GPS姿态测量中四元数迭代算法的改进

为抑制实际观测中GPS姿态测量系统受环境影响而出现的较强的观测噪声,提出了一种在迭代过程中对噪声进行抑制的方法. 该方法利用改进后的布洛伊登法进行迭代运算,减小了基本算法的计算量. 该算法在强噪声的情况下能较精确地收敛到真值. 仿真结果表明,该方法对噪声的抑制效果较好,所得收敛结果的误差比传统方法小,且减少了时间消耗.     

基于平淡卡尔曼滤波器的微小卫星姿态确定算法

针对扩展卡尔曼滤波（EKF）在线性化过程中会引入误差的问题,采用平淡卡尔曼滤波器（UKF）进行了系统滤波器设计;提出一种构建虚拟观测量的方法,并分析了其噪声特性．虚拟观测量与高精度器件量测量搭配可实现对姿态的校正．以太阳敏感器、微电子机械系统（MEMS）陀螺、磁强计为姿态敏感器件,构建了定姿滤波器并用STK（Satellite Tool Kit）数据进行了仿真．结果表明,所提出方法能有效地提高定姿性能,采用UKF的系统定姿误差与EKF相当,但收敛时间、稳定性要优于EKF．     

基于解析法的全球定位系统姿态测量技术

提出了一种新的实时全球定位系统（GPS）姿态测量初始化方法,将超越方程的求解与模糊度函数法相结合,有效地提高了初始化计算速度．讨论了模糊度函数法,从几何角度描述了观测方程,给出了二元非线性观测方程组的解,并对实测数据进行了处理．结果表明,该方法与一般的方法相比,初始化的计算更有效,更经济．     

用GPS输出反馈实现大角度姿态状态跟踪控制

本文首次讨论并给出了利用星上GPS输出反馈,来实现卫星大角度姿态机动的自主非线性状态跟踪控制系统的设计.其中包括非线性状态反馈控制器的设计以及利用星上GPS伪距测量输出信息,采用修改的罗格里德参数描述姿态状态方程,实现星上实时状态跟踪控制的非线性估计器的设计.文中以EO-1/LandSat7卫星编队飞行为背景,给出了姿态测量信息的获取、姿态状态估计和实时跟踪控制的数学仿真结果,验证了控制系统设计的可行性和正确性,精度指标满足要求.     

利用多台GPS测量运载平台三维姿态的方法研究

传统的光学测量目标姿态的方法,易受到摄影距离的限制和环境条件的影响,应用局限性较大。基于高精度GPS测量系统的优点,研究在运载平台上安装三台GPS接收机确定目标三维姿态的方法,并给出精度估计方法。目标姿态测量在外测事后数据处理中有重要的实际应用价值,为目标测量的跟踪部位不一致的修正提供了支持。     

单天线GPS接收机载体姿态测定分析

该文研究了利用单天线GPS接收机的输出信息来实时确定载体姿态的基本原理与方法。文中的GPS载体姿态是指关于载体飞行速度矢量轴的新系偏航角、航迹角和新系滚转角,亦称为新系姿态。文中对姿态测定的分析包括利用GPS接收机配合软件LABMON46输出的原始信息来分析速度矢量的求解方案;利用卡而曼滤波模型对速度信息进行处理得到相应的加速度信息;根据前面2步求得的速度和加速度给出解算载体新系姿态的方法;最后给出常规姿态与新系姿态的关系和对照说明。     

基于EKF的航天器相对定姿算法研究

航天器交会对接是载人航天工程的一项关键技术,而航天器相对定姿又是在交会对接中首要解决的关键问题。通常用交会对接航天器体坐标系间各对应坐标间的夹角来表示相对姿态,这样相对定姿的任务就是要确定两交会对接航天器体坐标系间的旋转矩阵。采用无相对测量的航天器相对定姿态方法,基于围绕系统最优估计状态线性化的扩展卡尔曼滤波(EKF)滤波技术,以乘性误差四元数为状态量,设计了陀螺仪/星敏感组合的航天器相对定姿算法,并进行数字仿真验证该算法的可行性。仿真表明乘性误差四元数有效解决了协方差阵为零的问题,EKF技术大大提高了滤波精度。所设计的算法为航天器的相对定姿提供了一定的理论依据。     

Attitude Determination for MAVs Using a Kalman Filter

This paper presents a Kalman filter to effectively and economically determine the Euler angles for micro aerial vehicles （MAVs）, whose size and payload are severely limited. The filter uses data from a series of micro-electro mechanical system sensors to determine the selected 3 variables of the direction cosine matrix and the bias of the rate gyro sensors as state elements in a dynamic model, with the gravitational acceleration to build a measurement model. For high speed maneuvers, rigid motion equations are used to correct the measurements of the gravitational acceleration. The filter is designed to automatically tune its gain based on the dynamic system state. Simulations indicate that the Euler angles can be determined with standard deviations less than 3°. The algorithm was successfully implemented in a miniature attitude measurement system suitable for MAVs. Aerobatic flights show that the attitude determination algorithm works effectively. The attitude determination algorithm is effective and economical, and can also be applied to bionic robofishs and land vehicles, whose size and payload are also greatly limited.     

基于组合载波相位的飞行器姿态确定

为解决全球导航卫星系统(GNSS)姿态测量中整周模糊度的快速求解问题,提出一种基于组合载波相位的短基线整周模糊度解算方法,利用单个历元的观测数据解算整周模糊度.根据多颗卫星的单频载波相位整周模糊度解算结果,应用最小二乘原理对基线向量进行精确求解,进而由基线向量确定出飞行器的姿态角.仿真结果表明,该模糊度解算方法在单个历元内至少能够解算出8颗卫星的载波相位整周模糊度,解决了GNSS动态测姿领域的一个关键性问题.测姿结果显示,偏航角和俯仰角的测量误差均小于0.2°.该研究成果可以为GNSS姿态测量系统在航空、航天等对实时性要求较高的领域中的应用创造条件.     

基于视觉/GPS/MEMS-SINS的微型飞行器姿态确定系统

分析了微型飞行器姿态确定系统的现状,提出利用视觉/GPS/MEMS-SINS组合导航系统确定微型飞行器姿态的方案.微型飞行器获取图像中天空和大地的特征不同,其间隐含了载体的姿态信息,在GPS和MEMS-SINS组合的基础上,将所隐含的载体姿态信息作为新增的观测量.建立了组合系统的卡尔曼滤波器模型,并进行了静态和动态仿真.结果表明,视觉/GPS/MEMS-SINS组合导航系统是微型飞行器自主姿态确定的有效方案,增加视觉姿态后,滤波器中惯性导航系统平台误差角的可观测性得到了增强,姿态估计精度也得到了提高.     

卫星编队飞行的轨道和姿态GPS自主同步反馈控制

鉴于编队飞行之中卫星不但对轨道有要求,而且对姿态也有要求,例如有的编队飞行卫星在惯性空间中有指向控制的要求,或者相互之间有保持一定的姿态关系的要求,同时在轨道控制过程中也需要姿态信息,因此在编队飞行的建立过程中,需要考虑姿态和轨道的协调控制和同步控制问题.本文提出了用汗同步控制的相对轨道和相对姿态运动学和动力学模型、控制率的选择和设计以及用GPS的伪距和载波相位实现轨道和姿态同步实时反馈控制方法.其中包括用修改的Kodrigues参数实现无奇异的大姿态机动的非线性状态跟踪控制.对EO-1/Landsat 7编队飞行的同步控制进行了数字仿真,证实了设计的正确性和实现的可行性.     

GPS单频单历元定姿算法性能分析与改进方法

为了提高LAMBDA在单频单历元情况下的性能和成功率,对该定姿算法的性能进行了理论研究,分析了影响搜索效率的因素,并提出了一种新的求解模型.将未知的整周模糊度拟合成噪声,能够显著提高搜索效率,同时利用模糊度存在范围等约束条件对原算法的成功率进行了改善.实验表明:相比于原算法,改进算法能够有效减少GPS姿态解算的时间,同...     

基于陀螺星光加激光交会雷达的相对姿态确定

针对编队飞行中从飞行器与主飞行器的相对姿态确定问题,提出了基于扩展卡尔曼滤波(EKF)的相对姿态确定方法. 采用修正罗德里格参数(MRPs)作为姿态描述参数避免奇异点. 姿态敏感器采用陀螺 星敏感器 激光交会雷达的配置模式,并且结合相对姿态动力学方程得到相对姿态确定的状态方程,建立起相对姿态确定的EKF模型. 仿真实例表明,EKF状态能在最慢300 s内收敛,MRPs的估计误差在10-5范围以内,该方法正确有效.     

多天线GPS和微机械惯导组合进行姿态确定

描述了一种多天线GPS和微机械惯导系统组合来进行姿态确定的系统.目的是设计和装配一种具有可靠的高精度姿态确定性能、而且具有高输出率、低耗、快速初始化、通过数据合成而具备坚固和冗余性的多天线GPS和MEMS惯导组合的系统.这个系统在一段时间内没有GPS测量信息也能提供姿态以及其他的导航信息.性能分析显示在200 Hz状态下姿态、位置、速度、加速度以及角速率可以达到0.08o/s、1.5 m、0.1 m/s、0.12 m/s2和0.1o/s.     

GPS姿态测量并行遗传算法快速搜索技术

提出了一种基于并行遗传算法细粒度模型和模糊度函数法的GPS姿态测量快速搜索技术 (ambiguityfunctionparallelgeneticalgorithms,AFPGA) ,它能够避开整周模糊度的求解而直接解算载体的航向和姿态 .AFPGA采用个体邻域间的进化 ,既具备了较强的全局搜索能力 ,又减小了各处理器之间的数据通信量 ,从而保证在获得全局最优解的前提下加快姿态解算速度 ,并易于算法的硬件实现 .运用AFPGA对一组GPS实测数据进行了 1 0 0次独立搜索 ,得到 :航向角搜索方差为 0 .2 4°,俯仰角搜索方差为 0 .1 5°;平均搜索时间为 0 .6s,成功率为 1 0 0 % ,搜索空间为模糊度函数法的 0 .0 5 % .通过对AFPGA不同的模型进行分析 ,并与SGA(simplegeneticalgo rithm) ,AFGA(ambiguityfunctiongeneticalgorithm)进行对比 ,结果表明AFPGA是一种更为有效的搜索技术     

测姿GPS系统在测量船上的应用

针对测量船姿态确定方法中惯导航向存在误差累计、静电低纬度无法正常转导航、经纬仪受天气条件限制等问题,提出了依托GPS系统为基础的组合测姿技术。从基线矢量解算和姿态确定分别介绍船用测姿GPS系统的原理。最后通过实际应用数据精度对比,分析展望了船载测姿GPS系统的应用前景。     

卫星姿态对JASON-2卫星精密定轨影响分析

针对因姿态不稳定性对轨道的影响而难以评估的问题, 详细讨论了卫星的姿态模型, 推导了卫星姿态变化对观测值影响的解析表达式。模拟试验结果表明, 随着姿态不稳定性加剧, 轨道精度随之急剧下降, 另一方面姿态不稳定会随坐标轴不同而对轨道精度产生不同影响。为获得高精度的卫星轨道, 需要卫星姿态稳定性满足一定的要求, 尤其是相位中心偏大的坐标轴方向, 以JASON-2为例, 姿态在轴向变化必须稳定在2°内。基于JASON-2实测姿态计算表明, 该卫星姿态稳定性处在1°左右, 对轨道精度影响为0.036 m。该模拟实验方法为评估姿态稳定性对卫星精密轨道的影响提供了有效的方法。     

磁干扰误差补偿算法在舰船及水下航向测量技术中的应用

分析了舰船中电子罗盘所受磁干扰的主要类型,结合转台标定实验,探讨了不同类型磁干扰对电子罗盘地磁场强度分量的影响,利用曲线拟合方法实施地磁场强度误差补偿,解决了恒定磁干扰环境中航向姿态误差较大的问题.静态和动态实验结果表明:磁误差补偿算法可以基本消除恒定磁干扰情况下电子罗盘的地磁场强度测量误差,并得到稳定、可靠的航向姿态精度;补偿后的航向精度为2.00°.     

用于无陀螺卫星姿态确定的预测UKF算法

为了降低卫星姿态动力学模型误差和初始姿态误差对无陀螺卫星姿态确定的影响,提出了一种预测无迹卡尔曼滤波(UKF)算法。该算法利用预测滤波中的泰勒级数展开方法对未知的卫星姿态动力学模型误差进行估计,然后将其带入UKF中实现无陀螺卫星姿态确定。用三维偏差四元数代替四元数作为状态变量,避免了估计过程四元数单位约束性被破坏的现象。仿真结果表明,当较大的卫星姿态动力学模型误差和初始姿态误差同时存在时,该算法仍能精确地实现卫星姿态确定。     

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。