对基于四元数的飞机本体运动模型的改进

现有的基于四元数的飞机本体运动方程没有完全消除欧拉角。本文推导了气流坐标系与机体坐标系的转换关系,尤其考虑了俯仰角为±90°时的情况。得到了以向量式表示的、完全消除欧拉角的飞机本体运动数学模型。该模型便于面向对象程序实现,并用于大姿态角飞行仿真。     

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.     

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。     

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。     

飞行航迹解耦控制器设计

许多经典的飞行控制系统中,基本飞行控制器纵向和横侧向解耦,可以通过控制飞机的姿态达到跟随参考飞行航迹的目的。对于采用该系统的飞机,当执行航迹跟随任务时,需要设计一种新的解耦控制算法,该算法根据最优参考航迹,将飞机航迹控制指令转化为飞行控制系统所需要的解耦姿态控制指令。给出了由该算法构成的解耦控制器结构,并将其与飞行航迹控制器以及基本姿态控制器结合,共同完成航迹跟随任务。最后通过仿真实验,验证了算法的有效性。     

基于开关执行器的空间飞行器大角度姿态控制

针对空间飞行器姿态控制系统采用开关式姿控发动机的特点，研究了空间飞行器大角度机动三通道耦合姿态控制问题。为克服大角度机动时使用欧拉角可能产生的奇异问题，采用四元数描述的空间飞行器姿态运动数学模型，应用Lyapunov方法设计了控制量受限情况下的基于误差四元数的大角度姿态运动变结构控制器，并给出了严格的数学证明。为了避免控制律中的颤动问题，用边界层来代替控制律中符号函数。给出了从一种静态到另外一种静态的姿态跟踪四元数指令确定方法。数值仿真结果说明了所提出的控制器的有效性。     

基于对偶四元数的航姿系统姿态更新算法研究

以微小型捷联航姿参考系统为研究对象,建立基于对偶四元数的导航系统姿态更新解算参数模型。该方法区别于描述刚体纯旋转变换的四元数方法,将载体系与地理系之间坐标转换的旋转与平移过程进行统一、融合,通过建立最小方差目标方程,求解最优的姿态更新矩阵。构建Kalman滤波方程,最终确定载体姿态,航向角实时信息。仿真表明,对偶四元数所建姿态四元数误差的均值与均方差均小于0.002。Kalman滤波器构造符合实际系统要求,在传感器测量精度有限的情况下,可使俯仰角、横滚角、航向角误差分别减小到0.1°,0.1°,0.2°。     

基于测量矢量匹配的传递对准方法研究

给出了一种基于主、子惯导系统测量矢量匹配的传递对准方法。根据主、子惯导系统惯组感测的角增量和速度增量信息,用四元数迭代算法直接估计主、子惯导之间的安装误差四元数,从而实现子惯导系统的快速初始对准。仿真结果表明,在适当的姿态机动条件下算法收敛速度很快,且最终对准精度较高,能满足弹载惯导的对准要求。另外,算法在初始姿态误差达到30°时仍能收敛,可在需要高精度对准的情况下为进一步的基于最优滤波的精对准提供良好的小角度线性化条件。     

基于四元数的3D物体旋转及运动插值

研究了四元数方法在三维图形旋转变换中的应用。提出一种利用鼠标的拖拽关联三维模型的方位欧拉角的方法,将表示旋转数据的方位欧拉角转换为四元数,并利用四元数乘法运算的几何意义实现多次旋转的连接,最终实现鼠标拖拽自由旋转三维物体的功能。对物体的方位序列进行四元数球面线性插值,实现了使某水下航行体模型的运动仿真效果更加顺滑、逼真。     

BTT导弹分块模型组合非线性控制器设计与仿真

提出了基于导弹非线性分块模型的组合控制方法。对于弹道倾角和弹道偏角采用动态反馈,以及对非仿射型非线性系统的处理方法,保证跟踪误差收敛。姿态角、角速度层的控制,充分考虑了导弹气动参数不确定性和未建模动态、控制量输入的不确定性。对于不确定性采用自适应反演(backstepping)变结构控制方法。对BTT导弹6DOF非线性模型的仿真结果显示了本文方法的有效性。     

有限干预下的UAV低空突防航迹规划

低空突防航迹规划是实现有人机和无人机（unmanned aerial vehicle, UAV）编队协同作战的关键技术,针对目前智能算法在求解低空突防航迹规划问题中存在的不足,充分发挥人脑这个超级智能系统来引导飞行航迹求解过程,将基于角度量编码的小生境伪并行自适应遗传算法（niche adaptive pseudo parallel genetic algorithm, NAPPGA）和人有限干预情况下的智能决策结合起来,提出UAV低空突防航迹规划技术。通过大量仿真计算,结果表明,应用该技术预规划和重规划的三维航迹能够有效实现威胁回避、地形回避和地形跟随,满足UAV低空突防要求,具有一定的实用性。     

基于ACO算法和Bezier曲线优化的巡航导弹航路规划

在巡航导弹低空突防前提下,针对蚁群算法规划的导弹航路存在转向点个数较多和转向角度较大的问题,提出一种基于蚁群算法和Bezier曲线优化的三维航路规划方法。将蚁群算法生成的路径节点作为生成Bezier曲线航路的控制点,将曲线航路分段形成折线化航路。采用广度优先搜索算法对航路生成中出现的不可航行路段进行微调处理,得到可行的规划航路。仿真结果表明：生成的航路兼顾了随机搜索全局优化的同时,避免了大角度转向,缩减了飞行航程和转向点个数,保证了巡航导弹飞行过程中的连续稳定。     

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。