关于激光捷联惯性导航系统姿态算法的分析

圆锥误差和量化误差是激光捷联惯性导航系统姿态解算误差的两个最主要的误差源.从分析圆锥误差产生的机理出发,分别分析了以角度和角速度为计算参数的圆锥误差补偿算法,并对量化误差对圆锥误差补偿算法的影响进行了研究.通过理论分析和数字仿真,得出在实际工程应用中,采用角速度为输入信息的激光捷联惯性导航系统姿态算法应该在考虑量化误差的情况下,采用以角速度为计算参数的圆锥误差补偿算法.     

基于数学基准修正的机载SINS/CNS组合定位算法

针对传统天文定位算法中水平基准对其机载应用的制约,提出基于数学基准修正的机载天文位置确定方法;提出首先利用惯导姿态信息,构造天文测量数学水平基准,通过惯导姿态阵实现载体系下的天文测量输出到当地水平基准坐标系下的变换,从而使高度差法的机载定位得以实现;为保证数学基准的准确有效,提出数学基准修正方案:利用高精度星敏定姿修正惯导姿态,以修正基准中耦合的惯导姿态误差。仿真实验表明,采用该方法进行的天文导航能有效解决其机载应用下水平基准制约问题,验证了其有效性,具有良好的工程实际应用前景。     

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。     

The output torque estimation of MCMG for agile satellites

Studied in this paper are the attitude control law design and the output torque estimation problem of micro control moment gyros （MCMGs） for the agile satellites executing rapid attitude maneuver mission. An algorithm is proposed for estimating the output torques and the gimbal angular rates of MCMGs, which can help engineers to choose reasonable size for actuators so that the cost of satellite can be decreased. According to some special maneuver missions, a numerical example of attitude control system for a small satellite with MCMGs in pyramid configuration is studied, and the simulation results validate the proposed estimation algorithm.     

重力梯度力矩近似公式适用条件的探讨

教材中重力梯度力矩经典近似公式是基于常规尺寸空间结构推导的,如果直接应用于超大尺寸结构可能会导致精度不够、甚至错误的结果.以超大空间哑铃结构为研究对象,对比了基于重力梯度力矩非近似公式与经典近似公式得到的姿态动力学响应,指出了经典近似公式的局限性.通过提高重力梯度力矩中近似项的保留精度,提出了修正公式,并验证了该公式的适用性.所得结论是对重力梯度力矩教学内容的有益扩展,对工程应用也有帮助.     

一种可用于运载火箭的SINS/GNSS自主导航方案

研究了一种可用于运载火箭的SINS/GNSS自主导航方案。起飞前捷联惯组采用基于惯性系重力加速度积分的解析粗对准和卡尔曼滤波精对准,起飞后采用SINS/GNSS卡尔曼滤波组合导航反馈实时修正姿态、速度和位置。仿真结果表明捷联惯组水平自主对准误差0.01°,方位自主对准误差1.5°,起飞后经组合导航修正后的姿态误差小于0.2°,速度误差小于0.4m/s,位置误差小于40m,考虑所有误差的蒙特卡罗仿真结果满足火箭入轨精度要求,此方案具有较高的工程应用价值。     

一种惯性测量单元非正交安装的单轴转位方法

针对单轴旋转式捷联惯导系统中旋转轴方向惯性器件误差导致系统误差积累的问题,提出一种惯性测量单元非正交安装的单轴转位方法,该方法不但可消除旋转轴垂直方向惯性器件误差对导航精度的影响,而且可减小旋转轴方向惯性器件误差引起的导航误差。基于单轴旋转调制原理,推导了非正交安装方法和正交安装方法的陀螺常值漂移和加速度计零偏在单轴旋转下引起的姿态误差,并对其进行分析,结果表明,在陀螺仪和加速度计常值漂移及零偏相同的情况下,非正交安装方法与正交安装方法相比,安装斜角为10°时72 h的定位误差降低约50%。     

基于激光陀螺自适应补偿的船体变形测量方法

基于长期变形、动态挠曲变形以及陀螺随机零偏的状态方程,构建了激光陀螺测量的惯性姿态匹配最优滤波器,可以实时地估计出船体变形角。针对实时估计的长期变形角具有偏置误差的问题,推导了惯性姿态匹配的误差方程,指出动态挠曲变形角与船体惯性姿态角之间具有长时间的交叉相关耦合作用导致了长期变形角估计具有偏置误差,并提出了对输入到最优滤波器的激光陀螺角增量进行自适应补偿的方法来抑制偏置误差。实验结果表明,补偿后俯仰角、横滚角和艏挠角的偏置误差均方根均小于5″,较补偿前降低均方根误差约为5″,该自适应补偿方法可有效地抑制偏置误差,提高惯性姿态匹配方法在船体变形测量应用中的有效性。     

简化超球体SRUKF的GPS/MIMU组合姿态估计

针对加速度计、磁强计易受机动加速度和周围环境影响的问题,提出了一种单基线GPS/MIMU组合姿态估计方法。该方法利用单基线GPS天线代替磁强计提供航向信息,并利用GPS的速度信息对加速度计输出的机动加速度分量进行补偿,构成单基线GPS/MIMU组合姿态确定单元。同时考虑实时性要求,在SRUKF的基础上,引入加性非扩展形式和超球体单形采样,提出了简化超球体平方根UKF算法,通过减少状态维数和采样点的数量,降低算法计算量。建立加性噪声下的单基线GPS/MIMU姿态模型,并采用简化超球体平方根UKF算法进行姿态估计。实验结果表明,单基线GPS的速度信息可以有效提高加速度计对水平倾角的确定精度,姿态估计算法收敛后的最大误差小于0.8°,估计精度与UKF相当,且执行时间仅是UKF的42%。