基于卡尔曼滤波的VICTS天线姿态解算研究

为了VICTS动中通天线能在任意姿态角下与卫星保持实时通信,设计了一种基于MEMS惯性器件和卡尔曼滤波算法的姿态解算系统.采用MPU9250姿态传感器和DSPF28335检测载体姿态的变化,利用四元数实时更新捷联姿态矩阵,通过卡尔曼滤波算法对传感器的姿态数据进行融合处理,消除噪声引起的测量值和真实值的误差,最后得到VI...     

基于STM32的物体姿态测量系统设计

采用JY-901高精度惯性导航模块来作为姿态检测的传感器,通过STM32单片机来对JY-901高精度惯性导航模块采集的数据进行处理[1],然后在TFTLCD液晶屏来实时显示出JY-901高精度惯性导航模块采集物体的姿态数据.这样可以直观的在TFTLCD液晶屏上动态观察物体的姿态信息.JY-901高精度惯性导航模块内部中运用了卡尔滤波算法对检测的数据进行了运算融合,提高了数据测量的精确度[2].     

合成孔径声纳姿态及运动估计--鲁棒Kalman估计算法

合成孔径声纳姿态及运动估计系统一般由惯性测量单元(IMU),差分DGPS,声多普勒计程仪DVL,深度传感器,磁罗经等多种测量传感器组成.通常情况下,惯性测量单元(IMU)必须与DVL或DGPS进行数据融合,才能获得更好的测量性能;同时,由于姿态及运动监测系统的传感器较多,系统受外界扰动影响比较严重,即观测野值比较严重.因此,将M-估计原理应用到Kalman滤波算法中,利用鲁棒Kalman滤波算法来处理合这类估计问题.计算机仿真结果表明,该方法将惯性测量单元(IMU)测量结果与差分DGPS或DVL测量结果进行数据融合,较好地解决了合成孔径声纳姿态、运动估计问题.     

基于共轭梯度的MARG传感器姿态解算方法

针对基于惯性测量单元(IMU)的姿态解算算法噪声大、精度低且无法准确解算偏航方向上姿态角变化的问题,提出一种基于共轭梯度算法的MARG传感器系统姿态解算方法。使用加速度计和磁强计测量姿态误差,通过共轭梯度算法对陀螺仪姿态四元数进行补偿和修正,对数据加权融合求解得到飞行器姿态四元数。利用三轴转台对算法稳定性和准确性进行验证,结果表明,该算法能够有效抑制测量噪声,提高姿态角解算的精度。     

基于自适应无迹卡尔曼滤波的四旋翼无人机姿态解算

无人机在航姿模式下飞行时,姿态角误差波动较大,根据磁力计、加速度计和陀螺仪的互补性特点,提出一种自适应无迹卡尔曼滤波(AUKF)算法对MEMS传感器数据进行优化求解：以姿态四元数和陀螺漂移为状态量,加速度计和磁力计测量值为观测量,采用梯度下降法优化无迹卡尔曼滤波的关键参数,即过程噪声协方差,以提高四旋翼无人机姿态解算精度。对实际飞行数据的分析表明：分别与常规卡尔曼滤波和传统无迹卡尔曼滤波算法相比,该方法精度最高,可确保小型无人机在各种情况下飞行的稳定性。     

基于压电陀螺的惯性测量系统研究与设计

本文采用低成本的压电陀螺和高精度的模数转换芯片,用单片机进行数据的采集和串口通讯.同时,在计算机中运用柱子滤波算法对传感器数据进行处理,提高了压电陀螺的测量精度,为惯性测量系统的准确性提供了基础.     

微型姿态方位参考系统的设计

微型姿态方位参考系统基于stm32单片机和MEMS传感器的实时姿态测量系统。由stm32通过iic总线采集陀螺仪、加速度计、电子罗盘原始数据,利用互补滤波算法进行数据融合,采用四元数进行姿态更新并通过串口或spi总线实时输出姿态数据。     

一种基于红外传感器的无人机姿态测量方法

针对红外温度传感器能灵敏感应天空地面热辐射的特点,提出了一种基于红外传感器测量无人机姿态信息的方法,相比传统姿态测量传感器,红外传感器具有体积小、重量轻、无漂移、成本低等优点;针对该方法介绍了由三对正交安装的红外传感器测量姿态角的基本原理及能获得更好视场角的45°安装方式;并通过场地实验获得了红外传感器的对地倾角和输出电压的函数关系;通过推理得到无人机姿态测量算法,实现了根据红外传感器的差动输出信号计算无人机的姿态角;同时对太阳的干扰问题作了适当的研究;为了验证算法的可靠性,进行了机载飞行实验。实验结果表明,该方法可以有效的测量无人机的姿态角。     

粒子滤波算法在多传感器测量中的应用

目标跟踪是粒子滤波算法在处理非线性问题的一种典型应用,但由于在线处理能力或传输条件的限制,实际应用中往往无法对多个传感器数据同时处理。据此,给出了一种基于多传感器选优的粒子滤波算法。假设每个时刻可以处理一个测量数据,该算法先采用加权的概率密度函数来评价每个传感器获得的测量值,并用粒子滤波对概率密度函数的加权进行实时更新,基于最大熵标准来选取最优测量数据进行处理。同时,最大熵标准保证了最优似然函数分布最宽,从而缓解粒子衰竭问题。通过数值仿真实验证明,该算法可以选择最优观测数据进行处理,有效降低多传感器测量中粒子滤波在线实时处理性能的要求,也较好地缓解了粒子滤波的"衰竭"问题。     

基于MEMS传感器的姿态检测系统

基于MEMS传感器设计了一种姿态检测系统,通过MEMS传感器获取角速度、加速度等信息,利用硬件对采集的数据进行滤波处理,实现目标物体运动过程中姿态角的测量。采用互补滤波对数据进行融合,有效消除了噪声干扰,提高了系统的检测精度。无线模块的应用实现了下位机与上位机的同步,实时显示目标物体的运动姿态。实验表明,该系统具有较高的测量精度及良好的实时显示效果。     

基于三子样和互补滤波的姿态测量算法研究

为了解决陀螺随时间的漂移以及周围环境产生的随机误差的问题,设计了一种基于互补滤波的姿态求解方案,同时通过将三子样算法和互补滤波结合起来使该算法适用于高动态等复杂环境下的姿态测量。该方案采用四元数法对姿态进行描述,经过高精度三轴温控速率转台上的静态实验以及摇摆动态实验,通过对比高精度转台角度值,可以发现互补滤波算法对于精度的提高有明显的效果,有效的将惯性测量单元的数据进行融合。同时由于采用了三子样算法可以满足高动态环境下的姿态测量,确保了系统在各种环境下精确测量。     

基于TMS320C6678的单历元单基线“北斗”测姿算法的实现

针对姿态测量的高精度问题和实时性,以及基于载波相位的"北斗"测姿算法中最小二乘模糊度去相关平差(LAMBDA)算法的高复杂运算,选择TI公司高端处理器中的C6678多核数字信号处理器(DSP)作为单历元单基线"北斗"测姿算法实现平台.根据算法的特点采用数据流模式对DSP多核进行任务分配:DSP的CORE0专门负责与"北斗"接收机UDP(User Datagram Protocol)通信,将"北斗"测姿算法中的各个分部算法分配到另外3个DSP CORE中执行并利用基于消息队列方式的核间通信技术进行数据核间通信.利用OEM617 D"北斗"接收机采集的实时"北斗"数据,经过在多核DSP算法处理上运行后,将结果与Matlab仿真结果对比,表明本设计可满足"北斗"测姿的精确性和实时性要求.     

用于精确定向的低噪声半球陀螺设计

半球谐振陀螺是一种高精度、长寿命的新型振动陀螺仪。为设计具备良好角速率测量精度和低噪声特性的半球陀螺及满足航天器精确定向和姿态控制需求,该文分析了半球陀螺噪声产生的机理,讨论了谐振子参数、控制系统参数及电子线路对半球陀螺噪声的影响,并针对敏感器和电子线路进行了优化设计。结果表明,优化设计后的半球陀螺噪声及角度随机游走显著降低,约为改进前的50%,与美国Northrop Grumman公司HRG130P半球谐振陀螺基本型的噪声水平基本相当。     

分布式测量体制下的船姿数据重构

新一代航天测量船采用的分布式船姿船位测量体制提高了数据的准确性和可靠性,同时也给数据处理与使用提出了更多的需求,比如姿态数据一致性检验、姿态数据联合使用等.为此,提出了一种新的船姿数据重构方法.首先,对集中式与分布式测量机制进行了对比,分析了采用传统数据处理方法解决新需求会产生困难的原因,并指出姿态重构数据的取得将成为解决这些问题的关键;然后,分两个过程对分布式船体姿态测量数据的重构方法进行了推演,并说明了如何使用重构数据去解决新需求;最后,在重构数据本身精度和重构数据对飞行器目标定位精度影响两个方面对该重构方法进行了检验,结果表明使用该方法得到姿态数据满足任务精度指标要求.     

基于加权最小二乘的激光跟踪姿态角测量方法

针对现代工业生产中大型装备的生产、制造和装配对于姿态精准测量提出的需求,提出了一种基于加权最小二乘的激光跟踪姿态角测量方法。首先,阐述了姿态测量系统的组成,并对姿态测量系统中使用的坐标系进行定义;其次,建立了姿态测量数学模型,在此基础上利用加权最小二乘法对冗余角度信息进行数据融合,并采用蒙特卡洛法对融合方法进行了仿真分析;最后,搭建了姿态测量实验平台,利用精密二维转台对系统姿态角测量精度进行了评定。实验结果表明:在[?30°, 30°]角度范围内,测量距离为3 m时姿态角测量精度为0.28°,测量距离为8 m时姿态角测量精度为1.76°;与单目视觉法相比,姿态角测量精度在3 m时提升了6.7%,在8 m时提升了18.8%。文中提出的数据融合方法对姿态角测量精度的提升具有较好效果。     

大攻角下基于信息融合的攻角/侧滑角估计方法

攻角和侧滑角是飞控系统和导航系统的重要参数。针对高性能飞行器在大攻角飞行时攻角和侧滑角不能精确测量问题,引入飞行动力学模型,选取姿态、姿态角速率、气流角和速度等飞行参数作为状态向量,以惯性导航系统提供的姿态、姿态角速率、加速度组成观测向量,构建扩展卡尔曼滤波器,融飞行动力学模型求解和状态估计的过程为一体,实现攻角和侧滑角实时精确估计。利用X-Plane系统的飞行仿真数据对攻角/侧滑角估计方法的可行性和有效性进行了验证。仿真结果表明,该方法不仅具有较高的精度、良好的稳定性和鲁棒性,而且可提高大气数据系统的测量范围和可靠性,能够有效地适用于大攻角飞行环境下攻角和侧滑角的测量。     

基于元数据文件的ZY-3轨道和姿态参数的精确获取

高精度卫星轨道和姿态参数的获取对卫星数据产品的推广应用具有重要意义。对“资源三号”卫星元数据文件（.AUX）的数据格式、参数意义以及量纲进行了深入的研究和分析,拟合得到任意时刻卫星的轨道和姿态参数。对拟合精度的分析表明,“资源三号”卫星轨道运行平稳,利用二次多项式拟合卫星轨道,精度可达到米级,与星上GPS设计的5米测量精度保持了很好的一致性。成像期间,其姿态变化相当稳定。该值可以作为外方位元素的初始值应用于卫星的在轨几何检校与影像的精确定位。     

微型四旋翼无人机磁测系统误差的两步校准法研究

用于地磁测量的MEMS三轴磁阻传感器越来越普遍的应用到无人机上进行姿态测量,为提高磁测系统的测量精度需要对传感器误差进行分析和补偿。现采用了一种两步校准法,即首先利用基于最小二乘的椭球假设拟合法对三轴矢量磁传感器的零偏、灵敏度与不正交误差进行标定补偿,目的是得到准确正交的传感器坐标系;利用四位置法对标定后传感器坐标系与测量系统坐标系之间的安装误差进行校准,从而得到磁测系统坐标系下的准确测量数据。无磁转台实验表明：经两步法后测量的磁场模值误差均值由校准前的2900nT降低为900nT,校准效果明显;测量系统单轴（Z轴）的误差均值由2736nT降低为49nT,有效的验证了安装误差校准的正确性。通过实验数据比较得出此方法优于传统的摇摆法,实际操作简单,不需要高精度辅助设备,能够有效的应用于无人机姿态测量系统校准,提高姿态角解算精度。     

线阵红外地球敏感器算法设计

在对卫星或飞行器进行姿态控制时,需用敏感器进行姿态测量。红外地球敏感器通过测量局地垂线获得姿态信息。根据线阵红外地球敏感器产品的特点进行算法设计,通过像元细分的方式提高测量精度,通过多工作模式选择的方式拓展应用环境。在产品上落实软件设计和实现,并进行测试。测试结果表明,该算法具有提高测量精度和增加使用环境可适应性等特点,对于地球敏感器适应微小卫星发展、提供高精度姿态以及实现天文导航等具有重要的推进作用。     

复杂卫星抖动下的星敏感器姿态测量数据处理技术

由于复杂卫星在轨运行中不可避免地存在着抖动振动,从而导致星敏感器数据不稳和精度降低,这给低信噪比条件下的敏感器姿态测量数据处理带来了很大困难。该文针对复杂卫星抖动情况下数据的处理进行了讨论,分析了星敏感器测量原理及各类误差源产生机理,并在此基础上,重点研究了抖动条件下的星敏感器姿态测量数据处理技术,结合抖动幅频特性,通过寻找用于处理抖动引起误差的幅频分界点,分析了抖动对星敏感器姿态测量精度的影响,并结合卫星姿态确定过程,给出了抖动情况下星敏感器姿态测量数据的处理方法,可有效地提高星敏感器数据处理精度,使不经稳态控制就可对抖动测量数据进行处理成为可能,大大降低了系统的设计成本,缩短了设计周期。