论瞬时轴线垂直度、平均回转轴线垂直度与Wobble的关系

用姿态变换的方法推导了平均轴线垂直度、瞬时轴线垂直度和倾角回转误差（Wobble)三之间的关系，从而得出了瞬时轴线垂直度和平均回转轴线垂直度的数据处理方法。     

船体变形的监测方法及其对航向姿态信息的修正

分析了船体变形的原因、种类，以及船体变形对航姿信息的影响；介绍了监测船体变形的四种结构力学方法和包括惯性测量匹配法在内的三种船舶航行实时监测法，以及GPS姿态测量在船体变形监测中的应用。着重讨论了惯性测量匹配法测定船体变形技术在火控系统、舰载飞机和舰载导弹惯导系统传递对准、磁测量船、其它物理测量船等方面的应用。最后针对位于舰船的中心航姿系统和局部基准部位的陀螺和加速度计等测量部件的不同配置，详细给出了用惯性测量匹配法测定并消除船体变形影响的三种实施方案，比较了各方案的特点、计算过程和系统输出数据。这些方案对于在役舰船和现代舰船的船体变形监测和航向姿态修正具有借鉴作用。     

初始装订姿态误差对Kalman滤波器陀螺漂移估计的影响分析

探讨了动基座对准中的一个新的问题，初始装订姿态误差对Kalman滤波器估计陀螺漂移的影响，对该问题进行了试验和仿真。结果表明，利用速度匹配进行初始对准，初始装订姿态误差对两个水平陀螺漂移的估计值产生的影响，主要来自于系统初始装订姿态的精度和Kalman滤波器系统模型的精度，如果要保证滤波器足够的估计精度，应该首先从系统模型上解决。     

基于MARG的无人机抗干扰系统的研究

由IMU或电子罗盘组成的无人机航姿测量系统易受载体有害加速度或周围局部磁场干扰导致姿态角解算不准确。针对该问题提出将自适应扩展卡尔曼滤波算法应用于该系统。在卡尔曼滤波算法中提出引入分段函数构造自适应测量噪声方差阵。相比于传统噪声方差阵的阈值判断方法,该方法提高了传感器信息的利用率,进一步减小了外界干扰对系统姿态估计的影响,最终提高了姿态角的解算精度。最后针对该方法进行了仿真分析和无磁转台实验验证,仿真和实验结果表明,该方法能有效提高无人机航姿测量系统的抗干扰能力,具有一定的应用价值。     

自制微型四轴飞行器（硬件篇）

自制一款能够平稳飞行的微型四轴飞行器需要很多硬件和软件的支持,且我希望自制PCB、传感器、飞控软件,甚至遥控系统。我的设计思路是先从硬件做起,使用STM32主控芯片,配合MPU6050陀螺仪传感器,构建惯性导航平台。再用无线射频将遥控数据传输给飞行器,控制飞行器姿态。软件用到惯性导航的知识,采用相对比较简单的捷联惯性导航,控制各个电机转速。遥控器是利用某低端遥控器改装的,     

三维图形技术在潜标姿态回放系统中的应用

论述了三维可视化场景建立过程中如何应用GLScene实现上浮下潜浮标模型的建立、调入和姿态回放过程。建立了上浮下潜浮标的模型,显示了上浮下潜浮标的运动轨迹和在各阶段的运动姿态,最后给出了上浮下潜浮标运动过程中的场景效果图。     

机载三维成像激光雷达实时探测精度分析

为了提高机载增益调制型三维成像激光雷达系统实时探测时的测距精度,推导了该激光雷达的测距公式,可以得出距离精度与探测器探测到的光强密切相关,机载实时探测时各种运动引起的像移会通过强度图来影响测距精度和成像质量。基于光学成像原理和坐标变换矩阵原理,分析了该激光雷达实时探测时飞行器姿态变化对成像质量的影响,分析结果显示,飞行器姿态变化对z方向的位移影响最大为0.0298个像素,可以忽略不计,而对x,y方向像移影响比较大。研究了飞行器同一个姿态变化对地面点的像移影响,研究结果表明,像移会随着地面物点对光轴的夹角和飞行方向的夹角改变而改变。     

摇摆状态一维相控阵天线波束指向修正

由于载机平台摇摆,一维相控阵天线姿态会发生倾斜,从而影响波束指向.为此,提出了一种修正方法,给出了适应于各种监视雷达系统(如二次航管系统)工作原理的详细修正流程及算法.试验结果表明,所提方法使天线能维持高指向精度.     

基于加性四元数误差方程的惯性/天文姿态组合算法

针对采用旋转四元数误差进行的组合导航误差建模中状态方程的非线性化问题,提出一种新的惯性/天文组合姿态组合算法,以姿态加性四元数误差和陀螺漂移为状态变量,推导系统线性化状态方程,并以天文导航和惯导姿态四元数之差为量测量,建立系统量测方程,然后利用卡尔曼滤波实现对该组合模式的信息融合,仿真分析表明,所设计的基于姿态四元数误差和陀螺漂移的组合模式能够有效估计系统状态误差,姿态误差0.02°左右,验证了其有效性,可避免较为复杂的非线性滤波器的使用,为工程实践提供了理论支持.     

挠性卫星的姿态机动滚动优化控制

提出了一种基于控制力矩陀螺的挠性卫星姿态大角度快速机动控制方法。结合卫星姿态动力学,运动学和挠性附件的振动方程,建立了面向预测控制方法的非线性预测方程;在建立了包含卫星姿态跟踪误差,控制力矩能量以及挠性附件振动能量的优化目标函数基础上,采用非线性模型预测控制方法设计了兼顾机动性能与抑制附件振动的卫星姿态机动律。为进一步消除挠性附件振动,采用输入成形技术对规划的控制力矩进行处理,成形出合理的控制力矩指令。最后以成形后的控制力矩指令为输入条件,基于鲁棒伪逆方法设计了金字塔控制力矩陀螺群的操纵律,完成挠性卫星姿态机动的非线性滚动控制。针对算例的研究表明:卫星滚动轴姿态能够在约27 s内机动50°,且具有指向精度小于0.03°,姿态稳定度小于0.03(°)/s的性能。