三维姿态角高精度测量装置

基于二维自准直仪和坐标系旋转变换矩阵,提出一种高精度、高稳定性三维姿态角(偏摆角、俯仰角和滚转角)测量方法,并设计了一种三维测角装置。介绍了该装置的工作原理和结构组成。建立了三维测角模型,根据自准直测角原理和坐标旋转矩阵推导了理论算法。基于测量要求设计了光学系统,采用现场可编程门阵列(FPGA)单芯片实现了实时双CMOS图像传感器的驱动成像、像点识别与细分定位、三维转角计算及与USB的快速通信。提出了三维测角装置的标定方法,保证了实际设备参数与理论设计数据的统一。最后对提出的滚转角测量算法进行了实验验证,并分析了影响测角精度的因素及其影响程度。标定和试验结果表明:在±20′的视场范围内,三维测角装置的偏摆角、俯仰角和滚转角的测量精度分别达到了2.2″,2.5″和8.7″。该结果验证了设计的装置结构简单、稳定可靠、精度高,且易工程实现三维姿态角的测量。     

船载高精度星敏感器安装角的标定

星敏感器测量船体姿态精度与星敏感器与甲板之间的安装角标定精度密切相关。本文介绍了船载星敏感器的相关坐标系及安装角的定义,建立了船载星敏感器蒙气差修正模型,提出了一种船载高精度星敏感器安装角标定方法。船进坞坐墩时,船载经纬仪通过拍摄方位标确定航向,星敏感器通过星图识别获得视场内星点的赤经、赤纬,构成地心惯性系参考矢量,经岁差、章动、极移、船位等修正,得到各恒星在惯导地平系下的参考矢量。然后,根据蒙气差模型对星点逐个修正俯仰角,重构惯导地平系下的参考矢量。最后,依据姿态确定算法原理,解算星敏感器安装矩阵,求解安装角。实验表明,使用该方法可使方位角、俯仰角的标定精度达10"以内。该方法有效发挥了星敏感器指向精度高的优点,改善了程序自动化程度,提高了船体姿态测量精度。     

星上敏感器空间矢量自准直测量方法及标定试验

针对星上敏感器测量坐标系高精度标定的需求,提出一种空间矢量自准直测量方法,采用光电自准直经纬仪、卫星转台、基准镜阵列和坐标平移系统等,实现立方镜镜面法向矢量之间夹角的高精度自动化测量。给出空间角测量模型,基于误差传播原理推导出误差模型,并证明不确定度上限;仿真分析传感器精度对空间角测量误差的灵敏度,并在此基础上进行误差分配;设计并研制星上敏感器空间矢量自准直测量系统,对光电自准直经纬仪的转角精度、两轴垂直度和整个系统的空间角测量精度等进行试验标定;结果表明,光电自准直经纬仪转角精度优于0.6″、两轴垂直度优于0.2″,空间角测量精度优于3″,验证所提出方法的有效性、误差分配的合理性和设计方案的可行性,可为高精度星上敏感器的自动化测量标定系统的开发和应用提供参考。     

基于双星敏感器的船体姿态确定

由于单星敏感器横滚测量精度偏低会影响航向测量精度,本文针对测量船的实际使用环境,提出了基于视轴指向的双星敏感器船体姿态测量方法。介绍了单星敏感器船体姿态测量原理及其不足,分析了星敏感器滚动角测量误差对船体姿态测量精度的影响。设计了双星敏感器船体姿态测量系统,建立了基于视轴指向测量的双星敏感器船体姿态测量模型。最后,对该算法模型进行了外场试验验证。试验结果表明,基于双星敏感器的船体姿态测量方法获得的航向、纵摇及横摇测量精度分别为6.9″、5.7″及4.5″,显著优于基于单星敏感器的船体姿态测量精度,避免了星敏感器横滚测量精度对航向测量结果的影响,为船用星敏感器的工程设计提供了参考依据。     

高精度星敏感器标定方法研究

星敏感器是一种广泛应用在航天飞行器中的高精度姿态测量器件,精度标定是保证高精度测量的重要环节。为了尽量提高星敏感器的整体精度,对传统星敏感器标定方法进行了仿真分析,针对传统星敏感器标定方法模型参数难以解耦的弊端,提出单独标定主点,将星敏感器光学参数误差(如焦距、成像平面倾斜和畸变)等看作一个整体误差源,采用直接映射的方式进行标定。该方法简单方便、标定精度高,避免了传统方法中误差影响因素分析不全面及多次求取拟合近似值造成的累积误差。实验结果表明,该标定方法完全满足测量角误差2″的要求。     

齿轮三维测量中线激光传感器位姿标定方法

在齿轮三维测量中,传感器位姿标定的结果直接影响测量结果的准确性。 本文提出了一种基于特征标准件的线激光传 感器位姿标定方法,并设计了一款具有一定几何特征的标准件。 该方法解耦了传感器与仪器之间的位姿关系,通过运动过程中 传感器与标准件的几何关系计算传感器的三个姿态角并调整至标定零位,然后通过多次偏置求等区域均值的方法依次计算传 感器 3 个位置量的偏置距离。 在齿轮测量中心上进行验证实验,多次标定后被测齿轮的齿廓偏差动态测量重复性为 3. 94 μm, 评价标准差小于 0. 3 μm,且评价结果与传统接触式测量结果的趋势一致。 结果表明,基于特征标准件的线激光传感器位姿标 定方法使得齿轮三维测量具有较好的测量重复性与准确性。     

双轴倾角传感器姿态角测量的建模与标定

根据双轴倾角传感器的测量原理,建立了姿态角的测量模型。针对该测量模型,分别研究了无误差和误差下的姿态角的求解模型,并通过坐标变换算法,建立了含误差项的姿态角的求解模型。针对该模型的误差项,讨论了双轴倾角传感器姿态角测量的标定算法。在±4°范围内,通过实验对该标定算法进行了验证。实验结果表明,经修正,双轴倾角传感器的双轴标定精度由修正前的0.118°提高到0.012 46°,该标定算法使双轴倾角传感器的标定误差减小了一个数量级。该标定算法简单、快速,可以满足诸多场合对于姿态角测量的0.03°标定精度要求。     

转台工作面角位置测量装置误差分析与补偿

针对特定转台轴端角位置检测误差不能反映实际产品工作面空间角位置的问题,介绍了一种以圆光栅和水平电容传感器作为测角元件的转台工作面空间角位置定位测量装置。以提高空间测角精度为目的,重点对装置各项误差因素进行归类分析。除光栅和传感器分别存在的分系统测角误差外,测量装置还存在转轴与测量基面不平行、传感器敏感轴与测量基面不平行等误差项。为修正测角系统误差,根据圆光栅旋转面、传感器敏感轴、转轴轴系、测量基面的空间几何关系建立数学模型,分析系统误差影响因素。最后利用分度误差在0.3″高精度转台对校准装置进行标定,并利用径向基函数(RBF)神经网络建立误差补偿模型,对系统测角精度进行修正,使系统最大误差值由13.75″下降至2.9″,满足了3″以内的测角精度需求。     

应用线阵CCD的空间目标外姿态测量系统

设计了9路线阵CCD相机组合的空间目标外姿态测量系统,该系统解决了面阵图像传感器用于姿态测量时存在的速度和精度的矛盾,能够实时重构放置于被测物体上的点合作目标在世界坐标系下的三维坐标,并经空间解算,确定被测物体的姿态角.该系统着眼于合作目标和相机光学系统的相对位置,解决了多相机与多点合作目标一一对应时的目标干扰问题;设计了新的光学系统构架,提高了精度,节省了空间;实现了多相机测量系统的局部标定和全局标定.图像采样率为1 316帧/s时,姿态测量精度为1′.测试结果表明,该姿态测量系统可以实现对被测对象高精度的实时测量,且具有合作目标简单,价格低廉等优点.     

多点标识下的挖掘机工作装置姿态测量

针对传统视觉测量挖掘机工作装置姿态中人工靶标易被泥土污染遮挡和受背景环境影响导致姿态测量失败的问题,提出基于多点标识的挖掘机工作装置姿态测量方法,利用一台RGB摄像机和YOLOv3深度学习算法实现对无任何传感器挖掘机工作装置的姿态测量。设置区别于背景环境、易于识别和定位的关键点标识,捕获大量工作装置图像并标注建立数据集,以此数据集训练获得视觉模型实现关键点标识的检测;根据关键点间的约束关系和相机成像原理还原关键点标识的三维信息,并计算相应杆件的姿态角。研究结果表明：提出的姿态测量系统能够解决姿态测量中存在的问题,且对挖掘机工作装置姿态测量瞬时偏差在±2°范围内,平均测量偏差在±1°范围内,满足视觉伺服中姿态角的反馈;同时,测量系统对每帧图像平均处理时间为108.26ms,满足实时测量条件。     

Integrated power and single axis attitude control system with two flywheels

The existing research of the integrated power and attitude control system(IPACS) in satellites mainly focuses on the IPACS concept,which aims at solving the coupled problem between the attitude control and power tracking.In the IPACS,the configuration design of IPACS is usually not considered,and the coupled problem between two flywheels during the attitude control and energy storage has not been resolved.In this paper,an integrated power and single axis attitude control system using two counter rotating magnetically suspended flywheels mounted to an air table is designed.The control method of power and attitude control using flywheel is investigated and the coupling problem between energy storage and attitude control is resolved.A computer simulation of an integrated power and single axis attitude control system with two flywheels is performed,which consists of two counter rotating magnetically suspended flywheels mounted to an air rotary table.Both DC bus and a single axis attitude are the regulation goals.An attitude & DC bus coordinator is put forward to separate DC bus regulation and attitude control problems.The simulation results of DC bus regulation and attitude control are presented respectively with a DC bus regulator and a simple PD attitude controller.The simulation results demonstrate that it is possible to integrate power and attitude control simultaneously for satellite using flywheels.The proposed research provides theory basis for design of the IPACS.     

基于多点合作目标的多线阵CCD空间物体姿态测量

为了精确测量悬浮试验场内姿态快速变换的空间物体的姿态角参数,提出了一种采用3个线阵CCD相机同时测量多个点合作目标的姿态测量方法,以解决传统的线阵CCD姿态测量系统中相机位置间的约束条件过多造成的非线性系统误差及校准参数多的问题.该方法采用柱面透镜和线阵CCD组成的3个一维相机,对被测物体上的多个点合作目标同时进行测量;并针对测量原理对姿态角限制的问题,采用模拟计算的方法进行姿态角测量范围的计算.由神经网络校准线阵CCD相机,直接给出点合作目标的空间三维坐标,并通过建立基于Rodrigues参数姿态解算模型求解被测物体的姿态角.实验结果表明,本文方法得到的空间点位置测量精度及空间姿态解算精度高于原线阵CCD姿态测量方法,验证了该姿态测量方法进行姿态测量的可行性和有效性.     

小型飞行器MEMS姿态测量系统

针对目前可获得的微机电系统(micro electromechanical system,简称MEMS)惯性测量元件,提出一种用于小型飞行器的姿态测量系统实现方案,采用三轴加速度计和单轴速率陀螺构建系统,可满足飞行器加速度小于6g、角速度小于±300(°)/s的姿态测量需求。根据所选MEMS惯性传感器的特点,给出传感器的测试方案和测试结果,利用加速度计测量信息直接修正方向余弦矩阵来抑制姿态角的误差积累,并进行姿态测量试验。试验结果表明:系统以100Hz的频率更新姿态测量值,在满足姿态矩阵修正阈值的条件下,姿态测量误差小于1(°)。     

基于姿态矩阵判据的光学焦距在线快速标定

针对在轨运行的微小航天器发射过程的振动引起的结构变形和在轨太阳光照产生的结构热变形会使发射前对惯性恒星罗盘(Inertial Stellar Compass:ISC)标定的光学系统焦距偏离实际值,进而影响微小航天器的高精度姿态确定的问题,提出了一种基于姿态矩阵判据的ISC光学系统焦距在线快速标定方法.首先,分析了光学系统焦距与姿态矩阵的映射关系;然后,利用任一时刻由滤波生成的姿态矩阵,结合姿态矩阵单位正交特性的这一判据,采用迭代法实现了ISC光学系统焦距的在线快速标定.实验结果表明:该方法对ISC光学系统焦距的标定精度同星点质心提取的像素精度相当,大约为0.01个像素.该方法可在轨随时进行光学系统焦距的标定,标定速度快,且不需要采集大量姿态测量传感器的数据,标定效果良好.     

敏捷卫星姿态机动的非线性模型预测控制

针对以金字塔构型控制力矩陀螺(CMG)为执行机构的敏捷小卫星开展了先进机动控制算法的研究。在考虑控制力矩陀螺力矩约束及增量约束情况下,设计了基于非线性模型预测控制(NMPC)方法的卫星姿态快速机动控制律及操纵律。通过多种仿真分析了控制器设计参数变化对卫星姿态机动的影响,并与终端滑模控制方法进行了比较。实验结果表明,增大跟踪性能加权矩阵或延长预测时域均可以提高卫星姿态机动速度,缩短卫星姿态机动时间。设计的控制方法能够使卫星姿态在18s内实现40°的大角度快速机动,姿态指向精度和稳定度分别为0.01°和0.04(°)/s,与终端滑模控制方法相比,机动速度及稳态性均得到提高。本文方法为敏捷小卫星的在轨应用方式提供了理论支撑。     

重力/地磁辅助的欧拉角无迹卡尔曼滤波姿态估计

为了克服应用扩展卡尔曼滤波(EKF)的姿态估计算法的线性化误差问题,提出了一种基于重力/地磁辅助的欧拉角无迹卡尔曼滤波(UKF)姿态估计算法来提升低成本微机电系统(MEMS)的姿态测量精度。应用重力与地磁数据抑制了MEMS姿态误差快速发散问题;将欧拉角作为状态,应用四元数完成时间更新过程中的姿态更新,避免了四元数作为状态的规范化问题及欧拉角姿态更新精度低的问题;由于UKF滤波器不存在线性化误差,故其具有更好的稳定性和姿态估计精度。应用实际MEMS数据开展的算法验证实验显示:与EKF姿态估计算法相比,提出的UKF姿态估计算法得到的俯仰与横滚角精度提高了近20%,航向角精度提高了12.1%。结果表明:本文提出算法的精度更高;然而由于UKF算法对状态协方差估计不足,其收敛时间有所增加。     

基于干扰观测器的无人机在轨姿态控制系统设计

针对无人机在轨姿态控制系统误差较大的问题,提出基于干扰观测器的无人机在轨姿态控制系统设计.选择 STK５３F４０６V 作为微处理器的芯片,存储器选用 AY５４GN１７８M 芯片,通过 TIM 时钟输入捕获命令进行脉冲调制信号的采集与存储.系统软件采用干扰观测器来分析无人机姿态控制中的干扰频域,从干扰的种类、精度、动态性能和飞行模式等方面对系统进行正弦波的干扰分析,将扰动与系统的控制参数控制在同一个范围内,实现对飞行状态的修正和扰动频率的正确估计.实验结果表明,基于干扰观测器的无人机姿态控制系统的抗干扰性强,耗时较短,控制性能较好.