基于最大熵卡尔曼滤波的机载SINS星敏感器辅助空中标定技术

为增强机载捷联惯导系统（SINS）在自标定过程中的可观测性,提升陀螺仪漂移和加速度计零偏估计的速度和精度,引入星敏感器姿态信息和GPS速度信息,辅助完成捷联惯导系统的空中标定。同时,考虑在实际空中飞行条件下,受气流、电磁干扰等影响,姿态和速度的量测噪声呈非高斯分布且噪声统计特性不精确,导致经典卡尔曼滤波性能降低。为有效利用量测信号中的高阶矩信息,在卡尔曼滤波中采用最大熵准则代替最小均方误差准则,对星敏感器辅助下的机载捷联惯导系统的误差进行标定。仿真结果表明,经最大熵卡尔曼滤波后,惯性器件误差的标定精度明显提升;在采用星敏感器后,对陀螺仪漂移的标定速度和精度都得到了提升。     

Integrated Design and Accuracy Analysis of Star Sensor and Gyro on the Same Benchmark for Satellite Attitude Determination System

As an important sensor in the navigation systems, star sensors and the gyro play important roles in spacecraft attitude determination system. Complex environmental factors are the main sources of error in attitude determination. The error influence of different benchmarks and the disintegration mode between the star sensor and the gyro is analyzed in theory. The integrated design of the star sensor and the gyro on the same benchmark can effectively avoid the error influence and improves the spacecraft attitude determination accuracy. Simulation results indicate that when the stars sensor optical axis vectors overlap the reference coordinate axis of the gyro in the same benchmark, the attitude determination accuracy improves.      

基于恒星敏感器的姿态确定算法研究

星敏感器是一种精度极高的姿态敏感器。基于恒星敏感器的姿态确定问题,从理论上推导了利用TRIAD算法,QUEST算法和Euler-q算法求解姿态矩阵的公式;以Wahba损失函数为指标,利用确定已知的方向余弦阵、恒星观测矢量及在噪声干扰下的星敏感器的观测矢量,对比研究了各种算法的优缺点。利用一个标准星表,通过仿真计算验证了上述三种算法的正确性和有效性。     

基于UWB辅助的多无人机惯导定位误差校正方法

针对卫星导航拒止的复杂环境下多无人机编队飞行只依赖惯性导航无法长时间导航的问题,提出一种超宽带(UWB,ultra wide band)辅助的惯导定位误差校正方法;给出UWB测距原理的同时建立了无人机机体坐标系下的惯导相对距离解算模型;在惯导误差模型的基础上,以惯导误差和UWB测距信息分别作为状态量和观测量,设计出惯导误差校正的扩展卡尔曼滤波模型;以两架无人机为例对算法进行仿真验证,仿真结果表明相较于纯惯导定位,该方法在东北天三个方向的最大定位误差不超过1 m,速度均方根误差值不超过0.01 m/s,很好地抑制了惯导系统速度和位置的误差发散,为解决无人机编队在卫星拒止环境中的定位问题提供参考思路。     

激光捷联惯组标定系数误差校准方法研究

为校准激光陀螺捷联惯组标定系数误差,介绍了基于捷联惯组开环姿态和速度更新的解析算法.捷联开环更新的姿态误差和速度误差中包含一定的标定系数误差信息,通过转动试验和静止试验可以对标定结果进行评估.通过对开环导航系统误差方程的分析,可以得到刻度系数误差、安装误差的解析解.利用误差解析解可以实现对标定系数误差的校准.在双轴位置...     

星光折射定位辅助的惯性/星光全组合导航算法

常规的惯性/星光组合导航多基于姿态信息组合,对位置、速度修正效果较差.针对上述问题,在惯性/星光姿态组合算法基础上,通过引入基于星光折射原理后获得的天文定位信息,设计了惯性/星光姿态、位置全组合导航方案,并提出了基于地心惯性坐标系下的捷联惯性/星光全组合导航算法.仿真结果表明:由于利用星光折射间接敏感地平的方法,在系统中引入了位置相关的观测信息,可确保组合导航系统获得较高的位置、速度和姿态精度.     

Sigma-Point直接式卡尔曼滤波惯性组合导航算法

基于西格玛点采样加权的方法,以姿态、速度和位置等9个导航参数为状态向量,以卫星导航系统的速度和位置组成6维观测向量,构建直接式卡尔曼滤波器,融惯性导航系统求解和状态估计的过程为一体,直接描述系统导航参数动态过程.仿真结果验证了惯性组合导航Sigma-Point直接式滤波方法的有效性,表明该非线性直接式滤波方法可提高惯性组合导航系统的导航精度和对飞机、导弹等载体非线性机动过程的适应性.     

基于惯导/数据链的动态相对定位方法

针对卫星导航定位在复杂环境不可靠情况下如何实现无人机机间相对定位问题,提出一种基于机载惯性导航系统与机间数据链测距相结合的动态相对定位算法。该方法利用机载数据链通信测距能力与机载惯性导航系统输出的无人机速度矢量信息结合,建立机间相对定位模型,通过最小二乘法对无人机之间的相对位置进行估计,实现无人机机间的实时相对定位能力。由于通过最小二乘法解算出的相对定位结果依然存在误差,针对最小二乘法相对定位误差,提出秩亏网平差算法对无人机机群间的相对定位误差进行校正。仿真结果表明：基于最小二乘法的相对定位方法可以减缓惯性导航系统相对定位误差发散速度并且将惯导相对定位精度提高到3倍左右,通过秩亏网平差算法校正将最小二乘相对定位精度提高2倍。     

基于MEMS惯性传感器的行人导航轨迹复现研究

针对目前行人导航对精度的需求,提出了基于微机电系统(MEMS)惯性传感器的行人导航系统.系统置于行人脚面,导航算法依据传统捷联惯性导航,采取基于卡尔曼滤波的补偿累积误差算法和零速检测方法,采用三条件判断法,即传感器三轴的总加速度、总加速度方差和总角速度的三条件满足判断方式,解决了行人导航步行过程中累积的误差补偿与校准.分别以圆形路线和矩形路线验证导航算法的适用性和准确性,对比分析实验结果表明:误差结果控制在5%以内,满足导航要求.     

基于惯性传感器的上肢位置跟踪

为辅助中风病人的康复训练,设计了一种手腕固定惯性测量单元的上肢位置跟踪方案.导航定位算法采用传统的捷联惯性导航解算算法,并在此基础上根据标准康复训练中手臂做屈伸运动时速度周期性为零的特征,引入零速修正技术(ZUPT).采用姿态检测最优算法检测零速区间,将此时惯性导航解算的速度作为量测值进行Kalman滤波,对系统的速度、姿态、位置、加速度计和陀螺仪常值零偏误差进行估计,将估计结果反馈以修正捷联惯性导航的累积误差.同时在Kalman滤波的基础上设计了固定区间RTS平滑算法,解决了零速修正引起的运动轨迹的突变问题.实验结果证明,该方案可以有效地实现上肢位置跟踪,在运动时间为108 s的情况下,定位误差为运动路程的0.089％.     

基于星敏感器的姿态优化估计算法

对于采用星敏感器的航天器姿态确定问题,提出了一种快速的姿态优化估计方法;首先,根据Rodrigues参数和观测向量之间的线性关系,引入四元数,构造了不同的非奇异的优化准则;其次,借助四元数,求解了基于该准则的姿态优化算法;误差协方差分析和数值仿真结果表明,该算法与著名的QUaternion ESTmation(QUEST)算法相比,在相同的操作系统环境下,具有相同的姿态估计精度,但计算速度更快,对两种算法选取间隔为2000次的仿真步长,统计数据长度为100个采样点,最后对结果加权求平均值,统计结果显示仅为QUEST的三分之一;这种姿态优化估计方法具有一定的工程应用价值。     

A new autonomous celestial navigation method for the lunar rover

A secure and autonomous navigation system is needed for the lunar rover in future lunar missions in case of emergencies. Celestial navigation is a very attractive solution for long distance navigation on the Moon without the need of ground navigation aids. It only uses star altitudes, which are measured by a high accuracy star sensor and inertial measurement unit (IMU) to estimate the position of the rover. The navigational accuracy of this method depends largely on the accuracy of measurements, so the measurement errors have a great impact on the navigational performance. A new autonomous celestial navigation method for the lunar rover is presented in this paper, which uses the augmented state unscented particle filter (ASUPF) to deal with the systematic error and random error in the measurements. The validity and feasibility of this new method is tested and examined by the hardware-in-loop test. A position estimation error within 60 m is obtained. Compared to the conventional method, this method shows better navigation performance and higher adaptability to these measurement errors.     

基于偏振光传感器的全姿态角解算方法研究

针对小型无人机三维空间内姿态解算的问题,提出了一种仅利用偏振光传感器进行全姿态角的解算方法.利用偏振光传感器测量的偏振方位角,及通过观测位置和观测时间计算得到的太阳方位角,可以求得当前的航向角.利用太阳矢量在导航坐标系和载体坐标系中的投影,通过解算姿态方程解算出当前的俯仰角与横滚角,实现全姿态角的解算.通过仿真实验证明了该方法的有效性,解算出的姿态角误差在1°以内,能够有效地满足小型无人机的需求,为无人机导航提供一种全新的导航方法.     

基于EKF的航天器姿态确算法定及精度分析

采用陀螺和星敏感器组合的方式来进行航天器姿态确定。首先建立了陀螺和星敏感器的测量模型,选择以四元数作为描述航天器姿态的参数,详细推导了在小偏差下以误差姿态角和陀螺常值漂移误差为状态量的滤波状态方程,并且以星敏感器的测量残差作为量测量,采用扩展卡尔曼滤波（Extended Kalman Filter, EKF）算法进行姿态确定;然后进行了仿真分析,仿真结果表明：该算法可以达到较高的姿态确定精度;最后对影响姿态确定精度的硬件因素和软件因素进行了定量的数据分析,得出了有一定意义的结论,从而为工程实践提供理论支持。     

北斗双星／SINS组合导航中的捷联惯导算法研究

摘要针对北斗双星／SINS组合导航系统,研究了捷联惯导的姿态和速度更新算法。将等效旋转矢量算法应用与姿态解算,消除了传统的四元数算法存在的不可交换性误差对导航精度的影响,并对速度解算中的划浆误差进行了补偿。将算法应用到北斗双星／捷联惯导组合导航系统,通过实际的跑车实验验证算法的有效性。     

基于自适应互补滤波的四旋翼飞行器姿态解算

在四旋翼无人机中,姿态传感器采用捷联式惯导惯性检测单元(IMU),其中包括加速度计、陀螺仪、电子罗盘和空气压力高度计.这些传感器在工作过程中存在温度漂移以及噪声干扰,为了得到准确的姿态数据,首先建立了传感器四元数模型,在频域中设计互补滤波器,并设计了PI自适应补偿系数,对传感器数据进行融合、补偿和修正,有效地避免了系统模型误差对姿态估计的影响.修正后的角速度通过一阶龙格-库塔法、四元数算法完成飞行器的姿态解算.传统互补滤波器在噪声大时滤波效果不理想,故加入PI控制,形成一种效果更好的自适应滤波算法,根据仿真结果,该算法滤波后的信号比传统互补滤波的结果更加平滑,更接近理想波形.     

基于雷达高度计-星敏感器的卫星自主导航精度分析

考虑到采用多个雷达高度计进行卫星自主定位的不足,提出采用单个雷达高度计,结合星敏感器提供的测量信息,构成雷达高度计—星敏感器的卫星组合自主导航系统。通过大量的仿真实验,分析了地形起伏、可见导航星数目、星敏感器精度、地平仪精度等因素对定位精度的影响,并总结其变化规律,对提高卫星自主定位精度有重要的借鉴意义。     

Globally exponentially stable attitude observer with Earth velocity estimation

This paper presents a novel observer for attitude estimation based on a triad of high‐grade rate gyros aided by a body‐fixed vector measurement of a constant inertial vector, departing from the majority of solutions that consider at least two of these vectors. A cascade approach is proposed, where the first block estimates a vector that is related to the angular velocity of the Earth and a second block estimates the attitude. While the topological characteristics are relaxed in the attitude observer so that global exponential stability is achieved, an additional stage is also devised that yields estimates directly on the special orthogonal group, preserving global convergence of the estimation error. Simulation results with realistic sensor noise were performed, including extensive Monte Carlo runs. These results illustrate the convergence of the proposed solution, as well as the achievable performance and robustness to sensor noise.     

基于陀螺和太阳敏感器的月球车定向方法

针对月球探测车采用惯性导航方法进行定向时,航向角参数误差随时间不断累积的缺点,提出了一种天文导航定时修正的月球车自主定向方法.该天文方法首先建立当地地平坐标系,然后通过太阳敏感器观测太阳矢量并由星历计算来推算太阳的方位从而得到月球车的航向信息.仿真实验分析比较了月球车有无误差修正时航向信息的差别.最后通过中国天文年历和...     

基于运动姿态识别的行人惯性导航算法

针对室内定位惯性导航算法存在累积误差的问题,提出了一种基于运动姿态识别的行人惯性导航算法.在捷联惯性导航算法的基础上,引入了行人脚部姿态识别方法,将行人的位移以单步长为单位进行惯性导航解算.使用姿态识别与零速修正相结合确定每一步的静止时刻,改进步数检测结果,并对行人静止时刻的速度和位置信息进行校正,以降低累积误差;统计前期误差较小的行人惯性导航数据,并建立步频—步长模型,根据行人实时的步频和方向变化对当前步长进行校准,在行人以惯常运动姿态或运动姿态变化时分别采取对应的步长估计算法,以保证导航算法的准确性.实验结果表明:与传统捷联惯性导航算法相比,提出的算法提高了长距离导航的精度.