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.     

基于磁力仪的惯导姿态校正系统设计与仿真

惯性导航系统姿态误差主要是陀螺漂移引起的累积误差,特别是低价位的系统,其误差随时间快速增长.而地磁传感器与加速度计组合可用于计算载体姿态,在载体稳定状态时能达到高精度,且没有累积误差.因为地磁-加速度计姿态系统的有效性取决于载体状态,设计一个模糊专家系统确定载体当前状态,在不同状态下选择不同的姿态传感器,并用Kalman滤波来优化载体姿态并控制估计误差.仿真结果显示,该算法可有效消除惯导姿态随时间增长的累积误差.     

基于Hermite插值的无陀螺惯导姿态解算方法

为了提高无陀螺捷联惯导(GFINS)的姿态矩阵解算精度,提出了一种新的姿态矩阵的解算方法.通常GFTNS姿态解算仅需依靠角速度信息,同时利用角速度和角加速度信息进行姿态求解,采用三阶艾尔米特插值方法进行离散角速度插值重构,利用重构后的角速度信息进行姿态矩阵求解.分析了新算法的基本步骤,并进行了典型圆锥运动仿真实验.结果表明,在仿真时间为5s,采样步长为0.00ls时,采用新方法求解姿态矩阵的精度提高45%以上.     

基于dSPACE的卫星控制实时仿真系统设计

为满足某在研大型挠性卫星计算机在回路中的仿真需要,利用dSPACE多处理器系统设计了卫星姿态和轨道控制实时仿真系统。介绍了该系统的软、硬件构成。以星载计算机与惯性基准单元串口通信为例,重点介绍了采用RTI模块、Simulink和Stateflow,实现该实时系统的串口通信建模方法。在星上自主模式下,对该实时系统进行了实时仿真。仿真结果证明了设计的卫星姿态和轨道控制实时仿真系统和串口通信接口模型的有效性。此方法对dSPACE实时仿真系统在航空航天领域的工程应用具有参考价值。     

基于数字信号处理器DSP的厅堂音质实时仿真

厅堂音质是指观演类建筑的听音效果，是目前建筑声学的研究热点。关于厅堂音质的评价虽然有众多的指标，但最终的评价还是取决于人的主观听闻。特别有意义的是对那些处于方案设计阶段或尚未建成的厅堂，如影剧院、音乐厅、礼堂、体育场馆等等，如果能够预先感受其模拟的听音效果，即实现音质的仿真，那么对于指导其建筑声学设计，使之建成后达到理想的音质效果，无疑具有重要的作用。用数字信号处理器，将在消声室内录制的“干”信号，经模一数转换，做仿真在建厅堂脉冲响应的卷积运算，再经数一模转换，输入耳机发声，做到可听化，实现了一定程度上的厅堂音质仿真，为继续深入研究这方面的问题提供了良好的基础。     

基于MR/GPS的弹体姿态解算方法研究

捷联安装在弹体上的磁阻传感器在探测地磁矢量的过程中存在探测盲区。在盲区内姿态转换矩阵由于奇异性而造成不可解的现象,对此可借助于GPS测量得到的弹道信息,应用拟牛顿方法来进行姿态解算。通过对实验数据的仿真分析表明：该方法在避开对矩阵求逆运算的同时,能得到与牛顿法相近的收敛速度及求解精度。

Abstract：

In geomagnetism vector detecting,blind areas will be come forth while magnetoresistive sensor is fixed on rocket body strapdown.The posture transformation matrix creates the unsolvable phenomenon in the blind spot as a result of the singularity,which may obtain trajectory information by the GPS measurement,the application of the quasi-Newton method is adopted to solve it.It shows by the data from simulation analysis that this method can obtain the convergence rate and the solution precision close to Newton method,while avoids to matrix inversion operation.     

一种基于独立成分分析的滚转弹姿态解算

为了获取试验弹的飞行姿态,以便为进一步的弹体飞行动力学分析及制导系统的效能评估提供依据,提出了一种基于独立成分分析(independent component analysis,ICA)的滚转弹飞行姿态获取方法。该算法使用一个双轴角速率陀螺构成滚转弹飞行姿态遥测系统,利用ICA算法对遥测数据进行处理,从而重构弹体飞行姿态。通过构造一个特殊的虚拟观测变量,即可借助于ICA算法将测量信号由弹体坐标系变换至准弹体坐标系,去除由于弹体滚转引入的信号调制效应,最终解算出滚转弹的姿态信息。仿真计算结果验证了算法的有效性。     

基于神经网络方法的船舶姿态运动极短期预报与仿真

根据动态神经网络具有通过学习能以任意精度逼近非线性函数的特性，建立了用于船舶运动极短期预报对角回归网络（DRNN）模型及算法，并将该算法所取得的结果与自回归预报法和周期图预报法的结果相比较，说明了该算法的可行性。     

基于姿态库和PIK算法的虚拟人全身姿态生成

当前,虚拟人的全身关键帧姿态主要通过手工方式设计生成,耗时费力,将以姿态样本为基础的数据驱动方法和以直观的高层任务约束为基础的目标驱动方法相结合,实现了虚拟人全身姿态的自动交互生成。首先构建姿态样本库,依据特定任务约束,对全身关节进行分组并提出了参数化姿态拼接方法用于虚拟人全身姿态的估计生成,随后以估计值为初始姿态,利用带优先级的逆向运动学（PIK）算法对所有任务约束按优先级顺序进行IK迭代求解,实现对全身姿态的进一步优化生成。在姿态迭代求解过程中,将静态平衡约束和其它任务约束分层单独求解,解决了平衡约束优先级难以设置的问题并可确保姿态结果的静态平衡性。实验结果表明,通过将姿态样本库和PIK算法相结合,既克服了已有基于数据样本的逆向运动学算法只能生成与原有姿态样本差别不大的姿态的限制,又可解决PIK算法的初值选取问题,相应地减少了PIK算法所需的迭代求解次数,提高了求解计算效率,并可适度保证最终姿态结果的逼真自然性。     

基于多区间参数修正的角速率姿态算法

姿态解算是惯性导航过程中的核心环节。针对惯组输出为角速率的情况, 参考单子样姿态算法的思路, 在角速度多项式拟合过程中利用前周期的部分角速率子样信息, 通过对多个不同拟合区间的角速度多项式积分来提取并修正对应采样周期的角增量信息, 进而利用角速率信息和多次修正后的角增量信息构造圆锥误差补偿结构。仿真结果表明, 新算法不仅可以提高姿态的解算频率, 且在一定圆锥频率范围内, 相较于传统算法的计算精度提高2~3个数量级。     

基于DSP的小型化组合导航系统设计

针对微型飞行器导航系统小型化的需要,设计了基于DSP的组合导航系统。系统采用微惯性测量装置(MIMU)作为惯性导航部分,以DSP芯片TMS320F2812为核心处理器,对陀螺及加速度计的数据进行采集、处理,得到飞行器的姿态、位置等导航参数;并运用卡尔曼滤波实现MIMU与GPS的组合导航,得到精度较高的实时数据。该系统具有结构简单、体积小、功耗低的特点,通过软硬件设计及实验验证,所得导航数据可以满足实时性要求,可靠性较高。     

非线性姿态镇定控制律设计与仿真研究

研究了具有轴对称特性的飞行器姿态镇定问题。根据球极投影原理引入两个姿态角的微分同胚映射,将原姿态运动模型变换为一新的形式;并在此基础上,通过将飞行器的一个旋转角速度分量先镇定到原点,得到了具有串级形式降维的姿态系统模型。根据降维模型的特点,渐近得出完整的姿态镇定控制律,并用Ｍａｔｌａｂ语言和Ｓｉｍｕｌｉｎｋ实现了系统仿真模型。仿真结果证明了本方法的有效性。     

改进粒子滤波在捷联惯导系统姿态确定中的应用

捷联惯导系统姿态确定问题本质上是一个非线生滤波估计问题.针对传统的扩展卡尔曼滤波不再适用于非线性和非高斯分布的系统,和一般粒子滤波存在粒子退化和粒子耗尽等问题,提出了将马尔可夫链蒙特卡罗(MCVC)正则粒子滤波算法应用于捷联惯导系统的姿态确定中.计算机仿真表明了该方法在加快收敛速度、提高姿态精度和自适应调整粒子个数方面的有效性和可行性.     

基于Matlab的弹道导弹姿态控制系统设计与仿真软件研究

以某型弹道导弹为背景,结合具体工程需求,利用Matlab控制系统工具箱设计姿态控制系统、并构建不同任务阶段相应的Simulink仿真模型,进行了姿态控制系统设计与仿真软件的开发。所设计的姿态控制系统设计与仿真软件具有功能丰富、使用灵活、易于扩展等特点,使用软件设计所得的控制系统优良,六自由度全量仿真结果准确,这充分说明了软件的可行性以及可靠性。     

基于四元数反馈的卫星姿态控制系统仿真模型建立

建立了完整卫星姿态控制系统仿真模型,在该模型中嵌入反作用轮和敏感器模型,使其能从部件级较真实地模拟卫星姿态控制系统.应用误差四元数反馈设计控制律,使控制器具备抗奇点性能,并证明了系统的渐进稳定性.实时仿真实验结果表明:所建立的仿真模型能较真实地反映卫星姿态控制系统的实时控制性能.     

航天器姿态确定算法IP核的设计与仿真

为了提高姿态确定算法的计算速度,在分析了现有确定性姿态确定算法的基础上,设计出了基于FPGA(Field Programmable Gate Array)的姿态确定算法IP(Intellectual Property)核.在该程序的各主要模块中,使用状态机控制存储器向不同运算器读取或写入数据,从而完成姿态确定的计算.程序采用流水线技术,在QuartusⅡ中对其进行建模与综合,最后通过硬件仿真工具ModelSim进行仿真.同时在NIOSⅡ上用软件实现了姿态确定算法.仿真结果表明,硬件在第一次姿态确定完成后的运算周期约为20μs,远远快于软件500μs的运行时间.     

空空导弹飞控软件实时仿真系统研究

飞控软件仿真技术已经成为现代化数字空空导弹研制的关键,如何对飞控软件进行验证是空空导弹研制的重点。分析了空空导弹飞控软件实时仿真系统实现的关键技术,建立Windows XP RTX实时操作系统平台和DSP嵌入式飞控软件调试系统,利用双口RAM实现数据交互,并采用外部硬件中断源协调各功能模块。以此为基础,设计了一套飞控软件仿真系统,联调测试表明,该仿真系统很好地解决了飞控软件的动态实时仿真问题。     

一种四元数更新算法的推导及仿真研究

在捷联惯导系统中，可以四元数表示姿态矩阵，而姿态矩阵的计算是捷联惯导系统的关键问题之一，本文引入四元数三阶泰勒展开递推式作为四元数的更新算法，着重进行了公式的推导。并对某陆地捷联惯导系统的实际测量数据进行了仿真，仿真结果表明该算法的有效性。     

空间站姿态控制/动量管理系统设计与仿真

在空间站姿态控制系统设计中,一般采用控制力矩陀螺(CMG)作为执行机构,并假定控制力矩陀螺具有理想的操纵性能。然而,当多个CMG协调工作时,有可能产生运动奇异,以致不能提供期望的控制力矩。为此,针对空间站姿态控制/动量管理系统的线性化模型,设计了一个线性二次型调节器,并利用计算机仿真的手段分析了CMG操纵性能及其对姿态控制/动量管理系统的影响。仿真结果表明,在典型的干扰力矩作用下,CMG操纵性能良好,没有出现奇异现象。同时,设计的姿态控制/动量管理策略可以连续调节CMG角动量使其存储角动量最小,建立空间站指向和CMG动量管理间的折衷。