基于平方根Unscented卡尔曼滤波的无陀螺卫星的姿态估计

针对无陀螺卫星的姿态和速度估计问题,提出基于平方根UKF滤波（square Root Unscented Kalman Filter）的估计算法。为了避免欧拉角带来的奇异问题,采用四元数描述卫星的姿态参数。考虑卫星的非线性模型,采用Cholesky和QR分解,从而平方根UKF滤波方法不仅能保证协方差矩阵的正定性,并且还可以提高算法的计算精度。利用测量矢量的信息,该算法能估计三轴稳定卫星的姿态,且计算简单,无需计算Jacobian矩阵。数值仿真结果表明,所给出的方法是可行而有效的。     

微小卫星姿态确定系统多信息融合滤波技术

采用微小卫星姿态动力学,并针对太阳敏感器/磁强计/卫星导航系统(GPS)接收机多姿态信息融合的特点,提出一种基于融合反馈模式的改进联邦滤波姿态确定方法,各子滤波器只完成量测更新,由主滤波器完成时间更新与预测信息的分配.给出了由四元数描述卫星姿态的误差状态方程和各子系统的量测方程,基于磁强计测量信息,对微小卫星的主要干扰源剩磁进行建模.仿真结果分析表明:基于剩磁建模的姿态动力学模型可有效提高姿态确定的精度;改进联邦滤波算法减少了系统的计算量,保证了可靠性.     

低成本姿态测量系统研究

针对由低精度的惯性陀螺、加速度计、磁强计组成的低成本姿态测量系统,该文进行了组合算法研究.设计了有陀螺测量和基于四元数差分法的无陀螺测量2种广义卡尔曼滤波器(EKF);采用四元数避免了欧拉角法的奇异问题;用高斯-牛顿误差最小法将六维观测量转化为四元数,作为观测量的一部分,显著减少了直接使用EKF的计算量.设计了仿真数据进行算法验证,成功地得到姿态估计,并对2种EKF滤波器在低速和高速状态下进行验证,取得良好效果.     

SINS/GPS组合导航的机载SAR姿态算法

针对SINS/GPS组合导航定位系统中高分辨率机载SAR运动补偿问题,通过建立SINS/GPS组合导航定位系统误差模型开展机载SAR运动过程中姿态解算,根据SINS中姿态四元数微分方程特点,利用二次Padé逼近法构造一种四元数范数规范化计算公式,使四元数迭代计算过程中具备保范性,利用5阶CKF算法构建SINS/GPS组合导航定位系统的误差模型算法.仿真结果表明,与传统UKF、CKF模型算法相比,该算法收敛速度快,滤波精度高且计算量小,满足机载高分辨率SAR的姿态估算要求.     

SINS/CCD系统四元数中心差分姿态估计算法

针对载体捷联惯性导航系统(SINS)姿态确定中乘性四元数扩展卡尔曼滤波在大初始失准角情形下收敛速度慢及计算精度较低的问题,提出了捷联惯导与星敏感器组合系统姿态估计模型的单位四元数二阶中心差分算法.在推导系统姿态四元数非线性误差模型及其变量计算基础上,利用拉格朗日代价函数法计算四元数加权均值和四元数状态向量,以及非四元数向量分离策略计算估计均值及其方差矩阵,实施中心差分最优姿态估计计算达到提高算法计算精度和降低系统计算量的目的.仿真验证表明:在载体大初始失准角情形下,该算法相比于乘性扩展卡尔曼算法和四元数无迹卡尔曼算法,滤波精度得到提高,算法收敛速度相比于乘性扩展卡尔曼算法有所改善.     

旋转导向系统有色噪声的改进无迹卡尔曼滤波方法

在旋转导向钻井系统的姿态测量过程中,三轴加速度计测量数据中包含大量有色噪声,严重影响井底组合钻具姿态测量的精度。基于旋转坐标变换的四元数理论,结合所建立的三轴加速度噪声模型,提出一种改进无迹卡尔曼(UKF)迭代滤波算法。此方法利用陀螺测量原理构造观测方程和时变状态方程,将实时解算出的钻具姿态以四元数的形式更新时变状态方程中三轴角速度,通过更新观测方程加速度噪声模型实现加速度计传感器数据中有色噪声的UKF迭代滤波。实测数据滤波的结果表明,此方法可有效滤除加速度传感器数据中的有色噪声,保证旋转导向钻具姿态测量的精度。     

基于模糊逻辑四元数的平方根UKF算法

针对目标跟踪估计算法中,利用传感器离散观测建模并估计目标连续状态,进行导航解算时滤波精度低,及传统四元数扩展卡尔曼滤波算法无法满足目标姿态测量精度要求等问题,文中提出一种基于模糊逻辑四元数的平方根UKF姿态估计算法.该算法将四元数作为模糊逻辑UKF滤波器状态,应用测量的角速率完成滤波器的时间更新及量测更新,采用模糊逻辑的平方根协方差形式作为更新参数,既降低了算法的计算量和复杂度,又保证了数值的稳定性.文中还以近地卫星为例,在Matlab和C++软件上进行了仿真实验.实验结果表明:文中所提算法可保证对机器人和特征的姿态控制估计精度;可对目标实时跟踪定位并进行量测更新,抑制了姿态误差发散问题.     

高阶SRC-KF SINS对准模型算法

基于SINS初始对准误差参数计算精度要求,利用Gauss-Hermite积分和Gauss-Lagerre积分数值逼近方法,证明了Bayesian最优估计理论的高阶球面径向联合积分数值逼近的五阶SRC-KF算法.通过状态向量坐标变换开展高阶球面径向数值积分逼近计算,根据获得2n2个球面径向采样点,利用高阶矩匹配方法设计采样点权值展开系统状态后验概率密度函数逼近计算,来达到非线性系统状态参数五阶SRC-KF最优估计算法高精度计算目的.采用四元数姿态建模方法构建新型SINS初始对准非线性误差模型,引入Lagrangian乘子算法计算四元数估计加权均值,最后利用SINS粗对准实验数据开展初始对准高阶SRC-KF模型算法仿真验证研究.通过UKF、CKF和五阶SRC-KF算法估计数据比较,五阶SRC-KF算法计算精度较高,数值计算稳定性好,验证了五阶SRC-KF算法的可行性及计算精度优势.     

四区间双插值捷联惯姿算法

提出一种减小捷联惯导系统姿态算法误差的运算方法,该算法运用拉格朗日插值逼近载体系下角速率和姿态四元数,通过求解四元数方程组实现姿态更新.本文在典型圆锥运动和规则进动下,将该算法与常见的四子样旋转矢量算法进行了仿真对比,结果表明,新算法能有效提高姿态求解精度.     

基于星敏感器双矢量观测信息的卫星姿态确定算法研究

针对三轴稳定卫星,研究基于星敏感器双矢量观测信息的卫星高精度姿态确定算法。建立了姿态运动学模型、敏感器测量模型、QUEST算法模型和扩展卡尔曼滤波(EKF)模型。对比分析了QUEST算法以及星敏感器与陀螺组合的扩展卡尔曼滤波(EKF)算法的定姿精度。通过数学仿真,表明基于星敏感器和陀螺的扩展卡尔曼滤波组合姿态确定算法具有更高的定姿精度。     

一种基于Unscented卡尔曼滤波的多平台多传感器配准算法

首先给出传感器偏差配准模型,然后将目标的运动模型和传感器偏差组合在同一个状态方程中,利用Unscented卡尔曼滤波（UKF）方法进行状态和偏差联合估计,最后理论分析了配准偏差对状态估计的影响。Monte-Carlo仿真表明,该方法能同时有效地估计目标状态和传感器配准偏差。     

自适应软测量算法的汽车行驶状态估计

为了实现车辆行驶状态低成本测量,设计了估计汽车行驶状态参数的传统无迹卡尔曼滤波器和能够有效解决噪声时变特性的次优Sage-Husa噪声估计器相结合算法,通过建立电动汽车3自由度的动力学模型和HSRI轮胎模型,且融合低成本测量的纵、横向加速度和方向盘转向角传感器测量信息,从而可精确估计电动汽车行驶状态.在选定的典型工况下,通过与无迹卡尔曼软测量算法进行对比,硬件在环实验结果有效地验证了自适应无迹卡尔曼软测量算法具有很好的鲁棒性,且比无迹卡尔曼软测量算法更加能够有效地估计电动汽车的行驶状态.     

汽车电控液压制动系统动力学建模及性能研究

为提高估计电控液压制动系统的压力估计精度,针对其工作特性提出一种基于粒子群优化的UKF算法的汽车电控液压制动系统动力学建模方法.该算法根据液压制动系统的工作特性将压力估计问题转化为多维参数优化的问题,应用UKF对汽车电控液压制动系统进行压力估计,根据该液压系统的强非线性及时变系统特性引入液压系统指数参数,压力变化参数差,及测量轮缸压力作为状态量,引入粒子群算法根据目标函数,对UKF中的参数及观测噪声,过程噪声进行迭代寻优.实验数据对比,验证该算法参数估计的精确性及实时性.研究结果对液压制动系统以及整个液压系统的研究都具有指导意义.     

Wind disturbance rejection control based on the dynamic parameters estimation of quadrotors UAV

The turbulence or gust in quadrotor flight environment causes drastic changes in the unmanned aerial vehicle(UAV) aerodynamic parameters. Especially, rotor thrust coefficient and reaction torque coefficient of the UAV encounter uncertainty fluctuation, which may undermine the control performance. A real-time estimation strategy for these aerodynamic parameters is proposed to improve the identification on the disturbance. First, the unscented Kalman filter(UKF) algorithm is used to estimate the UAV states and aerodynamic parameters. Then, a double-loop structure, consisting of position and attitude, is designed for the trajectory tracking control. In the outer loop, a proportional-derivative controller is adopted to carry out position tracking and provide Euler angle references for the inner loop, called attitude controller. Moreover, the attitude controller is designed using an inverse dynamic technique. The main contribution of this study is to propose a joint estimation on the aerodynamic parameters with wind disturbance as well as the UAV states. This strategy plays an important role in refining time-varying parameters of wind disturbance. A number of simulations are executed to verify the effectiveness of the proposed method.     

UKF和UPF在惯导初始对准中的应用研究对比

捷联惯性导航系统是新型航位推算系统,在惯导系统执行工作任务之前需要进行初始对准,以保证系统的正常运行。对捷联式惯导系统,初始对准就是确定初始时刻的姿态阵,利用惯性元件的输出信息,选用合适的滤波方法,将计算的导航坐标系与真实导航坐标系的失准角估计出来,来修正姿态矩阵,使计算坐标系与真实坐标系尽可能重合。在实际的导航系统中,状态方程和量测方程通常都是非线性的,对于非线性特性,传统的解决方法是利用EKF滤波算法,但它只适用于弱非线性模型的估计,系统的非线性越强,引起的估计误差就越大,甚至会引起滤波发散。为此提出两种滤波算法UKF与UPF,并将两者进行了仿真对比,结果表明UPF算法比UKF算法收敛速度更快,估计精度更高。     

编队卫星自主相对导航简化强跟踪UKF滤波算法

针对编队卫星自主相对导航过程中存在模型不确定性及噪声统计特性时变导致EKF滤波算法估计精度降低、鲁棒性较差的问题,以STF为理论框架,设计了简化强跟踪UKF(SSTUKF,simplified strong tracking unscented kalman filter)滤波算法。该算法基于STF的等价表示来计算次优渐消因子,避免了计算Jacobi矩阵,通过在线实时调整滤波增益矩阵,确保系统理论模型偏离实际模型时输出残差序列相互正交,增强算法的鲁棒性,并且对时变的噪声统计特性不敏感。结合CW系统模型线性特点,用标准卡尔曼滤波中的时间更新代替相应的UT变换过程,在提高估计精度的同时有效地降低了运算量,增强算法的实时性。仿真结果验证了该算法的有效性。     

基于平方根UKF的伪卫星动态跟踪定位算法

为了解决传统Kalman滤波在处理非线性系统时的局限性,以及扩展Kalman滤波（EKF）在处理强非线性系统时发散性和精度较差的问题,结合动态导航系统中的目标跟踪定位问题,在不敏Kalman滤波（UKF）算法的基础上,提出了一种基于平方根UKF的动态跟踪定位算法,在递推运算过程中采用协方差矩阵的平方根代替传统算法计算过程中的协方差矩阵。MATLAB仿真结果表明,平方根UKF算法的精度比EKF提升了54.7%,比UKF提升了14.8%。所提出的算法解决了Kalman处理非线性系统的局限性以及传统EKF和UKF算法精度不高的问题,为伪卫星系统的高精度定位研究提供了有力支撑。     

基于UKF算法的高机动机载平台多普勒频移估计

针对卫星通信在高机动状态下非线性较强,会引起较大多普勒频移的问题,提出利用无迹卡尔曼滤波(unscented Kalman Filter,UKF)算法进行多普勒频移估计。依据高机动飞行器飞行特点,建立直线和圆周运动中的UKF多普勒频移估计模型,并进行仿真分析。结果表明,在卫星通信信道模型中,UKF算法能够对高机动机载平台进行更精确的频率估计,实用性更强。     

惯导初对准中的平方根无轨迹卡尔曼滤波

针对无轨迹卡尔曼滤波(UKF)在递推过程中,有些情况下出现状态协方差逐渐失去正定性,导致计算发散现象,对状态协方差进行矩阵分解,在滤波中用其平方根进行计算,保证其正定性.采用平方根无轨迹卡尔曼滤波(SRUKF)对大失准角情况下惯性导航系统初始对准非线性ψ角模型进行估计.蒙特卡罗仿真结果表明,SRUKF与UKF在滤波精度和收敛速度上基本一致,SRUKF的数值稳定性优于UKF.