MEMS加速度传感器在微型特种机器人中的应用

提出一种基于MEMS加速度传感器LIS3LV02DL的特种机器人姿态测控和环境感知方案。阐述了系统硬件组成,分析了传感器姿态测控方法和环境感知原理。为提高加速度传感器工作精度,设计了一种加速度传感器校正方法。试验结果表明：该加速度传感器能较好地感知机器人运动的姿态与方向,并实现机器人着陆姿态调整和外部环境振动信息的监测。     

小型航姿参考系统设计

针对航姿测量的需求,提出了一种基于四元数扩展卡尔曼滤波的航姿参考系统(AHRS)设计方案。系统采用低成本微机电系统(MEMS)三轴陀螺仪、加速度计和磁力计,利用基于四元数的扩展卡尔曼滤波方法对传感器数据进行融合,得出三轴姿态角。为了仅根据磁偏角确定磁力计量测方程,避免磁倾角影响,提出了利用加速度计对磁力计数据进行正交化处理的方法。为了减小加速度计和磁力计测量误差,利用基于最小二乘法的椭球拟合校正方法对测量数据进行校正。实物试验表明:传感器校正效果较好,系统具有相对较高的测量精度和较好的动态特性。     

新型测斜仪测量误差分析

在地下勘测,钻井探矿等领域,需要测斜仪对钻头的姿态进行精确定位与控制,实时监测地底下钻头的姿态变化。新型测斜仪采用环形双分量磁通门传感器和铁芯不固定的方法,具有结构简单,测量参数少,算法简单,正交度补偿算法简单等特点。但是新测斜仪在测量过程中,受到外界的误差干扰和内部传感器的安装设置误差等问题的干扰。本文针对新型测斜仪的传感器模型和电路设计方面,进行了新型测斜仪的测量误差原理分析,应用合理的电路设计减少电气间电磁干扰误差、应用了软件正交校正及物理校正的方法,有效的抑制了测斜仪传感器本身的姿态误差,提高了测斜传感器的测量准确度。     

基于信息融合的爆破投掷训练系统研究

解决爆破装置在投掷过程中无法获取精度高、稳定性强的投掷姿态轨迹信息数据，导致投掷仿真系统中投掷校正效率低等问题，提出一种基于扩展卡尔曼滤波（EKF）融合算法实现多传感器姿态检测数据的动态融合方法，通过惯性传感器、速度传感器、高度传感器获取投掷姿态数据，根据EKF融合算法推算投掷轨迹曲线，采用移动最小二乘法拟合曲线轨迹，结合训练爆破器材声光电传感器的实时爆破数据，利用.可视化的曲线显示，实现训练爆破器材投掷的姿态校正。投掷爆破器材的投掷姿态传感器数据经过EKF融合算法实现投掷校正效率提升21%,EKF融合算法与拟合方法实现对多传感器获取的投掷数据有效结合能获取稳定的轨迹数据。随着投掷次数的增加采用融合算法的投掷校正效率稳步提升；EKF融合算法与数据拟合方法的结合能实现精度高、稳定性强的投掷姿态数据获取。     

DSP和STM32单片机的姿态解算装置设计

设计一套基于DSP和STM32单片机的姿态传感器采集装置。无人飞行器的控制、跳伞训练姿态监测需要高精度的姿态运动信息作为反馈输入,要求测量模块具有功耗低、响应快和体积小的特点。采用精度较高的MEMS器件与STM32单片机并结合DSP高速的数据处理能力,构建航向姿态参考系统硬件平台。针对传感器特点,设计了基于扩展卡尔曼滤波算法的双矢量校正算法。     

一种抗几何畸变的景象匹配方法

在分析景象匹配实时图获取过程中几何畸变产生原因的基础上,利用弹上高度传感器和姿态角传感器获取的图像高度和姿态信息,实现了畸变实时图的几何校正,给出了校正实时图大小和偏移量的确定方法,结合匹配计算和匹配结果修正,提出了一种抗几何畸变的景象匹配方法。仿真实验结果验证了该方法的有效性和实用性。     

天基光学传感器姿态实时校正算法

卫星在轨运行过程中,载荷姿态不可避免受到平台抖动、传感器热形变等安装误差因素一定程度的影响,导致图像定位精度下降。针对该问题,通过建立相应的安装误差状态转移模型和基于特征点的观测模型、采用扩展卡尔曼滤波（ EKF）,实现对安装误差的实时估计。采用基于特征点的天基传感器姿态实时校正方法,数学仿真表明：该方法能够实现姿态实时校正,且性能稳定,可有效提高图像定位精度。     

位置-姿态并行滤波的DR/GPS组合导航算法

文章提出了带有反馈校正的位置、姿态并行滤波器结构,以满足各子系统对滤波周期的不同要求。结合姿态角子系统特点设计了量测噪声方差阵自动加权的自适应扩展卡尔曼滤波算法。仿真结果表明该算法能够有效地利用各传感器信息,给出较好的融合结果。     

舰艇磁性检测中矢量磁传感器的姿态校正

舰艇磁性检测中矢量磁传感器姿态倾斜将导致测量不准确,为此提出了一种矢量磁传感器的姿态校正方法。通过在倾斜磁传感器位置紧密放置一标准磁传感器,以标准测量值为依据采用APO算法反推得出倾斜传感器的姿态角矩阵,根据此矩阵对倾斜传感器测量值进行修正可得到较准确的舰艇磁场测量值。通过仿真和船模实验对该方法进行了验证,实验表明测量精度有了较大改善。该方法可用于工程实际,为提高舰艇磁性检测的精度提供了有益思路。     

面向机载惯性稳定云台的微姿态参考系统的研究

基于MEMS传感器设计了面向机载惯性稳定云台的微姿态参考系统.首先,对磁力计受到的环境干扰磁场的影响进行了信号补偿;然后,在分析角速度陀螺、加速度计和磁力计等传感器特点的基础上,提出一种新的卡尔曼滤波算法模型;最后,通过性能测试,验证了微姿态参考模型具有较好的静态和动态性能,完全满足机载惯性稳定云台的需求.     

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。     

GPS姿态传感器的原理和实现

详细描述了GPS姿态传感器的原理,并给出了一种基于基线长度约束和空间几何约束的模糊度搜索算法并实现。经过静态和动态车载试验证明GPS姿态传感器切实可行,在基线长度为1.8m的条件下,航向角准确度能够达到0.1°。     

基于姿态传感器的脊柱形态测量技术

基于X线测量脊柱形态的放射性、不易携带性等特点,设计出基于姿态传感器的非X线的脊柱形态测量技术.分析了姿态传感器的姿态角在人体脊柱测量过程中的转换关系,以及设计出多Cobb角的测量的实现方法.基于姿态传感器的脊柱形态测量设备是通过单片机读取姿态传感器的俯仰角和偏航角后经过算法计算出Cobb角,采用LCD显示采集到的脊柱棘突姿态信息和反映脊柱形态的Cobb角数据.通过实验验证分析基于姿态传感器测量技术的测量误差在±2°内,而且满足可重复测量要求,测量仪的可靠性大于0.8.     

面向微小卫星的可见光地球敏感器设计

可见光地球敏感器是卫星姿态控制系统中一个重要的姿态测量器件。基于CMOS图像传感器,设计一套面向微小卫星的可见光地球敏感器,设计的该地球敏感器具有结构简单、体积小、重量轻、功耗低的特点。本文从地球敏感器的工作原理出发,提出了整个敏感器的构架,并完成了整套系统的软硬件设计。在图像处理过程中,采用一种新的快速Hough变换,极大提高了姿态测量的速度。测试结果表明该地球敏感器的测量精度约为0.1°,很好满足了微小卫星姿控系统对精度的要求。     

Integrated Design and Accuracy Analysis of Star Sensor and Gyro on the Same Benchmark for Satellite Attitude Determination System

As an important sensor in the navigation systems, star sensors and the gyro play important roles in spacecraft attitude determination system. Complex environmental factors are the main sources of error in attitude determination. The error influence of different benchmarks and the disintegration mode between the star sensor and the gyro is analyzed in theory. The integrated design of the star sensor and the gyro on the same benchmark can effectively avoid the error influence and improves the spacecraft attitude determination accuracy. Simulation results indicate that when the stars sensor optical axis vectors overlap the reference coordinate axis of the gyro in the same benchmark, the attitude determination accuracy improves.      

基于红外传感原理的无人机姿态测量系统设计

由于红外温度传感器能有效感知天空间的热辐射,并且相比传统姿态测量的传感器具有体积小、重量轻、成本低等特点,设计一种基于红外传感原理的无人机姿态测量系统;该系统以新型的ARM Cortex—M3内核微处理器STM32F103ZET6作为处理单元,通过采集红外传感器的姿态信息,进行姿态解算,进而获得无人机的姿态角;同时分析了太阳干扰对实验的影响。实验测试表明:该姿态测量系统简单实用,性能稳定,精度高,能有效满足一般无人机姿态测量的要求。     

示教机械臂姿态解算改进方法仿真研究

在示教机械臂姿态解算精度优化的研究中,针对使用单组传感器进行数据融合,姿态解算的传统方法中存在的精度低,稳定性差的问题,设计了一种组合MEMS传感器的姿态解算方法。将六组传感器安装于载体坐标系三个轴上,分别测量两组传感器数据。以传感器量测数据与四元数估计数据的向量积代替姿态角误差作为互补滤波器的输入量,分别利用模糊控制器和PI控制器,根据互补滤波原理调节陀螺仪输出量。通过拓展卡尔曼滤波器进行姿态估计,得到更精确的四元数,进而转化为姿态角。仿真结果表明,在静态和动态情况下,多组传感器组合调节后的姿态角数据相比单组传感器PI调节在姿态角精度和系统稳定性上有进一步提高。     

基于精密星敏感器的航天器高精度姿态测量标定方法

为了解决传统航天器姿态测量方法中存在的误差率高的问题,提出基于精密星敏感器的航天器高精度姿态测量标定方法。首先对使用的精密星敏感器进行设计,并将在不影响航天器运行的前提下安装在合适的位置上。通过建立运动坐标系、坐标参数转换和设置姿态参数三个步骤得出航天器运动模型,在该模型下分析出航天器姿态的基本运动规律、利用精密星敏感器识别并选取航天器空间下的任意三个星点,最后综合定位的星点和航天器姿态的运动规律,从不同的角度上确定航天器姿态测量结果,为了提高航天器姿态测量结果的精度进行标定处理。通过模拟实验分析得出结论：与传统测量方法相比,基于精密星敏感器的航天器高精度姿态测量标定方法的平均误差率降低了6.0%。     

考虑传感器故障的导弹姿态控制系统主动容错控制研究

针对导弹姿态控制系统惯性传感器故障,提出了基于信号重构的主动容错控制方法.分别利用基于梯形算法的数值积分器和有限时间收敛微分器对姿态角信号和角速率信号进行重构,当在线诊断出姿态角或角速率传感器故障时,以重构信号代替故障信号进行反馈控制来实现系统的主动容错控制.在建立导弹姿态控制系统模型并采用次最优控制方法设计输出反馈控制器的基础上,对所设计的主动容错控制方法进行仿真,仿真结果表明该方法是有效的.