,推导了以最小代价函数为指标的QUEST姿态确定算法;对于多视场星敏感器,通过坐标变换方法将多个视场的导航星矢量转换到同一视场中,再利用QUEST算法得到航天器姿态;最后仿真结果表明,坐标变换后进行姿态确定得到的姿态数据与单个视场所得的姿态数据相同,验证了方法的正确性。     

基于星敏感器的卫星姿态确定系统设计与实时仿真

本文重点介绍了用于某型应用卫星上的星敏感器姿态确定系统的设计与半实物实时仿真系统的建立。卫星姿态确定系统采用了双探头星敏感器加速率陀螺联合定姿技术与扩展Kalman滤波算法。该系统的设计与实现，采用了CAD与实时仿真一体化技术，即在Matlab/RTW设计工具集与dSPACE专用仿真机支持下完成的。该系统的设计、分析、数学仿真与半实物仿真都取得较满意的结果。     

高精度星敏感器温度测量系统设计与实现

针对环境温度对高精度星敏感器测量精度的影响,设计了基于FPGA和AD7416的星敏感器温度测量控制系统。以FPGA作为主控制器,通过I2C总线控制温度传感器AD7416采集温度并控制制冷系统对星敏感器进行制冷,使其工作在-20℃-0℃范围内。实验结果表明,该系统测量速度快,测量精度高,提高了星敏感器的成像质量和测量精度,可满足星敏感器系统要求。     

基于误差映射的无线传感器网络同步精度测试方法

传统的时间同步精度测试方法使用查询的方式需要占用无线网络资源,有可能影响系统正常运行。为此设计了基于误差映射的同步精度测试方法。通过使用FPGA对节点对应端口变化监测获得节点间时间同步误差的变化,从而避免了对无线通信资源的占用。实验结果表明,与传统方法相比,该方法可以获得更加实时的测量结果,而且使用更加灵活、方便。     

基于立体视觉的高精度标定与测量方法

立体视觉测量系统中,光学系统产生的畸变使目标的成像偏离了理论成像点,导致系统产生测量误差。针对提高系统测量精度的问题,提出一种基于立体视觉的测量方法。首先,根据标定板上各角点的像素分辨率,拟合整个成像平面的四次多项式,且多项式的系数与物体到相机的距离成比例;然后,应用双目测距原理,测量被测物体的纵向距离;最后,基于所得的多项式,应用单目相机测量待测物体的横向尺寸。实验结果表明,对于所提方法,当物体距离相机5 m以内时,其纵向距离误差可以减小到5%以内;当物体距离相机1 m时,其横向宽度测量误差在0.5 mm内,逼近理论最高分辨率。     

基于MEMS热电堆传感器的高温测量技术

为了拓宽MEMS热电堆传感器的温度测量范围,实现高温测量,根据MEMS热电堆传感器的原理,设计完成了A2TPMB34型MEMS热电堆传感器静态与动态标定装置,通过试验得到标定结果;同时,提供了基于MEMS热电堆传感器实现瞬态高温测试的技术方案和实现手段,并对其关键部分一红外衰减片性能进行了分析和讨论。     

基于数字式红外传感器的姿态测量盲区补偿法

单轴红外姿态测量系统在测量小型无人机姿态角时存在盲区,通过增加一组与原轴线相垂直的红外传感器,形成双轴姿态测量系统,对盲区进行补偿。两组红外传感器一定有一组位于倾角可测区域,通过测试目标轴的输出温差的大小,判断位于可测区域的轴线,可实现对目标轴姿态角的解算。首次采用数字式输出红外热电堆传感器设计实现了180°无盲区的姿态角测量模块,经过测试,其静态误差小于2°。     

微型光纤光栅土压力传感器量程及其过载能力分析研究

为定量分析压力传感器的测量量程及其过载能力,提出一种微型光纤光栅土压力传感器并构建其气压标定系统。对微型光纤光栅土压力传感器进行理论分析得其灵敏度为7.5 nm/MPa,测量量程可达1.06 MPa。而分析光纤光栅土压力传感器性能测试数据得:该传感器压力灵敏度为5.9 nm/MP,线性度为99.93%,可测量实际量程为225 kPa,过载能力上限值为300 kPa。研究结果可用于指导设计规定量程的光纤光栅土压力传感器,具备一定应用价值。     

三轴加速度传感器校正方法研究

加速度是研究汽车安全的重要数据来源,而要获得可靠的加速度参数则要求加速度传感器有较高的精确性,针对三轴加速度传感器基本标定和坐标轴不垂直的校正问题,设计了相应的加速度传感器校正模型和模型求解算法,并通过实际测试对比加速度传感器在校正前和校正后的精度,从而来验证校正方法的可用性.经过该方法校正的多轴加速度传感器可以将不垂...     

CG伪谱法在欠驱动航天器姿态机动最优控制中的应用

使用Chebyshev-Gauss(CG)伪谱法研究带动量轮和推力器的欠驱动航天器姿态最优控制问题.基于欧拉姿态角和动量矩定理导出两类航天器姿态运动模型,采用Clenshaw-Curtis积分近似得到性能指标函数中的积分项,应用重心拉格朗日插值逼近状态变量和控制变量,将连续最优控制问题离散为具有代数约束的非线性规划(NLP)问题,通过序列二次规划(SQP)算法求解.数值仿真结果表明,对两类欠驱动航天器的姿态机动最优控制均能达到设计控制要求,得到的姿态最优曲线与验证得到的曲线几乎完全重叠.     

基于最大熵卡尔曼滤波的机载SINS星敏感器辅助空中标定技术

为增强机载捷联惯导系统(SINS)在自标定过程中的可观测性,提升陀螺仪漂移和加速度计零偏估计的速度和精度,引入星敏感器姿态信息和GPS速度信息,辅助完成捷联惯导系统的空中标定;同时,考虑在实际空中飞行条件下,受气流、电磁干扰等影响,姿态和速度的量测噪声呈非高斯分布且噪声统计特性不精确,导致经典卡尔曼滤波性能降低;为有效利用量测信号中的高阶矩信息,在卡尔曼滤波中采用最大熵准则代替最小均方误差准则,对星敏感器辅助下的机载捷联惯导系统的误差进行标定;仿真结果表明,经最大熵卡尔曼滤波后,惯性器件误差的标定精度明显提升;在采用星敏感器后,对陀螺仪漂移的标定速度和精度都得到了提升。     

基于手眼标定方程AX=XB的精度影响因素研究

机器人手位姿数据对手眼标定精度的影响不可忽略,将对基于手眼标定方程AX=XB的精度影响因素进行分析.通过手眼标定仿真和实测实验验证上述两个因素对手眼标定精度的影响与理论分析的一致性.通过仿真与实测实验,总结得出了减小摄像机与靶标间距离、减小机器人手的运动前后到基坐标空间距离的相差距离,可提高手眼标定精度,通过四元数法和矩阵直积法验证了此规律在解AX=XB标定方程时的通用性,并且在摄像机与靶标间距约为230 mm以及机器人手的运动前后到基坐标空间距离的相差距离为3.2401 mm时,手眼标定平移向量相对误差最高精度可达0.0403%.     

Robust precision attitude tracking of an uncertain rigid spacecraft based on regulation theory

This paper explores regulation theory for the design of robust precision attitude tracking of an uncertain rigid spacecraft with external disturbances. Focusing on the attitude system in terms of unit quaternions with an unknown inertia matrix and unmodeled input disturbances, we first introduce specific nonlinear logic such that the resultant error‐quaternion system has an input‐to‐state stability property. Then, we establish an attitude deviation system with an output feedback normal form that has a strict vector relative degree of unity. This enables us to achieve robust output regulation based on an internal model. In particular, we can construct a high‐gain stabilizer for the relevant augmented system. As a major consequence, our study achieves not only precision attitude tracking with exponential convergence but also the input‐to‐state stability disturbance attenuation for the closed‐loop system. Finally, we show extensive simulation and experimental results to illustrate the approach.