无陀螺卫星姿态确定系统的分散化滤波器设计

针对无陀螺配置的情况下由星敏感器、数字式太阳敏感器和红外地平仪构成的卫星姿态确定系统,提出采用分散化滤波器进行信息融合.设计了多敏感器信息融合的分散化滤波器结构和算法,推导了各个子系统的状态方程和量测方程.仿真分析结果表明,在无陀螺配置的情况下采用分散化滤波器对多敏感器卫星姿态确定系统进行信息融合,能够以较小的计算量实现高精度的信息融合.     

利用GPS确定低轨道小卫星姿态

为了实现GPS高精度确定氏轨卫星姿态，提出了用广义卡尔曼滤波作为定姿算法，建立了7维卫星姿态运动与12维GPS载波相位观测方程的离散线性化方程，比较分析了普通广义卡尔曼滤波（EKF）与迭代广义卡尔曼滤波（IEKF）算法对星载计算机的运算，存贮要求，对两种算法作了仿真计算表明，该算法可以达到较高的精度，便于星载计算机实现。     

基于磁强计/陀螺的卡尔曼滤波定姿算法

针对基于磁强计的组合导航研究中,须事先确定滚转角这一不足,提出了一种磁强计和MEMS陀螺组合确定姿态的四元数卡尔曼滤波算法。利用陀螺测量的姿态角速率,结合磁强计输出的地磁分量测量值,运用卡尔曼滤波算法对三个姿态角同时进行最优估计,而不需要先验假设。仿真误差分析表明:姿态角解算结果具有较小的误差,且不随时间积累。     

基于自适应滤波算法的磁强计/陀螺组合误差修正

针对弹箭姿态测量中低精度陀螺姿态解算误差因漂移迅速增大的问题,文中采用三轴磁强计和陀螺组合测姿方案,对姿态角的输出进行修正。通过建立基于陀螺姿态解算误差角的状态方程和磁强计输出的误差观测方程,采用自适应卡尔曼滤波方法以抑制滤波发散并对姿态误差角进行估计。仿真结果表明:该方法能有效利用磁强计的输出抑制了陀螺漂移带来的误差,提高解算精度,满足长时间姿态测量的要求。     

两轴地磁信号修正的陀螺姿态算法

目前捷联式惯导系统是惯性技术的发展方向,姿态算法是捷联惯导系统算法中的一个重要组成部分,其精度直接影响弹体姿态控制能力,为此文中提出了一种采用三轴MEMS陀螺进行姿态探测,并用两轴地磁信号解算出的滚转角修正陀螺累计误差的方案,仿真分析了地磁陀螺信号组合测姿算法。结果表明:该方案相对于单纯陀螺信号解算姿态角精度高,可用于改善测姿结果。     

基于无迹卡尔曼滤波的火箭弹姿态估计

针对某尾翼稳定火箭弹姿态估计的问题,以姿态角、位置、速度参数作为状态变量,建立了火箭弹运动参数的捷联惯性解算模型,将GPS的位置和速度测量值作为输出变量,构成组合滤波模型,并分别采用扩展卡尔曼滤波和无迹卡尔曼滤波方法进行滤波处理。仿真结果表明,扩展卡尔曼滤波在滚转速率变化较快、模型非线性较强的情况下不能达到预期的滤波效果,而基于无迹卡尔曼滤波的组合滤波方法更为有效,相比扩展卡尔曼滤波,其俯仰、偏航角估计误差均方根降低了一半,滚转角估计误差均方根降低了三分之二,满足姿态估计的需求。     

基于非线性最小二乘法的姿态优化算法

在无陀螺捷联惯导系统中,在一种适合高自旋弹丸运动姿态测试的十二加速度计配置方案下,针对由十二加速度计的输出直接解算出角速度的方法中没考虑加速度计的安装误差问题,提出一种提高角速度解算精度的优化算法。该方法基于非线性最小二乘法从姿态角的一组初值出发开始在每一点处进行线性替代的迭代计算,搜索出满足极值点必要条件的最优角速度,从而实现对姿态角的优化解算。实验证明:该方法能有效抑制安装误差,精度高,是可行的。     

捷联姿态系统的误差分配算法设计

利用外部参考速度,中精度的捷联惯导系统在罗经方式下可长时间提供高精度的姿态信息,但在设计此类系统时,需要明确惯性元件及外部速度信息对系统姿态误差的影响。文中在完成姿态系统罗经回路设计的基础上,通过分析捷联姿态系统水平回路和罗经回路的误差方程和传递函数,对加速度计误差、陀螺误差和外部速度误差造成的系统姿态误差进行了分析,得出了在稳定状态下这些误差与各姿态误差之间的数学关系,从而完成系统的误差分配设计。     

基于分布式IMU的相对姿态估计方法

机载关键位置间相对姿态获取受机体挠曲影响显著。提出一种基于分布式惯性测量单元(IMU)的相对姿态估计方法。首先给出了IMU间相对姿态矩阵微分方程,计算节点间相对姿态,然后对局部区域挠曲形状拟合。利用相对姿态计算值和拟合值构造量测量,结合相对姿态误差方程,通过Kalman滤波器估计相对姿态误差。仿真结果表明,各节点用1°/h陀螺时,相对姿态估计精度优于8'。该方法可为机载关键位置相对姿态精确获取提供技术参考,尤其当系统无高精度惯导且变形统计特性未知时。     

基于地磁传感器与陀螺仪的姿态测量法

姿态测量系统是火箭弹简易制导领域不可或缺的一部分。文中基于地磁传感器与MEMS陀螺仪的姿态测量系统,对传统单点姿态测量方法进行了研究与改进。以MEMS陀螺仪解算所得的偏航角作为三轴地磁传感器输入,推导了姿态角测量方法。针对姿态测量方法,设计了三轴地磁传感器姿态测量模块,在三轴旋转平台上进行了半实物仿真实验。实验结果表明,改进后的方法可以满足火箭弹姿态解算,提高了姿态角解算精度。     

基于自适应阵抗干扰结构的双星定姿算法

文中就全球定位系统(GPS)姿态确定系统中抗干扰问题,提出基于自适应阵抗干扰结构的双星定姿算法。首先提出抗干扰定姿接收机结构,采用去耦最大似然法(DEML)方法估计出卫星信号在载体坐标系中的到达角(DOA),然后利用直接法求解出载体姿态。仿真分析了不同方位、不同更新速率和不同强度下干扰源对总姿态误差的影响,结果表明该算法在强干扰环境下具备较高的定姿精度和鲁棒性。     

自旋卫星定姿数据合检分析与应用

为了提高某自旋卫星姿态确定数据的正确性与准确性,介绍卫星进行定姿所需的数据源的选取方法和姿态确定过程中量测量的数据处理过程。通过对姿测数据、量测量的合理性检验、野值的剔除以及双解真伪的判别分析,给出了详细的公式推导。实践工作证明,该方法为航天测量船应用测控软件的设计提供了良好基础。     

浮点编码的遗传算法在GPS姿态测量技术上的应用

基于单基线的GPS载波相位双差姿态测量模型,利用模糊度函数法,建立起适应度函数,采用十进制编码设计了能够避开整周模糊度的求解而直接搜索解算载体姿态的遗传算法模型.实测数据处理结果表明:静态条件下,航向解算精度达到0.30°(均方差),纵摇角解算精度达到0.40°(均方差),基线长解算精度达到0.30m(均方差).可以证明算法具有潜在的动态姿态实时解算能力.     

末制导炮弹姿态更新算法研究

运用一种减小捷联惯导系统姿态算法误差的运算方法,对末制导炮弹姿态更新算法进行了研究,建立了双插值姿态解算数学模型.利用末制导炮弹的一条弹道数据进行仿真研究,与常见的四子样旋转矢量法进行了比较.结果表明,由于克服了刚体转动的不可交换性误差,与四子样旋转矢量法相比,在姿态更新周期相同及不相同的情况下,该方法计算精度都相对较高.     

基于直线稀疏光流场的微小型无人机姿态信息估计方法研究

针对无人飞行器视觉导航系统的需求,提出一种基于直线稀疏光流场的微小型无人机姿态信息估计方法。研究了图像直线稀疏光流场的概念,并推导出该种稀疏光流场的计算方法;在直线稀疏光流场的基础上,建立了地平线投影模型,并提出一种基于直线稀疏光流场的飞行器俯仰角速度、滚转角速度和偏航角速度等姿态信息的估计方法;分别使用文中提出的直线稀疏光流场的计算方法和Horn算法对一组测试图像进行数值仿真,仿真结果显示在图像边缘附近,直线稀疏光流场的计算方法与经典的Horn算法具有相近的精度,但时间开销减小到后者的6%;使用无人机航拍图像序列对于基于直线稀疏光流场的飞行器姿态信息算法进行离线仿真,并对比同时搭载的角速度陀螺的测量结果,结果显示,使用文中所述的基于直线稀疏光流场的无人机姿态提取方法可以估计飞行器的俯仰、偏航、滚转三通道角速度信息,其最大绝对估计误差除滚转通道小于±10°/s外, 其余两通道均小于±5°/s,并对于误差产生的原因进行了进一步讨论。     

Unscented Kalman Filter for Autonomous Warship Attitude Determination

To address a problem of autonomous attitude determination algorithm using gravitational field and geomagnetic field observation, a new recursive optimization autonomous attitude estimation algorithm is proposed. The algorithm is based on unscented Kalman fiher(UKF), and can synchronously provide the attitude rate information. The simulated results show that the measurement precision of the method could be increased by 2 times compared to that of the common methods.