卫星三轴姿态确定系统的光纤陀螺/星敏感器组合技术研究

为了满足卫星三轴姿态确定的精度要求，提出了基于状态估计法的星敏感器和光纤陀螺组合的方案，并设计了相应姿态确定算法。通过仿真证明：此方案能达到高精度卫星姿态确定系统的要求。     

空中平台航姿参考系统的设计

利用观测矢量确定载体姿态的原理,依据空中平台的动态要求,确定了航姿参考系统的构成。通过建立姿态误差四元数微分方程,对卡尔曼滤波器在线估计组合航姿系统姿态误差进行了设计,并将建立的传感器测量误差模型加入到滤波模型中。仿真表明,这样组成的航姿参考系统,在传感器测量精度有限的情况下,能在摇摆基座上达到水平姿态精度0.2°,航向精度0.5°。     

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。     

基于INS/GPS/CNS组合系统的高精度测姿方法

为改善INS/CNS/GPS组合导航系统输出姿态信息的稳定性,解决传统FKF算法非线性条件下姿态精度发散的问题,提出了一种基于UKF的FKF滤波算法;同时为解决各系统间时间信息不同步造成姿态精度下降的问题,提出了一种工程上可用的时间同步方案,同步精度优于0.5 ms。在实验室条件下,利用INS/GPS/CNS样机和高精度三轴转台搭建验证系统进行摇摆试验,试验结果表明,提出的方法可实现姿态误差值变化在5%以内条件下系统稳定工作一天以上。     

低成本车载GPS/INS组合导航姿态角更新算法

低成本INS系统的元件误差严重影响INS导航精度.针对车载系统,提出一种低成本车载GPS/INS组合导航姿态角更新算法.首先在GPS/INS组合导航Kalman滤波方程基础上,给出两种姿态角更新的观测方程.然后给出利用GPS测速确定航向角的原理,并且对低成本车载INS系统的俯仰角和翻滚角进行了分析,指出由INS随机误差造成的俯仰角和翻滚角误差比其本身量值要大,建议令俯仰角和翻滚角数值保持不变.利用实测算例确定了不同速度下的航向角精度,并且验证了该算法的有效性,以及相对于基于位置、速度组合的Kalman滤波,导航精度有明显提高.     

捷联“数学平台”姿态误差分析与模型确定

本文推导了捷联系统姿态误差方程;分析影响系统姿态测量精度的各种误差;提出以锥运动漂移作为精度指标来评价姿态算法的性能。另外还论述如何根据系统精度要求确定系统误差模型和姿态算法。     

GPS/SINS伪距(伪距变化率)组合导航系统实验研究

基于挠性捷联惯性测量系统和ＧＰＳ接收机ＯＥＭ板，以伪距（（伪距变化率）残差作为观测信息，实现了ＧＰＳ／ＳＩＮＳ伪距组合导航系统的软硬件设计，并先后在实验室和高速公路上对样机的导航定位、测速以及姿态性能和精度进行了静态考核和动态车载试验。试验结果表明，系统伪距组合滤波器的设计和参数选择正确，样机取得了较好的精度。     

采用卡尔曼滤波器的GPS／INS姿态组合系统的研究

阐述了利用位置和速度以及GPS姿态作为观测量的GPS/INS组合导航系统原理,建立了状态变量为21维的组合系统动态方程,给出了用于卡尔曼滤波的GPS姿态误差模型,并对组合系统进行模拟分析,基于这种组合方式,使系统的位置和航向测量精度获得大幅度提高。     

惯性辅助超短基线GPS航姿解算

ＧＰＳ航姿系统是利用ＧＰＳ 载波相位相对测量来确定载体的航向和姿态。对于只有２ ～３ 个载波波长的超短基线，载波相位初始模糊度的确定将变得容易，而且这样的超短基线有利于周跳的检测，但超短基线使航姿解算精度较低。为了提高航姿解算的精度和可靠性，本文提出了ＧＰＳ航姿和低精度陀螺的组合系统，并进行了仿真研究。     

火箭上面级星敏感器/陀螺组合定姿实时仿真系统

针对运载火箭上面级惯性导航设备提供的姿态信息随时间累积而误差逐渐增大的问题,提出了基于扩展卡尔曼滤波的星敏感器/陀螺组合姿态确定算法,并为加快工程样机研制设计了基于Matlab/dSPACE平台的实时仿真系统。基于地心第二轨道坐标系和上面级体坐标系,给出了姿态角定义,推导了姿态转换矩阵。通过分析组合定姿方案和姿态状态估计方法,设计了基于误差四元数的滤波器;为减少算法的计算量,采用了离线计算次优增益矩阵的方法。进行了星敏感器在回路中的半实物仿真。仿真结果表明组合定姿精度优于50″,且能够准确估计陀螺常值漂移。该算法精度高,速度快,实时仿真系统具有很好的参考和应用价值。     

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。     

地下定向钻进姿态测量系统的设计

针对地下钻进的特殊要求,描述了一种定向钻进姿态测量系统,对系统具体的结构以及姿态解算方法同时进行了详细说明。该系统采用新型微硅加速度计和磁阻式磁强计作为姿态敏感器件,实时获取定向钻进中钻具的方位角、倾角和面向角信息。此系统具有体积小、成本低、可靠性高等一系列优点,非常适合地下钻进测量。     

一种基于应变模态分析的舰船分布式挠曲姿态测量方法

针对舰船所处的恶劣环境，以及舰船导航和武器系统对姿态测量精度日益提高的要求，根据应变模态分析理论，建立了应变信息与姿态信息的变换关系，并提出了利用光纤Bragg光栅(FBG)传感器测量甲板的应变，求取由挠曲变形引起的姿态信息误差的方法。通过对简易模型的实验，验证了这种方法是有效的并且具有较高的精度。     

光纤陀螺与GPS组合定姿技术在航天器上的应用研究

在重量轻、功耗低和可靠性高等较高技术要求下,采用光纤陀螺与GPS组合定姿定轨技术,作为微小型航天器或舱外机动装置上高精度自主姿态确定系统,文中重点研究了光纤陀螺与GPS组合定姿在航天器定姿中的应用情况。     

基于磁/惯性传感器旋转弹体定姿的Kalman滤波器设计

微惯性传感器精度较低,其漂移会引起很大的姿态误差,不能提供长时间稳定姿态;磁传感器组合的姿态角误差不随时间累积但姿态角更新速度慢。针对这一问题提出了利用磁/惯性传感器构建低成本姿态探测系统的方案,设计了Kalman滤波器融合二者信息——以磁传感器解算的姿态角和等效旋转矢量法解算的姿态角之差作为观测量,以惯性传感器的漂移和姿态误差角作为状态变量,整个解算过程无需使用地磁场强度。仿真结果表明了该算法的有效性,二者组合定姿可实现高精度的姿态测量。     

基于微机械惯性传感器的卫星电视天线稳定系统

介绍了一套基于微机械惯性传感器测量的卫星电视接收天线稳定系统的组成、工作原理及技术要求，讨论了系统的几项关切技术，包括：微机械惯性姿态测量模块，步进电动机闭环伺服控制以及场强自动跟踪技术。计算仿真和样机实验的结果表明：系统达到了预期的技术指标，已能够满足舰船上的应用要求。由于微机械测量器件的采用，系统具有体积小、成本低、性能可靠的优点。     

基于MEMS加速度计的无陀螺惯导系统

由于MEMS陀螺精度低、漂移大,使得MEMS陀螺和加速度计构成的微惯性导航系统(Micro-INS)的精度很低,导航定位误差发散很快,不能满足载体进行导航定位定姿的要求.而相对MEMS陀螺,MEMS加速度计精度较高,据此提出用MEMS加速度计来构成的无陀螺微惯性导航系统(Gyro FreeMicroInertial N...     

双航海惯导联合旋转调制协同定位与误差参数估计

单轴/双轴旋转调制航海惯导备份配置满足了舰艇对于定位精度、可靠性、成本的综合要求,但系统间缺少信息融合。针对此问题,以单轴旋转惯导的姿态误差、速度误差、位置误差与双轴旋转惯导对应误差的差值以及两套惯导的陀螺常值漂移、水平加速度计常值零偏为系统状态,并以二者间扣除杆臂效应后的速度及位置的差值为观测量,通过联合旋转调制,改变两套系统IMU的相对姿态关系。分段常值可观测性分析表明,所有系统状态完全可观。建立了定位误差预测方程,对单轴旋转惯导方位陀螺漂移造成的定位误差进行预测补偿。实验结果表明,对单轴旋转惯导方位陀螺漂移造成的定位误差预测补偿后,其定位误差减小了30%,不仅满足了高可靠性的要求,而且提高了故障情况下的导航精度。     

一种新的INS/GPS组合导航技术

基于GPS测姿技术的发展,研究了以位置、速度和姿态信息作为观测量的INS／GPS组合导航系统的卡尔曼滤波算法。详细推导了这种组合方式的观测方程,并将该组合技术应用于某飞行器。仿真表明,增加姿态信息作为观测量可有效地提高系统导航参数的估计精度和速度。