基于磁强计和陀螺测量的卫星轨道姿态一体化确定算法

突破卫星轨道和姿态参数分别确定分而治之的传统模式,提出了利用磁强计和陀螺测量信息同时确定卫星轨道和姿态参数的新方法。利用磁强计提供的地磁场测量值与地磁场模型计算值之间的差值,以及陀螺提供的角速度信息,推导了轨道姿态一体化确定扩展卡尔曼滤波算法。利用局部可观测性理论定量地计算系统局部可观测矩阵的条件数,进而利用该条件数对系统的可观测性进行深入分析。最后对本文算法进行了数学仿真,结果表明该算法的可行性和有效性。     

量测不确定的四元数约束CKF姿态估计

针对姿态估计系统在量测不确定和四元数约束下存在发散及估计精度差的缺陷,提出了一种基于不确定量测的四元数约束容积卡尔曼滤波算法(quaternion constrained cubature Kalman filter based on uncertain measurements,UCCKF).该算法克服了约束容积卡尔曼滤波算法的局限性,采用独立的伯努利随机变量来描述量测的不确定性,利用三阶球面-相径容积规则近似计算非线性函数的后验均值和协方差.并针对四元数规范化问题,采用两步投影理论来解决四元数约束限制.仿真结果表明,相比较于约束容积卡尔曼滤波(constrained cubature Kalman filter,CCKF)和无迹混合滤波(unscented mixture filter,UMF),提出的UCCKF算法在量测不确定情况下具有更好的收敛性和更高的估计精度,说明该算法对量测不确定下的非线性姿态估计系统是有效、可行的.     

基于矢量观测确定卫星轨道姿态:欧拉角估计器

针对“矢量观测+陀螺”这种典型的三轴稳定卫星姿态确定系统配置模式,采用欧拉角作为姿态参数,应用扩展卡尔曼滤波技术综合处理姿态测量信息,给出了具有良好滤波性能的轨道姿态估计算法.在算法的设计过程中,针对单矢量观测情况,通过改进协方差修正算法加快了状态估值的收敛速度;针对多矢量观测情况,把 QUEST 法作为矢量观测数据压缩技术有效地结合进姿态估计器中,使得在多矢量观测情况下的滤波修正算法得到了简化.     

基于四元数和B样条的机械手平滑姿态规划器

为实现机械手作业姿态的平滑调整,提出一种平滑姿态规划器.采用四元数代替传统的齐次变换矩阵描述机械手姿态,推导了两者之间的转换关系.通过四元数球面立体插值,生成过关键姿态且平滑的姿态轨迹.按机械手终端定位精度将其离散化,逆运动学解算后得到关键关节位置,并以五次B样条曲线插值方法生成启停平稳且脉动连续的关节轨迹.试验结果表明,提出的规划器使机械手姿态调整平滑且关节运动平稳,有效解决了平滑姿态规划问题,提高了机械手轨迹跟踪精度.     

飞行器姿态确定的四元数约束滤波算法

单位四元数作为姿态描述参数具有全局非奇异、运动学方程线性的优点,但其归一化约束必须精确保持.针对这一问题,提出一种飞行器姿态确定的非线性约束滤波算法.首先,通过比较四元数先验和后验估计值的范数大小,证明乘性扩展卡尔曼滤波算法难以获得姿态最优约束解.然后,将QUEST算法与乘性卡尔曼滤波算法有效结合起来,建立一个广义的二次约束优化目标函数;状态预测阶段利用姿态及其方差传播模型来修正目标损失函数,测量更新阶段则通过求解特征值/特征矢量问题,全局显性保持了四元数的归一化约束,避免了扩展卡尔曼滤波的局部线性化近似.数学仿真对所提出算法的精度、稳定性和收敛性能进行了验证,并与乘性扩展卡尔曼滤波算法进行了比较.     

自适应扩展卡尔曼滤波在卫星姿态确定系统中的应用

扩展卡尔曼滤波（以下简称EKF）算法应用于卫星姿态确定系统时需要已知精确的系统模型及过程噪声和观测噪声统计特性,并有计算量过大的问题。本文在EKF算法中加入噪声观测器,构成自适应扩展卡尔曼滤波算法（Adaptive Extended Kalman Filter,以下简称AEKF）,使系统能够在传感器噪声统计特性未知的情况下,依然获得较高的系统状态估计精度,增强了系统的鲁棒性。并且AEKF算法简化了系统状态方程,相对于EKF算法减少计算量。经数学仿真验证,AEKF算法能较好地对传感器噪声的统计特性进行在线估计,使姿态确定系统正常工作,有较高的工程应用价值。     

基于矢量观测确定卫星轨道姿态:欧拉角估计器

针对“矢量观测 陀螺”这种典型的三轴稳定卫星姿态确定系统配置模式，采用欧拉角作为姿态参数，应用扩展卡尔曼滤波技术综合处理姿态测量信息，给出了具有良好滤波性能的轨道姿态估计算法．在算法的设计过程中，针对单矢量观测情况，通过改进协方差修正算法加快了状态估值的收敛速度；针对多矢量观测情况，把QUEST法作为矢量观测数据压缩技术有效地结合进姿态估计器中，使得在多矢量观测情况下的滤波修正算法得到了简化．     

自适应扩展卡尔曼滤波在卫星姿态确定系统中的应用

扩展卡尔曼滤波(以下简称EKF)算法应用于卫星姿态确定系统时需要已知精确的系统模型及过程噪声和观测噪声统计特性,并有计算量过大的问题。本文在EKF算法中加入噪声观测器,构成自适应扩展卡尔曼滤波算法(Adaptive Extended Kalman Filter,以下简称AEKF),使系统能够在传感器噪声统计特性未知的情况下,依然获得较高的系统状态估计精度,增强了系统的鲁棒性。并且AEKF算法简化了系统状态方程,相对于EKF算法减少计算量。经数学仿真验证,AEKF算法能较好地对传感器噪声的统计特性进行在线估计,使姿态确定系统正常工作,有较高的工程应用价值。     

基于自适应四元数卡尔曼滤波的姿态估计方法

使用四元数卡尔曼滤波器进行姿态估计的性能与加速度噪声协方差R有很大的相关性。以四元数卡尔曼滤波器递推计算的新息协方差与测量的新息协方差的差值尽可能小为条件,采用基于新息的自适应算法,在线估计加速度计噪声的协方差R,得到符合实际加速度噪声水平的卡尔曼滤波器增益K,对微小型飞行器进行姿态估计。为了减少由新息引入自适应计算的测量噪声,使用渐消记忆的方法对测量的新息协方差进行处理。仿真结果表明,基于新息的自适应四元数卡尔曼滤波器在加速度计噪声协方差R难以测量时或R变化时,相对于四元数卡尔曼滤波器能更准确地获得姿态的估计,减小了滤波器对模型参数的依赖,增加了滤波器的鲁棒性。     

基于粒子滤波和UKF联合滤波的卫星姿态估计

针对矢量观测的三轴稳定卫星的姿态估计问题,提出了基于粒子滤波(PF)和Unscented卡尔曼滤波(UKF)的一种联合滤波方法.为了避免粒子滤波的状态高维数引起的计算量过大、难收敛等问题,采用UKF滤波来估计陀螺的漂移,从而使粒子的数量大大减少,以较少的运算量获得较好的滤波效果.另外,通过定义增量误差四元数和采用无冗余的广义罗德里格参数(Generalized Rodrigues Param eters)(三参数)描述卫星姿态,使四元数的归一化处理是隐含的,从而解决了四元数的归一化所造成的协方差阵奇异问题.将该方法应用于某型号卫星的姿态估计,并与UKF相比,即使在较大初始姿态误差情况下,算法也能很快地收敛,验证了所设计的姿态估计算法是可行有效的.     

啁啾脉冲在正常色散光纤中的传输

对正常色散光纤中的光脉冲的时域特性、频域特性及啁啾的变化进行了数值分析和实验研究。结果表明。当入纤光功率较大时,光纤非线性效应不可忽略,啁啾脉冲在光纤中的时域特性、频域特性及脉冲的啁啾都发生大的变化。     

Atmospheric Drag Perturbation in an Autonomous Orbit Determination for Satellite

In this paper, an autonomous orbit determination method for satellite using a large field of view star sensor is presented. The simulation of orbit under atmospheric drag perturbation are given with expanded Kalman filtering.The large field of view star sensor has the same precision as star sensor and a sufficient filed of view. Therefore ,the refraction stars can be observed more accurately in real time. The geometric relation between the refracted starlight and the earth can be determined by tangent altitude of the refraction starlight. And then the earth center can be determined in satellite body frame. The simulation shows that the precision of the mean square deviation of satellite‘s position and velocity is 5m and 0.01m/s respectively. The calculated decrement of the semi-major axis in one day is close to the theoretical result, and the absolute error is in the range of decimeter when the altitude of orbit is 750 km. The simulateion of orbit of different initial semi-major axis shows that the higher the altitude of orbit is, the smaller the decrement of the semi-major axis is, and when the altitude of orbit is 1700 km the decimeter of the semi-major axis is 10^-7km.     

一种新的SINS/星敏感器组合导航姿态匹配算法

对SINS/星敏感器组合导航算法进行了研究。基于量测失准角的概念,提出了一种新的SINS/星敏感器组合导航姿态匹配算法,分析了SINS和星敏感器的输出,详细推导了组合导航系统量测的构造过程。与传统姿态匹配方法相比,该算法计算量小且噪声信号的物理意义更加明确。通过仿真验证,结果表明该算法是有效的,既能使姿态误差得到显著收敛,又能准确估计陀螺常值漂移和星敏感器安装误差。     

基于扩展卡尔曼滤波的两轮机器人姿态估计

针对两轮自平衡机器人惯性传感器存在误差的问题,提出基于扩展卡尔曼滤波的方法进行补偿,从而实现机器人姿态的最优估计.利用实验获得的惯性传感器误差特性,采用Levenberg-Marquardt非线性最小二乘迭代法拟合数据,从而建立机器人导航用惯性传感器陀螺仪和加速度计误差的数学模型,并对误差进行标定.采用扩展卡尔曼滤波将传感器的数据进行融合并对误差进行补偿,得到机器人姿态的最优估计.将滤波后的模型应用到两轮自平衡机器人系统,实验结果表明改进后的系统误差得到了有效的抑制,从而验证了采用低成本的惯性传感器进行机器人的姿态估计是有效可行的.     

Design on a Multi-Sensor Integrated Attitude Determination System for Small UAVs

This paper discusses the design and implementation of a low cost multi-sensor integrated attitude determination system for small unmanned aerial vehicles（ UAVs）,which uses strapdown inertial navigation system（ SINS） based on micro electromechanical system（ MEMS） inertial sensors,commercial GPS receiver,and 3-axis magnetometer.MEMS-SINS initial attitude determination cannot be well performed for the reason that the MEMS inertial sensors biases are time-varying and poor repeatability,therefore in this paper the magnetometer and inclinometer are used to assist the MEMS-SINS initial attitude determination and MEMS inertial sensors field calibration.Furthermore,the attitude determination algorithms are presented to estimate the full attitude during GPS signal outage and non-accelerating situation.Additionally,the attitude information estimation results are compared with the reference of the non-magnetic marble platform and 3-axis turntable.Then the attitude estimation precision satisfies the requirement of attitude measurement for small UAVs during GPS signal outage and availability.Finally,the small UAV autonomous flight test results show that the low cost and real-time attitude determination system can yield continuous,reliable and effective attitude information for small UAVs.     

低轨星实时自主定轨新方法--"积分滤波法"

讨论了动力法轨道数值积分定轨及几何法定轨存在的问题,进而提出了一种采用观测数据和轨道数值积分融合的实时自主定轨方法。实测数据的计算结果表明,新的定轨方法可以实时自主地得出卫星轨道的位置,并能达到较高的定轨精度。     

基于处理器在回路的卫星姿态轨道控制仿真系统

阐述了超低轨道卫星姿态轨道控制仿真系统的功能,设计了仿真系统的软件和硬件结构,介绍了相应的关键技术。基于VxWorks操作系统和嵌入式处理器MPC8245建立了处理器在回路的实时仿真系统,对姿态控制算法进行了仿真验证。结果表明：实时仿真结果与数学仿真结果一致,仿真系统接口设计合理,实时性符合要求。     

GPS/陀螺组合对小卫星姿态的最优估计

小型和微小型卫星可采用陀螺和GPS姿态敏感器组成最小定姿系统，分析了利用GPS姿态敏感器输出的姿态信息作为观测值的级联滤波结构，提出了一种以减少GPS姿态敏感器输出的姿态滤波值作为组合推广卡尔曼滤波器观测值的频率与在线识别噪声相结合的滤波算法，并通过仿真验证了该姿算法的有效性。     

顾及系统误差的GEO卫星几何法定轨PDOP值分析

针对GEO卫星几何法定轨中系统误差对PDOP值的影响进行研究,首先回顾了经典几何法定轨的基本原理,然后根据顾及系统误差的几何法定轨原理推导出PDOP值计算公式,并利用5个跟踪站的模拟数据,计算了多种系统误差情况下PDOP值。结果表明:系统误差对GEO卫星几何法定轨的PDOP值影响很大;采用顾及系统误差的几何法定轨方法可以较好地削弱系统误差对PDOP值的影响;国外布设跟踪站比仅在中国布设跟踪站能更好地削弱系统误差对PDOP值的影响。     

多用户发送系统中智能天线的应用研究

给出在时分双工(TDD)系统下,智能天线与多用户发送(MUT)技术联合使用的系统模型.此模型采用智能天线技术对抗空间角度干扰,采用MUT技术消除信道中的多址干扰(MAI)和符号间干扰(ISI).在四相相移键控（QPSK）调制方式下通过时分同步码分多址（TD-SCDMA）系统仿真,表明这种模型在空域环境下比独立使用多用户发送(MUT)系统具有更好的性能.