基于四元数法的捷联式惯性导航系统的姿态解算

载体的姿态解算算法是实现捷联式惯性导航系统精确导航的核心技术之一。分析了欧拉法、方向余弦法、四元数法求解姿态矩阵的优缺点,采用四元数法与方向余弦法两种解算方法分别计算载体姿态,两种方法的计算结果之差与理论真值比较以得到解算的相对误差,从而验证了四元数法的正确性和有效性。最后,指出提高采样频率和采用高阶计算算法能进一步减小姿态解算误差。数字化仿真与转台试验结果表明,本文提出的载体姿态解算法的理论数值相对误差为10^-10％,测试实验相对误差为10^3％,计算时间为36μs,具有良好的实时性。     

基于四元数法的捷联式惯性导航系统姿态解算研究

为实现捷联式惯性导航系统的精确导航,载体的姿态解算算法是核心技术之一。首先分析了欧拉法、方向余弦法、四元数法求解姿态矩阵的优缺点,根据四元数法与方向余弦法两种解算方法分别进行计算,两种方法的计算结果之差与理论真值比较以得到解算的相对误差,从而验证了四元数法的正确性和有效性,最后提出提高采样频率和采用高阶计算算法能进一步减小姿态解算误差。数字化仿真与转台试验结果表明,根据本文所述算法进行载体姿态解算的误差很小,具有良好的实时性,为捷联式惯性导航技术的工程实践提供了依据。     

机器人姿态插补的四元数直接逆解方法

针对欧拉角姿态插补方法中存在奇异性以及姿态过渡不平稳的问题,采用四元数表示机器人姿态,对起点和终点采用四元数球面线性插值的方法来进行机器人姿态插补;并给出了四元数直接逆解求姿态角的方法,舍去了姿态插补点须转化为位姿变换矩阵的过程,提高了机器人控制系统软件的运行效率。以FANUC LR Mate 100i机器人为实例进行求解,对比位姿变换矩阵和四元数各自所求的逆解,可得两种方法算出的结果一致,验证了算法的可行性。     

基于四元数的机械臂平滑姿态规划与仿真

姿态迹规划在机械臂控制中占有重要的地位,插值姿态的平滑性将直接影响到机械臂末端动作的柔和度。对姿态规划的等效性进行研究,给出角加速度与角速度可控的转角规划曲线。为减小计算复杂度,采用四元数代替姿态矩阵描述末端姿态。此外,还研究了等效转角与四元数球面线性插值的关系。最后,针对自行研制的六轴机械臂模型,以LabVIEW为仿真平台,对姿态轨迹进行了仿真与讨论。仿真结果表明:所规划的姿态具有C2连续的特点,实现了平滑变化。     

四元数在刚体姿态运动可视化仿真中的应用

近年来, 随着高性能计算机的广泛应用及飞行器姿态控制研究的迅速发展, 四元数理论得以广泛应用. 四元数不仅计算简单, 而且避免了欧拉角存在的奇异性问题, 因此在航天飞行器姿态控制当中被广泛应用. 本文利用Simulink仿真技术, 用四元数法建立了刚体姿态仿真模型, 并利用VRML虚拟现实场景实现了姿态运动的可视化. 仿真结果显示该Simulink仿真模型能够准确反映出刚体的姿态运动情况, 对于飞行器姿态控制的研究具有一定的参考价值.     

四元数在刚体姿态运动可视化仿真中的应用（英文）

近年来,随着高性能计算机的广泛应用及飞行器姿态控制研究的迅速发展,四元数理论得以广泛应用。四元数不仅计算简单,而且避免了欧拉角存在的奇异性问题,因此在航天飞行器姿态控制当中被广泛应用。本文利用Simulink仿真技术,用四元数法建立了刚体姿态仿真模型,并利用VRML虚拟现实场景实现了姿态运动的可视化。仿真结果显示该Simulink仿真模型能够准确反映出刚体的姿态运动情况,对于飞行器姿态控制的研究具有一定的参考价值。     

提高机器人末端姿态检测精度的数据融合算法

为了实现基于多传感器技术的机器人末端姿态的精确检测,通过对多传感器数据融合算法进行研究,提出构建基于九轴无线姿态传感器(LPMS-B)及相关数据融合算法的检测方法。该方法首先提出一种改进的高斯牛顿算法(IGN)实现了对加速度计和磁强计采集的数据的姿态四元数寻优估计,其次,通过更新的四元数算法对陀螺仪采集的数据求取四元数,最后,将改进的高斯牛顿算法和更新的四元数算法得到的四元数进行互补滤波,求取精度更高的四元数,解算出姿态角,并在OTC机器人平台上进行试验。试验研究结果表明,该检测方法使得姿态检测精度相比于四元数法、卡尔曼滤波和实际测量值有着较大的提高,能更准确的获得机器人末端精度。     

QUKF算法及其在SINS初始对准中的应用

针对捷联惯导系统初始对准过程中的大失准角情况,建立了乘性四元数姿态误差方程。结合UKF算法,提出了基于四元数的UKF算法(QUKF)。以姿态矩阵为对象,通过构造姿态矩阵代价函数的方法来求取四元数的一步预测均值,保证了均值四元数的规范化;利用乘性误差四元数表示四元数Sigma点与均值四元数的距离,以求取四元数的预测协方差矩阵。四元数状态更新中,采用乘性四元数更新保证了滤波过程中四元数的规范化。基于该算法的SINS在粗对准水平失准角为小角度、方位失准角为大角度条件下的仿真实验结果表明,与常规EKF相比,纵、横摇角对准精度均略有提高,而航向角误差估计精度提高显著。     

基于对数变换的6-UCU并联平台姿态插值

六自由度并联平台是一种典型的封闭链式空间机构，为了更好地规划并联平台姿态运动，降低振动幅度。通过对数变换将单位四元数表示成插值简便的三维向量，进而以五次多项式算法进行并联平台的姿态插值，最后将姿态插值得到的插值点映射到四元数空间验证四元数多姿态插值的合理性，并搭建6-UCU并联平台进行实验验证。实验结果可知：单位四元数采用对数变换后插值简便，并且五次多项式算法可确保速度与加速度不发生突变状况，拟合曲线光滑度较高，保障了并联平台运动的平稳性，延长并联平台使用寿命。     

基于惯性导航、RFID及图像识别的AGV融合导航系统

提出一种新型的AGV定位导航方案,通过RFID与图像识别解决惯性导航误差累计的缺陷,以STM32为主控制器实现对平台的数据采集和姿态计算,由传感器得到平台的加速度、角速度,采用四元数法作为平台的姿态更新算法,经滤波后得到平台的姿态角。实验结果表明,该方法可靠性强,计算简单,且具有较好的定位精度,可以满足AGV的定位系统要求。     

基于Rodrigues参数的多线阵CCD外姿态测量系统的姿态解算

提出了一种以Rodrigues参数作为姿态描述参数的线阵CCD外姿态解算算法用于多线阵CCD空间目标外姿态测量系统,以解决传统姿态解算算法约束条件多、计算量大、实时性差等缺点.利用Rodrigues参数简洁高效的特点,根据多点合作目标组成的线段间的相交矢量关系推导出了一种新的基于Rodrigues参数的多线阵CCD外姿态解算模型.算法结合Rodrigues参数集切换理论避免了奇异性的发生,并给出了这种姿态解算方法的流程.仿真结果表明,与四元数算法相比,该算法在未损失计算精度的前提下,计算消耗时间减少了37.6％,实时性优于四元数法,并且避免了奇异性问题.     

四旋翼两栖机器人姿态求解与控制

介绍了一种基于四旋翼驱动的两栖移动机器人。首先简要介绍了该机器人的机械结构与控制及传感系统,并介绍了机器人由四旋翼机构提供动力,并通过对4个旋翼的转动速度和方向进行配置,从而实现在空中飞行或在地面滚动的原理。然后,采用四元数方法对该两栖机器人进行了姿态求解,在此基础上,基于PID算法开发了机器人的飞行控制算法,并进行了相应的仿真。最后通过实验验证了该两栖机器人能够实现预期的两种运动模式,即空中飞行和地面滚动。该机器人提高了传统只具有单一运动模式的移动机器人的环境适应能力。     

视频小卫星凝视姿态跟踪的仿真与实验

对视频卫星实现对地凝视成像时的数学模型、姿态跟踪控制器设计和全物理仿真进行了研究.首先,根据卫星轨道运动与姿态运动相关理论,推导了对地凝视时视频小卫星相对轨道坐标系的期望四元数和期望姿态角速度的变化规律.设计了基于误差四元数和误差姿态角速度的PD控制器,并采用李雅普诺夫稳定性理论证明了所设计控制器的稳定性.然后,以在曝...     

Quaternion-based nonlinear trajectory tracking control of a quadrotor unmanned aerial vehicle

At present, most controllers of quadrotor unmanned aerial vehicles(UAVs) use Euler angles to express attitude. These controllers suffer a singularity problem when the pitch angle is near 90°C, which limits the maneuverability of the UAV. To overcome this problem, based on the quaternion attitude representation, a 6 degree of freedom(DOF) nonlinear controller of a quadrotor UAV is designed using the trajectory linearization control(TLC) method. The overall controller contains a position sub-controller and an attitude sub-controller. The two controllers regulate the translational and rotational motion of the UAV, respectively. The controller is improved by using the commanded value instead of the nominal value as the input of the inner control loop. The performance of controller is tested by simulation before and after the improvement, the results show that the improved controller is better. The proposed controller is also tested via numerical simulation and real flights and is compared with the traditional controller based on Euler angles. The test results confirm the feasibility and the robustness of the proposed nonlinear controller. The proposed controller can successfully solve the singularity problem that usually occurs in the current attitude control of UAV and it is easy to be realized.     

基于迭代中心差分卡尔曼滤波的飞机姿态估计

在飞机姿态估计中,系统模型非线性严重、初始估计误差大和可观测性弱等固有缺陷使得对估计算法的精度要求更高。针对这一问题,给出了一种基于迭代中心差分卡尔曼滤波(ICDKF)的飞机姿态估计方法,并将其应用于由低精度高噪声传感器组成的低成本飞机姿态估计系统。首先建立基于四元数的飞机姿态数学模型,然后用ICDKF方法进行姿态估计,并通过实测数据进行验证。实验结果表明,ICDKF不仅有效地提高了飞机姿态估计的稳定性、收敛速度和滤波精度,而且无需计算雅克比矩阵,实现简单,其性能明显优于标准CDKF和EKF方法。     

Effect of loading direction on the performance of a twin-axial groove cylindrical-bore bearing

An analysis based on the finite-element method is presented for the incompressible hydrodynamic lubrication of a cylindrical-bore bearing subjected to different loading directions. The model accounts fully for the extent of the lubricant film in both load-carrying and ruptured parts of the bearing. A number of loading directions are considered, and the results when computed show that load-carrying ability, hydrodynamic flow and attitude angle all depend significantly on loading direction.     

Nonlinear attitude control for a rigid spacecraft by feedback linearization

Attitude control laaw design for spacecraft large angle maneuvers is investigated in this paper. The feedback linearization technique is applied to the design of a nonlinear tracking control law. The output function to be tracked is the quaternion attitude parameter. The designed control law turns out to be a combination of attitude and attitude rate tracking commands. The attitude-only output function, therefore, leads to a stable closed-loop system following the given reference trajectory. The principal advantage of the proposed method is that it is relatively easy to produce reference trajectories and associated controller.