基于四元数平方根UKF算法的SINS/GPS紧组合导航系统研究

在较大初始姿态误差角下,针对SINS/GPS紧组合导航系统扩展卡尔曼滤波（extenthed Kalman filter, EKF）算法定位精度下降的问题,提出了一种基于四元数的平方根无迹卡尔曼滤波（square root unscented Kalman filter, SRUKF）算法。为解决SRUKF算法中四元数正交规范化的限制,通过构造姿态矩阵代价函数将四元数预测均值问题转化为代价函数最小时的四元数向量求解问题,保证了均值四元数的规范化;利用乘性四元数误差表示四元数预测值与均值之间的距离,求取四元数的预测协方差矩阵,保证了算法的合理性。在此基础上,给出了SINS/GPS紧组合系统四元数平方根无迹卡尔曼滤波算法的具体步骤。在较大初始姿态误差角下的仿真实验结果表明,与EKF算法相比,该算法精度更高,稳定性更强。     

基于四元数的导弹反步控制及全方位算法应用

针对传统四元数适应范围小,分析误差困难问题,基于误差四元数的概念深入研究了姿态误差形式和姿态角和四元数全方位转换问题,提出了姿态角和四元数的全方位转换算法。该算法实现了姿态角和四元数的-1800到1800全空间转换,并且具有抗扰动的能力,同时将四元数与非线性反步(backstepping)方法结合,进行了导弹姿态控制。仿真表明了全角度算法的正确性,以及基于文中的四元数姿态误差方程可有效进行导弹全方位姿态控制。     

基于UKF的低成本SINS/GPS组合导航系统滤波算法

针对MIMU的精度不高,会带来较大的初始对准误差角,如果继续采用传统的小干扰线性方程就会给滤波带来很大误差,甚至发散。针对这个问题,对低成本SINS/GPS组合导航系统建立了基于四元数误差模型的非线性滤波方程,并采用了UKF非线性滤波方法。针对四元数误差模型单纯使用UKF方法无法估计加计零偏和陀螺漂移的问题,提出将UKF和EKF相结合的算法,仿真结果表明,比起扩展卡尔曼滤波以及采用传统小干扰线性方程的卡尔曼滤波,这种方法能够提高姿态误差角特别是方位误差角的估计精度。     

基于星敏感器/陀螺组合定姿建模及精度仿真

首先讨论了卫星姿态确定原理的建模问题,针对星敏感器/陀螺组合配置的定姿系统,详细分析了动态滤波算法原理,推导了星敏感器观测矩阵及误差四元数状态方程,进而建立了使用Kalman滤波方法进行姿态确定的整个过程;并基于该滤波算法,讨论了姿态确定系统的最终定姿精度的分析与综合评估问题,从理论分析和仿真验证两方面确定了影响姿态确定精度的主成分误差因素,定量描述了误差因素的影响范围,并针对实际工程指标完成了主成分因素的边界条件,为姿态测量方案的设计提供了理论支撑.     

小型尾坐式飞行器航姿测量系统设计与验证

针对小型尾坐式飞行器航姿测量问题,设计了航姿测量系统。采用四元数法更新航姿参数再转换成欧拉角输出。由于小型尾坐式飞行器姿态变化范围大,针对传统四元数到欧拉角的转换算法在扰动下航向和姿态角易发生振荡的问题,提出了一种改进的全姿态四元数转换到欧拉角的转换算法,通过分析姿态矩阵中元素的符号,由四元数得到两组欧拉角,以姿态控制利益为牵引,选择正确的一组。针对无迹卡尔曼滤波(unscented Kalman filter, UKF)算法在外界噪声干扰下测量精度降低的问题,引入自适应算法,使量测噪声统计特性随噪声的变化而自适应的调整,提高系统的抗干扰能力。针对小型尾坐式飞行器姿态易突变的问题,设计了强跟踪滤波器,利用多个渐消因子减小历史数据在测姿中的作用,提高当前信息的比重,提高系统对突变姿态的跟踪精度。最后,通过实验验证了全姿态解算算法、自适应UKF滤波算法和强跟踪算法的可行性,实验结果表明了设计的航姿测量系统对小型尾坐式飞行器的适用性。     

基于惯性参考系线性滤波传递对准方法

提出一种机载武器捷联惯导系统任意失准角情况下的传递对准方法。该方法以两个相对惯性空间指向不变的坐标系为基础,将姿态四元数分解为可由子惯导陀螺仪输出计算的四元数、可由主惯导传递的信息计算的四元数以及需要估计的常值四元数。对比力方程进行数学变换,得到了线性量测方程。建立了任意失准角情况下的线性传递对准模型。设计了一种自适应卡尔曼滤波算法以解决观测噪声方差阵难以精确计算的问题。仿真结果表明,该方法在任意失准角情况下都能得到较高的对准精度,为机载武器捷联惯导系统提供了一种有效的传递对准方法。     

基于双欧拉角的UKF组合导航滤波算法

针对非线性滤波组合导航中四元数无迹估计器(unscented quaternion estimator, USQUE)规范性约束导致的算法计算量大、实时性差等问题, 提出一种基于双欧拉角姿态表示的无迹卡尔曼滤波(dual-Euler unscented Kalman filter, DEUKF)算法。通过正、反欧拉角相互切换, 在正、反欧拉微分方程精华区进行姿态滤波更新, 避免了奇异性, 确保了滤波精度。捷联惯性导航系统/全球定位系统直接式组合导航仿真试验与车载实验结果表明, 相比较于USQUE算法, DEUKF算法计算量小、实时性好, 水平姿态角估计精度与USQUE相当。     

基于对偶数和改进EKF的敏捷卫星姿态确定算法

针对对地观测敏捷卫星的大角度/位置的快速机动、高精度控制的任务需求,提出了一种敏捷卫星姿态确定算法。该算法利用对偶四元数推导出敏捷卫星运动学模型,并建立陀螺、星敏感器测量模型。通过对系统状态方程以及测量方程的线性化,应用自适应迭代扩展式卡尔曼滤波(adaptive iterated extended Kalman filer, AIEKF)算法对敏捷卫星的运动状态进行估计。仿真结果表明,所设计的算法能够有效估计系统状态噪声、测量噪声以及陀螺常值漂移,卫星的姿态角估计误差和角速度估计误差收敛至零,验证了算法的有效性。     

重力扰动对惯性导航系统初始对准的影响

随着惯性器件精度的不断提高与高精度导航系统发展的需要,重力扰动成为影响惯性导航系统(inertial navigation system, INS)精度的主要误差源之一。在考虑垂线偏差和重力异常的同时,首先利用解析法推导了重力扰动影响初始对准失准角的误差方程,并将其转化为姿态角误差方程。然后,分析并建立了INS的速度、位置和姿态的误差方程。最后,利用仿真实验验证了重力扰动对INS初始对准的影响。理论分析及仿真实验表明,重力扰动矢量直接影响初始对准姿态角,姿态角误差仅与水平面内的垂线偏差有关,而与重力异常无关。     

基于改进四元数阻尼误差模型的SINS初始对准算法

针对传统捷联惯导系统(strapdown inertial navigation system, SINS)四元数非线性误差模型存在坐标系不一致的问题, 对姿态误差模型和速度误差模型进行改进, 将误差矢量统一投影至计算导航坐标系下。此外, 引入全球定位系统阻尼信息, 在阻尼SINS解算基础上, 结合四元数无迹估计器提出了一种改进四元数阻尼误差模型对准算法, 可应用于系泊状态下的SINS初始对准。仿真和车载试验结果表明, 在不同的大失准角下, 该改进算法相比传统四元数阻尼误差模型对准算法和欧拉角阻尼误差模型对准算法, 具有更好的对准精度、收敛速度以及稳定性。     

GPS载体姿态测量技术研究

本文首先介绍了ＧＰＳ姿态测量技术的原理,包括坐标转换、相位干涉等,并在此基础上重点讨论了基线矢量解算过程中存在的相位模糊问题。在低精度基线较短时可采用搜索方法,并推导了模糊空间的大小和搜索检验方法;在高精度基线较长时,可采用多天线辅助解相位模糊,并推导了为满足给定的整周模糊错误概率和一定精度要求时,所需的相邻基线长度比及所需的天线阵元总数,同时给出了实例。本文的研究对ＧＰＳ姿态测量的工程应用具有一定的参考价值。     

基于星敏感器的卫星姿态确定方法研究

介绍了基于星敏感器的卫星姿态确定算法,包括静态确定性算法和动态状态估计方法。从理论上推导了静态算法的TRIAD方法、Euler-q方法、QUEST方法以及SVD和FORM方法;对比分析了几种常见的动态估计方法,它们是EKF方法、UKF方法、预测卡尔曼滤波;并讨论了一些最新的方法,例如粒子滤波等。最后进行了仿真分析,并给出了一些有用的结论。     

一种MAV航姿估计算法及其半实物仿真

配置MIMU(Micro Inertial Measurement Unit,微惯性测量单元)中的加速度计工作在倾角仪状态,利用当地的重力加速度计算MAV(Micro Air Vehicles,微小型飞行器)的姿态角。同时利用MIMU中的陀螺仪,计算载体的姿态角。提出了一种构造加权系数的方法,可以根据MIMU的特性,构造不同性能的加权系数。通过对姿态角进行加权平均,实现惯性数据的融合,对MAV的姿态进行估计。该方法既保证了飞行器稳定飞行时姿态估计的精度,避免了姿态误差随时间的积累;又保证了姿态估计系统的动态性能,减小了系统的动态误差。基于该方法搭建的微小型AHRS(Attitude and Heading Reference System,姿态航向参考系统)体积小、重量轻、精度高,特别适用于载荷与体积都有限的载体使用。     

基于非线性预测滤波的卫星姿态确定

为了提高卫星姿态确定系统的精度和可靠性,采用由姿态动力学与运动学方程构成的非线性卫星姿态运动模型,结合陀螺和矢量观测信息来确定卫星姿态。针对转动惯量变化等引起的模型不准确问题,研究基于预测滤波实现姿态估计的关键技术。仿真结果表明,在恰当选取加权阵的前提下,该方法可实时估计模型误差,当用低通滤波去除高频噪声的模型误差进行补偿后,大大削弱了模型不准确对姿态估计精度的影响,其估计效果明显优于传统的扩展卡尔曼滤波,由此验证了预测滤波在卫星姿态确定中的有效性和精确性。     

磁头飞行姿态测试系统的研究

本文介绍了一种新型的磁头飞行姿态测试系统,其基本原理为激光多谱勒测量原理。通过简单的切换,可对磁头的面内运动姿态和面外运动(法向)姿态及头盘间隙进行动态非接触测量。     

船舶姿态运动实时预报算法研究

根据大型舰船在随机海浪作用下的非平稳运动特性,提出基于AR模型的实时建模预报方法,详细讨论了改进隅角实时快速定阶算法和RLS递推在线参数辨识方法。针对典型航行工况,对船舶纵摇运动进行了仿真研究,并与AIC定阶算法进行了比较。仿真结果表明:AR算法适用于舰船在非平稳运动情况下的建模预报。AIC准则、改进隅角两种定阶方法均可实现AR模型阶数的在线估计问题,预报长度均可达到7-10秒,但改进隅角定阶算法简单,独立性好,易于编程实现,预报实时性好。该方法在理论和工程应用方面具有重要的意义。     

全角度姿态角解算方法研究与仿真

针对传统四元数法在求解捷联惯性导航姿态角受限的问题,提出了一种基于欧拉角在转动过程中的变化特性的新的计算方法.该方法利用四元数到欧拉角转换的特点,并结合三轴姿态角在不同区间的变化特点,进而作出准确的区间转移的判断,最后实现全角度范围变化条件下姿态角的转换计算.仿真结果表明,该方法可以很好的应用于大机动飞行条件下.     

基于心态指标的区间型多属性决策方法

针对决策者的偏好信息和决策矩阵元素均为区间数的不确定多属性决策问题,提出了一种新的决策方法.该方法引入决策者的心态指标把区间型决策矩阵转化为带心态指标的决策矩阵,再通过求解最小化最大绝对偏差的优化问题,得到属性的权重向量,利用方案的综合属性值给出各方案的排序结果.当决策者处于不同的心态时,可以通过调整其心态指标来进行决策,更加符合实际,计算简单,易于计算机上实现,应用实例表明了方法的有效性和实用性.(江西财经大学信息管理学院,江西南昌 330013)     

基于模糊自适应的微型飞行器姿态控制

针对一类不确定非线性系统,基于李亚普诺夫稳定性理论提出了模糊自适应算法.将系统分为标称模型和包含建模误差、参数变化、干扰及未建模动态等在内的混合干扰项,用模糊自适应控制实时逼近系统各个不确定参数,用鲁棒反馈控制消除系统的外部干扰.由于模糊自适应控制是对系统输入系数矩阵和系统函数向量的不确定部分的每一个分量进行实时逼近,所以系统控制的精确性得到了提高,有较好的鲁棒性.模糊逻辑系统的计算量相对较少,从而能够很好地完成系统输出信号的渐近跟踪.给出了控制算法的稳定性证明,并对微型飞行器的姿态控制系统进行了仿真研究,仿真结果验证了算法的有效性.     

激光捷联惯导系统动态姿态误差分析与补偿研究

针对激光陀螺捷联惯导系统（LINS）在动态尤其是高频动态环境下的姿态误差显著增大的问题,重点分析了LINS中圆锥误差产生机理、该误差对姿态精度的影响,在讨论补偿算法的基础上,通过试验获取了大量不同环境下LINs输出数据,依据其高动态误差特性和激光陀螺信号输出特性,提出了硬、软件结合的补偿方案。通过仿真与试验结合,给出并比较了LINS在动态应用环境下的姿态与定位精度补偿效果。研究表明,高频圆锥误差是影响LINS动态姿态孝矛发的主要因素之一,只有通过特殊的高频采集方法结合设计优化补偿算法参数,才能从工程上实现对LINS高频圆锥误差的有效补偿。该项研究有效提高了LINS在动态条件下的应用精度,对其能在更广泛的领域中应用起到积极的推进作用。