带噪声抑制的GPS姿态测量算法

利用GPS载波相位测量载体的姿态时,各种误差源对定姿精度有很大影响。基于载波相位双差观测模型,分析了载波相位误差和接收机到卫星的可视矢量（LOS）误差以及这些误差在姿态测量中的影响权重。针对传统最小二乘方法中仅考虑观测矢量噪声的局限性,在基线解算过程中采用同时考虑LOS组成的设计矩阵和观测矢量噪声的总体最小二乘（Total Least Squares,TLS）方法,并从理论和实验两个方面证明该方法能有效抑制噪声影响,提高姿态解算的精度。     

基于GPS直接求解姿态矩阵算法的精度分析研究

利用GPS对载体的姿态进行测量是其应用的一个较新领域,直接求解姿态矩阵进行姿态角解算是一种直接有效的方法,但是解算精度受周跳、基线长度及卫星几何分布等因素的影响.在对直接求解姿态矩阵算法的解算过程进行深入分析的基础上,定量分析了周跳、基线长度等关键因素对测姿精度的影响,并通过计算机仿真对精度分析结果进行验证.开展的研究...     

复杂环境下卫星姿态确定技术

在未知扰动噪声分布和强度先验信息前提下,提出了基于无迹卡尔曼滤波(UKF)状态估计的星敏感器和陀螺仪组合的高精度卫星姿态确定方法.设计了基于自回归(AR)模型的扰动噪声的建立方法,进而推导星敏感器与陀螺仪组合定姿的测量方程和过程方程,最终采用交互式多模型(IMM)定姿方法自适应调整模型集中不同噪声水平的概率以“高斯和”形式逼近未知的真实噪声,实现卫星高精度定姿.实验结果表明,IMM定姿精度优于单个模型定姿结果,并且具有较强的鲁棒性,能够为实际工程应用提供参考价值.     

基于低成本接收机的双天线测姿算法

针对低成本接收机双天线测姿系统利用直接法解算精度较低且存在系统粗差的问题，提出一种基于载波和伪距双差实时动态定位（RTK）卡尔曼滤波算法。首先，引入基线长度作为观测量，并将事先测量得到的精确基线长度作为观测量误差；然后，根据从天线接收机的历元时间间隔对主天线位置进行实时矫正，而周整模糊度采用改进LABMDA算法求解。在静态和动态情况下进行了测试，结果表明，在基线长度为1.1 m、采用GPS和北斗双系统进行观测的情况下，所提算法解算出的航向角精度在1°左右，俯仰角精度在2°~3°。相比传统的双天线直接法测姿，该算法在系统抗差性能和精度上都较优。     

几何扩展卡尔曼滤波算法在卫星姿态确定系统中的应用

卡尔曼滤波因其良好的性能广泛应用于卫星姿态确定中.经典的扩展卡尔曼滤波(EKF)算法在估计姿态坐标系中表示估计误差矢量,由于没有考虑到估计姿态坐标系与真实姿态坐标系之间存在偏差,从而导致姿态估计精度下降.针对这个问题,Andrle M S通过几何变换引入误差一致性表示,在此基础上,提出了几何扩展卡尔曼滤波(GEKF)算法,将姿态误差四元数和陀螺漂移增量通过几何变换进行一致性表示,解决了估计误差矢量表示不一致的问题.本文介绍了误差一致性表示的原理,并将GEKF算法应用于含常值漂移与时间相关漂移的陀螺模型中,仿真实验表明:GEKF算法比MEKF对陀螺漂移的估计更加精确,在滤波精度上取得了明显改善.     

GNSS姿态测量接收机性能分析

利用同源射频平台实现了一种全球导航卫星系统（ GNSS）姿态测量的接收机,接收机各射频电路相同且使用同一个晶振驱动,各射频通路之间有相同的信号处理特性。可以将射频通路分为主射频通路和从射频通路,主射频通路实现信号的捕获与跟踪,从射频通路利用差分相位鉴别器完成测量观测量提取。与传统使用独立接收机实现载波差分测向不同,主射频通道进入跟踪状态后立即输出观测量,无需检测载波半周跳变,实现快速姿态测量。利用GNSS姿态测量接收机、Novatel接收机以及惯性导航系统进行了跑车实验,实验结果表明：姿态测量接收机具有更好的载波测量输出能力,姿态测量精度和商业接收机相当。     

An algorithm and observability research of autonomous navigation and joint attitude determination in asteroid exploration descent stage

In this paper, an autonomous relative navigation and joint attitude determination algorithm in asteroid exploration descent stage is researched based on feature point information of perpendicular asteroid surface image observed by optical navigation camera, distance vectors from spacecraft to asteroid measured by three angled installed lidars and relative velocity increment measured by accelerometer when the relative distance vector to the centroid of asteroid can not be obtained. The inertial attitude of spacecraft is determined by sun vector, star vectors and inertial angular velocity respectively measured by sun sensor, star trackers and inertial reference unit. Also, in order to obtain measurement error model transferred from sensor noise, a covariance matrix solver considering error correlation is presented via the error model of normalized vector to first order. Numerical simulation and improved observability evaluation of filtering are undertaken to discuss the results of complete sensor observation and weak observation of lidars, and verify the effectiveness of the presented relative navigation and attitude determination algorithm.     

嵌入式测姿系统软件的模块化

由于嵌入式测姿系统软件根据不用需求需实现多种接收机板卡、不同导航系统、多种姿态算法的选择,因此其功能复杂,程序冗长。程序模块化后可有效提高工作效率,操作简便。探讨利用嵌入式软件模块化的方法,基于ARM平台根据嵌入式测姿系统软件的主要流程及其功能对软件进行单元划分,详细阐述了各个模块的功能以及模块之间的接口,解决可操作性、可扩展性等问题,实现了软件的模块化设计。实际数据验证表明,嵌入式测姿软件模块化后可移植性、扩展性增强,可用性高,资源利用率高,并适合在一般载体上使用。     

改进粒子滤波与预测滤波相结合的单星敏姿态估计

针对卫星姿态估计的非线性、非高斯特性,提出一种粒子滤波和预测滤波相结合的估计方法,在无角速率测量时,首先利用预测方法在线估计系统模型误差和姿态角速度,再通过改进的规则化粒子滤波器估计姿态四元数.粒子初始化和重要性函数等的设计加快了算法的收敛速度,预测方法的引入有效降低了粒子维数.在某通用小卫星平台上进行仿真,并与扩展卡尔曼滤波(EKF)比较,所得结果表明,算法在不同初始姿态估计时具有较好的稳定性和收敛精度.算法还为粒子滤波和无陀螺定姿的研究提供了参考.     

基于扩展卡尔曼滤波的时钟模型辅助定位算法

在城市峡谷、深坑矿、林地周边等应用场合中,由于卫星信号被遮挡导致接收机观测量不足而无法完成导航解算,提出了一种新的时钟模型辅助定位方法,即同时利用伪距和多普勒观测量,通过扩展卡尔曼滤波器实时估算得到接收机钟偏和钟漂参数,并构建时钟模型,在导航信号缺失情况下利用该时钟模型进行辅助定位。仿真分析和车载实验结果表明,该方法在卫星导航信号缺失后仍然能够继续完成实时定位解算,使得系统可用性得到显著改善。     

面向皮纳卫星姿态确定的MEMS陀螺磁强计组合滤波系统

针对难以配置高精度部件的皮纳卫星姿态测量系统,当卫星处于阴影区或任何太阳敏感器不可用的状态下,MEMS陀螺与磁强计的组合便成为卫星在轨姿态测量精度的重要保障.本文基于MEMS陀螺与磁强计的低功耗、全轨、全天时、最小姿态敏感组合,提出一种适用于皮纳卫星在轨运行的滤波系统方案.该方案通过滑窗ARMA建模降低陀螺随机噪声的影响,并由姿态滤波器估计所得的零偏在线去除陀螺常值分量,以保证其建模的长期有效性.本文以浙江大学皮星二号卫星搭载的敏感部件以及姿态测量算法为研究基础,结合在轨实测数据,仿真对比表明,该系统方案有效降低了陀螺随机噪声,抑制比达50％以上;陀螺零偏估计精度提高310％,可达到0.001°/s;姿态确定精度提升190％,可达1.2127°.该系统方案是对皮纳卫星姿态确定最小系统精度提升及实用方案设计的有益探索.     

一种基于MEMS传感器的无人飞艇航姿测量系统

提出了一种基于微机电系统(MEMS)惯性传感器的航姿测量系统。分析了一些传统姿态解算算法融合过程中的不足,提出一种高效的融合算法,利用梯度法将加速度计和磁力计对地球重力场和磁场矢量的观测量去修正陀螺给出的姿态信息。针对实际测量系统中振动对姿态的干扰问题,提出切比雪夫II型低通数字滤波器进行传感器数据预处理,并结合运动状态修正融合算法从而进一步抑制振动。通过实验表明:该系统的算法具有较低的计算负荷,能有效地估计出姿态,抑制振动有害加速度对姿态估计的影响,测量动态误差小于2°,静态误差小于0.8°。     

反步自适应滑模变结构的小卫星姿态鲁棒容错控制

针对小卫星在轨运行中存在输入饱和、干扰力矩与执行器故障的姿态跟踪控制问题,提出了一种反步自适应滑模变结构鲁棒容错控制方法。该方法将反步控制和滑模控制相结合,利用自适应算法估计执行器有效因子最小值和干扰上界,避免了对故障的检测与隔离,实现了输入饱和、干扰和故障对系统稳定性影响的抑制。基于Lyapunov方法从理论上证明了闭环系统的稳定性;将该方法用于小卫星的状态跟踪控制,仿真结果表明该控制器能有效处理姿态控制时输入饱和受限的约束,对部分失效和偏差型故障具有较强的容错能力,并具有一定鲁棒性。     

两轮自平衡机器人惯性传感器滤波问题的研究

针对惯性传感器在两轮机器人姿态检测中存在随机漂移误差的问题,基于卡尔曼滤波实现对倾角仪与陀螺仪的信息融合,设计了简单而实用的滤波算法,对传感器的误差进行补偿后得到机器人姿态信号的最优估计,从而将其应用于两轮自平衡机器人系统。实验结果表明,采用卡尔曼信息融合的方法,来得到机器人姿态信息最优估计是有效可行的,并且有利于机器人完成自平衡的控制。     

基于CD-RSF 算法的航天器姿态确定

针对具有模型不确定及初始误差较大的航天器姿态确定系统的滤波问题,提出一种基于中心差分风险敏感滤波(CD-RSF)算法的航天器姿态确定方法.该方法利用风险敏感滤波更具鲁棒性的特点来估计模型不确定的航天器姿态,并利用中心差分求积分法来解决风险敏感器滤波中难以处理的积分.该方法能够消除由于模型不确定和初始误差大而导致的滤波收敛速度慢,甚至发散的现象,使得姿态确定算法更具鲁棒性.仿真结果验证了所提出方法的有效性.     

Star-sensor-based predictive Kalman filter for satellite attitude estimation

A real-time attitude estimation algorithm, namely the predictive Kalman filter, is presented . This algorithm can accurately estimate the three-axis attitude of a satellite using only star sensor measurements. The implementation of the filter includes two steps: first, predicting the torque modeling error, and then estimating the attitude. Simulation results indicate that the predictive Kalman filter provides robust performance in the presence of both significant errors in the assumed model and in the initial conditions.     

基于磁传感器组合的运动物体姿态解算

姿态参数的测试是运动物体测试过程中的重要指标。针对角速度陀螺仪在高速运动中姿态角的测量误差较大,提出了基于加速度和线圈式磁传感器的姿态测量组合。线圈式磁传感器的输出值包含了载体的转速和角速度信息的综合,求出载体的角速度信息,通过扩展的全姿态四元数算法进行数据融合和姿态解算。在三轴转台上进行半实物的仿真实验,验证算法的正确性,在解算过程中无须知道当地磁场大小,方法简单易行。     

Adaptive,high precision,satellite attitude control for microprocessor implementation

A control system is presented for three-axis, gas jet, satellite attitude control having application to any spacecraft where precise pointing is required within stringent mass and power limitations. Several novel features are incorporated as follows: parabolic switching boundaries are employed with parameters which adapt to a disturbing acceleration estimate in order to achieve a zero offset steady-state limit cycle of preset amplitude in the arcsecond region which minimizes both fuel consumption and thruster operation frequency. The disturbing acceleration estimate is obtained from a third-order state estimator, together with angle error and rate estimates using an angle error measurement from a rate integrating gyro and a jet drive input. Time optimal recovery from large initial angle errors and rapid response to step changes in disturbing acceleration are achieved. In addition, stable control is obtained with disturbing acceleration approaching the control jet acceleration. A slew control algorithm is incorporated which enables the same control law to be utilized for fuel optimal slewing through unlimited angles, one axis at a time. Simulation results are presented, including demonstration of stochastic performance with gyro and jet noise.     

姿态航向测量与误差补偿方法研究

设计了一种基于MEMS陀螺仪、加速度计、磁传感器的小型姿态航向参考系统;以四元数和角速率偏差为状态矢量,磁场强度和加速度计信息为量测矢量,构建基于Kalman的四元数姿态航向解算方法;通过调整测量噪声方差矩阵,解决动态过程中由于运动加速度造成的姿态角误差;采用陀螺仪误差建模和磁航向罗差补偿技术,进一步提高了系统测量精度。根据飞行数据分析,姿态航向参考系统具有较高测量精度和较好的稳定性、动态性,姿态角均方根误差小于1.5°,航向角均方根误差小于3°。