基于误差四元数的捷联惯导全姿态导航与控制

在舵偏控制回路中使用欧拉角姿态信息,是现有飞行器捷联惯导系统普遍采用的方法。为避免垂直状态时欧拉角姿态表示法的算法奇异问题,引入了四元数姿态表示法,但是最终形成偏差输入到舵机的仍旧是欧拉角姿态信息。对此问题,文中分析讨论了捷联惯导系统中,以欧拉角信号控制飞行器舵偏输出(推力矢量输出)的传统方法的两点不足之处:垂直状态时欧拉角姿态算法的物理奇异问题;控制路径过长问题。提出由误差四元数直接控制舵偏输出(推力矢量输出)的新的捷联导航方法。此方法控制路径最短,且克服了物理奇异问题,不局限于飞行器所处的姿态,因此,将其称之为全姿态导航方法。仿真结果表明了此方法的可行性与有效性。     

基于半球谐振陀螺与星敏感器的星载姿态测量系统实现

为满足长寿命卫星对高精度、高可靠、低功耗、轻重量的姿态测量系统的需求,构建了一种基于半球谐振陀螺与星敏感器的星载姿态测量系统。针对国产半球谐振陀螺和加速度计结构特点,建立了惯性器件配置结构,完成了系统的相关标定,开发了以四元数为基础的姿态算法,利用卡尔曼滤波技术,将惯性姿态测量系统与星敏感器进行组合,实现了工程样机设计。测试表明,在实验室环境下,静态姿态精度达到13.9″(峰值),动态姿态精度达到15.4″(峰值),所研制的工程样机的精度指标能够满足高精度卫星的使用要求。     

机载SAR用的GPS/SINS组合导航系统研究

提出了进行SINS姿态校正的四元补偿算法。采用闭环KF（卡尔曼滤波）技术实时校正惯性仪表误差，补偿四元数误差，修正位置，速度误差，GPS／SINS组合导航系统样机的试验结果表明：采用该提出的算法后，组合导航精度较高，在组合导航过程中若去掉GPS信息，短时间内纯SINS的导航精度很高，能够满足SAR对运动补偿精度的要求，待恢复GPS信息后，组合导航系统继续正常工作。     

一种低成本捷联惯导系统的初始对准方法

提出适用于低成本捷联惯导系统的初始对准方法，即采用非线性对准模型和采样卡尔曼滤波（Unscented Kalman Filter）进行状态估计。推导了方位大失准角下的非线性对准模型，并与采用线性模型的对准方法进行了仿真比较。给出了系统加性噪声情况下的UKF递推算法，并应用于方位大失准角情况下的非线性对准。仿真结果表明采样卡尔曼滤波优于扩展卡尔曼滤波（EKF），且UKF无需计算Jacobian矩阵，与EKF相比实现更为简单。     

基于参数识别的SINS/DVL初始对准方法

针对多普勒测速仪(DVL)辅助捷联惯导系统行进间对准时易受DVL量测噪声的影响,提出一种基于参数识别的SINS/DVL初始对准方法。首先,建立了基于DVL辅助的SINS行进间初始对准观测矢量模型,分析了DVL量测噪声对观测矢量的影响;然后,研究了观测矢量变化规律,建立了观测矢量参数识别模型,利用建立的参数识别模型,设计了基于自适应卡尔曼滤波的参数识别算法,并对观测矢量进行了重构,减小了DVL量测噪声对观测矢量的影响;最后,设计了仿真与跑车实验。实验结果表明,所提出的参数识别算法可以有效抑制DVL量测噪声对初始对准结果的影响。相较于传统方法,在载体运动条件下实现对准误差标准差小于0.1°。     

捷联惯导姿态误差模型分析

捷联惯性导航系统以数字平台代替了平台惯导的机械平台。所谓数字平台,即存储在导航计算机中的坐标变换矩阵。四元数和旋转矢量是用来描述捷联惯导系统姿态的两种常用方法。传统的线性误差模型如psi角误差模型、等效倾角误差模型,仅仅适用于误差角非常小的情况。对于误差角比较大的系统,误差模型变得非线性,由此引入旋转矢量误差模型。通过对加性四元数、乘性四元数以及旋转矢量误差模型的分析表明,三者是等价的,并且当误差角很小的时候,乘性四元数误差模型和旋转矢量误差模型可以退化为等效倾角误差模型。     

基于状态变换的DVL辅助SINS初始对准方法

针对传统捷联惯性导航系统（SINS）/声学多普勒测速仪（DVL）组合导航系统初始对准过程中模型不精确引起的对准效率低的问题,提出了一种基于状态变换的SINS/DVL初始对准方法。与传统的SINS/DVL匹配模式不同,所提方案采用了基于载体系速度信息的匹配模式,建立了基于载体系速度误差的SINS误差方程,提高了系统误差模型精度。并考虑SINS和DVL之间的安装关系,重新建立了SINS/DVL初始对准系统及量测方程。最后仿真及试验结果表明,所提出的基于状态变换的DVL辅助SINS初始对准方法能在粗对准不够理想且存在安装偏差角条件下完成高精度的初始对准,提高了初始对准的鲁棒性能,同时在对准过程中能够保持高精度的位置信息。     

捷联惯导系统的空中标定方法

从工程实用和维护的角度出发,提出了一种针对机载捷联式系统的空中标定方法。该方法依据捷联惯导系统级标定的基本原理,使用卡尔曼滤波作为估计手段,惯性器件常值漂移、刻度系数误差及惯导系统基本误差项作为状态量,依据外部GPS信息作为观测基准,通过设定的飞行机动动作对各待标定误差项进行激励。仿真卡尔曼滤波结果表明,依据飞机实际运动过程设计的简单飞行轨迹即可以实现对所有误差项的有效激励,各误差项随飞行过程进行逐步收敛。这种系统级空中标定方法不需要飞机作特殊的机动动作,在实际工程中易于实现,且经过一个架次的飞行就可以对惯导系统进行一次标定补偿。     

基于低成本磁场和MEMS惯性传感器的姿态测定系统

在机器人、小型无人自主飞行器等严格限制成本、体积、功耗的应用场合,一套合适的姿态测定系统显的尤为重要。为此,提出了一种低成本的实时姿态决定系统,该系统由传感器模块和数字信号处理器(DSP)组成。传感器模块由一个三轴的磁罗盘和一个基于MEMS技术的惯性测量单元构成,文中对系统的软硬件设计进行了详细的论述。在此嵌入式平台上面,开发了一套基于四元数和扩展卡尔曼滤波的姿态估计算法,对算法的原理进行了详细介绍。最后给出的实验结果显示此系统具有相当高的性能,姿态角误差的方差在0.02°以下。     

低成本捷联惯导系统初始对准方法

为了缩短低成本捷联惯导系统初始对准时间并提高对准精度,给出了一种基于微型电子罗盘的初始对准方法。首先利用电子罗盘辅助加速度计完成粗对准,然后,分别设计了自适应扩展卡尔曼滤波器和平淡卡尔曼滤波器（UKF）用于精对准。实验结果显示,在系统量测噪声方差阵未知时,在滤波器中加入自适应方法能有效的提高对准精度;而采用非线性滤波的UKF算法,即使在粗对准之后方向失准角比较小的情况下,也可获得比线性滤波更优的对准精度和快速性。     

小倾角下空间后方交会算法辅助的SINS/GPS姿态位置解算

利用航拍图像匹配技术辅助导航系统参数解算,通常要求飞行器姿态角近似为零。提出借用航空单像空间后方交会算法实现小倾角下SINS/GPS组合导航系统的姿态位置估计。推导了载体与航拍镜头固连且横滚角、俯仰角不为零情况下,以SINS输出的姿态角作为参数对航拍图片进行仿射变换的公式。进一步提出用上述仿射变换后的航拍像片参与地图匹配,匹配所得的控制点经空间后方交会解算,结果用以修正组合系统姿态和位置量。仿真试验表明:在静态小倾角情形下,方法能够减小迭代次数,缩短导航解算时间;即使在倾角达到20°,仍可不失效地为载体提供位置姿态信息。模拟飞行器直线平飞动态情形,验证了所提出的辅助算法可获得较好的位置估算精度。     

利用地磁与红外辐射融合的姿态估计方法

针对目前导航控制系统多元化、新型化、低成本的要求,提出了一种利用地磁与红外辐射融合的姿态估计方法。在分析地球红外辐射场的组成及其产生机理的基础上,采用普朗克黑体辐射定律构建红外传感器的姿态测量模型,并将其与地磁三分量姿态测量模型结合,推导了红外与地磁复合的姿态测量模型。基于推导出的红外与地磁复合测量模型,设计了自适应扩展卡尔曼滤波切换姿态估计算法。研制了红外与地磁复合姿态测试系统的半实物装置,利用三轴转台开展了半实物验证实验。所提出的方法在加入红外屏蔽的情况下能够迅速进行调整,将俯仰角、横滚角、航向角估计误差分别保持在±1°、±1.5°、±1.5°以内。该姿态估计方法大大降低了姿态角的估计误差,表明红外与地磁复合的测姿方法有效可行,抗干扰能力较强。该方法适用于旋转弹体的姿态估计。     

基于地球红外辐射场的旋转弹丸姿态测试方法

针对微惯性器件无法满足高转速弹丸飞行过程中的滚转姿态测量要求的问题,提出了基于地球红外辐射场的旋转弹丸姿态测试方法。首先,研究了地球红外辐射场的产生机理和特性,分析了天地间红外辐射率的变化规律。然后,结合旋转弹丸在飞行过程中的运动特征,建立了红外传感器测量模型,推导了弹丸姿态与传感器感测信号的函数关系。最后,合理布局红外传感器,基于误差传递的原理,改进了常规的姿态解算算法,进一步提高了传感器测试信号的利用率。结果表明,利用地球红外辐射场测姿具有较高的精度,俯仰角解算误差在±0.3°以内,改进解算方案的横滚角解算误差在±0.5°以内。该姿态测量系统简单有效,能够满足旋转飞行体的姿态测量要求。     

基于地磁方位角的旋转弹丸姿态解算方法

为了解决旋转弹丸的姿态测量问题,基于地磁方位角,提出了一种旋转弹丸的姿态解算方法。首先基于零交叉点法的原理,采用非正交地磁传感器组合测量并计算得到地磁方位角和滚转角信息。其次通过分析稳定弹丸的飞行特性及外力矩情况,推导出了包含俯仰和偏航参数的绕质心动力学方程组。然后以此动力学方程组为驱动方程,以地磁方位角为观测量,借助扩展卡尔曼滤波估计出了弹丸的俯仰角和偏航角。仿真结果显示,基于地磁方位角的姿态解算方法可以准确估计出旋转弹丸的姿态角信息,最大误差不超过0.2°,验证了该方法的有效性。最后实弹实验结果进一步表明了该方法具有良好的应用前景。     

基于压力相移辅助的超流体陀螺

超流体陀螺是新一代惯性传感器,面临的关键问题是:在幅值锁定控制系统中,热相移的注入存在较大延时,引起其动态测量性能急剧下降。为此,在研究了超流体压力相移产生原理的基础上,提出采用静电力产生压力差的方法,并根据超流体的理论,构建了压力相移的数学模型。为解算角速度,提出了基于压力相移辅助的算法,锁定了超流体相移。仿真结果表明,基于该方法,超流体陀螺测量角加速度变化的信号时,测量误差减小了约一个数量级。因此,超流体陀螺的动态性能得到了很大改善,测量精度有了显著提高。     

敏感器正常和故障模式下微小卫星的姿态确定方法

围绕某日-地空间环境组网探测系统中微小卫星定姿系统的设计需求,基于MEMS陀螺、小型CMOS太阳敏感器、微磁强计,研究了该微小卫星各敏感器正常工作模式以及敏感器故障模式下的系统建模和姿态确定方法。各敏感器正常工作模式下,用陀螺、太阳敏感器和磁强计进行组合定姿;陀螺故障时,用太阳敏感器和磁强计进行组合定姿;太阳敏感器故障时,用陀螺和磁强计进行组合定姿;陀螺/太阳敏感器同时故障时,用磁强计进行定姿。仿真结果表明,本文定姿方法的姿态确定精度满足该系统中微小卫星在轨运行时的定姿精度要求,为该微小卫星的半物理仿真系统的研究及其在轨运行时的姿态确定提供了依据。     

一种车辆模型辅助的MEMS-SINS导航方法

针对城市环境中GNSS因遮挡导致MEMS-SINS精度快速降低的问题,在车辆运动学约束的基础上,结合四通道ABS轮速传感器和方向盘转角信息,提出一种新的适用于陆地车辆的MEMS-SINS导航方法。该方法通过分析车辆转弯和运动约束特性,构建角速度和加速度观测量,从而实现基于模型辅助的MEMS误差在线补偿;其次,ABS轮速信息与非完整约束条件结合可额外增加三维车体速度观测量,进一步维持卫星失效时组合滤波器的量测更新。跑车实验表明,在GNSS信号频繁丢失甚至长时间无法定位时,低精度MEMS惯性器件引起的快速误差积累得到有效抑制,与经典车体约束结合里程计算法相比,航向精度提高约70%,位置、速度精度也有相应的提高,验证了算法的有效性。     

多探头星敏感器星图融合姿态确定精度

针对多探头星敏感器星图融合姿态确定精度问题做了研究。首先提出多探头星敏感器星图融合方法;其次在此基础上以三个探头为例,推导了三探头星敏感器星图融合姿态确定误差协方差矩阵公式;然后利用协方差椭球对该协方差矩阵的性质做了详细分析,明确了探头间构型、星图融合参考系选择以及各探头星点选取等因素对星图融合姿态确定精度的影响关系;仿真结果表明,最优构型的多探头星敏感器通过星图融合可输出同精度的三轴姿态,并且光轴精度较单探头星敏感器提升了30%。研究成果对多探头星敏感器的工程研制具有理论指导意义。     

Stress measurement by copper electroplating aided by a personal computer

An image-processing system using a personal computer was applied to stress measurement by copper electroplating. The microscopic TV image of the plating structure of an electroplated specimen after cyclic loading was directly analyzed by the image-processing system. The density of grains grown in the plated layer was measured automatically. The surface stress of the specimen can be estimated based on the grain density. The stress-concentration factors of grooved shafts under torsion were obtained as an example of application. The result was in good agreement with the numerical values published previously.