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利用加速度计和角速度仪的笔杆运动姿态检测

仪器仪表学报 2008年第4期29卷 831-835页

作者：曹丽刘扬刘伟清华大学自动化系北京100084

在笔杆上安装加速度和角速度传感器测量笔杆的运动姿态时,由于两种传感器的性质不同,再经过运算处理后,对测量结果精度的作用也不同。为此,本文利用3种卡尔曼滤波观测模型,分析比较了只利用加速度传感器、只利用角速度传感器以及同时利... 详细信息

在笔杆上安装加速度和角速度传感器测量笔杆的运动姿态时,由于两种传感器的性质不同,再经过运算处理后,对测量结果精度的作用也不同。为此,本文利用3种卡尔曼滤波观测模型,分析比较了只利用加速度传感器、只利用角速度传感器以及同时利用加速度和角速度传感器数据3种情况下估计笔杆运动姿态的结果及特点。实验表明,角速度传感器可以较准确地确定角速度,但角度累计误差较大;加速度传感器的静态分量可以较准确地确定姿态角度,但对角度变化不灵敏,两者结合起来可以互相弥补欠缺,有利于笔杆的运动姿态检测。

关键词：加速度计陀螺仪笔杆运动检测姿态角姿态角速率

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船用惯导系统姿态角微分估计算法

中国惯性技术学报 2011年第3期19卷 273-276页

作者：胡佩达高钟毓吴秋平陈文清华大学精密仪器与机械学系北京100084

针对船用惯性导航系统,为提高姿态角微分估计精度,总结了实用的微分算法:滑动线性回归器、最佳差分法、5点回归、抛物线拟合、无滞后抛物线拟合和Kalman滤波器,推导了各方法对应的滤波器模型、幅值衰减特性和相位畸变特性,利用以上特性... 详细信息

针对船用惯性导航系统,为提高姿态角微分估计精度,总结了实用的微分算法:滑动线性回归器、最佳差分法、5点回归、抛物线拟合、无滞后抛物线拟合和Kalman滤波器,推导了各方法对应的滤波器模型、幅值衰减特性和相位畸变特性,利用以上特性提出了设计微分滤波器的原则,并通过动态试验验证了以上理论,提出了组合最佳差分和Kalman滤波器的姿态角速率估计算法,其姿态角速率精度约为0.1421(°)/s,收敛时间为0.685 s,不仅具有很好的精度,并且有很好的收敛特性。

关键词：姿态角速率微分幅值衰减相位畸变

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一种基于GPS的测姿新方法

南京航空航天大学学报 2002年第4期34卷 394-397页

作者：杜春花范胜林袁信南京航空航天大学自动化学院南京210016

提出了一种利用 GPS载波相位信号 ,基于积分角速率参数 IRP( Integrated rate param eters)的概念 ,并借助于扩展的卡尔曼滤波 ( Extended Kalman filtering)算法进行载体的姿态及姿态变化率估计的新方法。利用线性跟踪理论建立动态方... 详细信息

提出了一种利用 GPS载波相位信号 ,基于积分角速率参数 IRP( Integrated rate param eters)的概念 ,并借助于扩展的卡尔曼滤波 ( Extended Kalman filtering)算法进行载体的姿态及姿态变化率估计的新方法。利用线性跟踪理论建立动态方程 ,使动态方程形式简单 ,意义明确 ;利用 IRP的概念 ,通过解决姿态矩阵的递推过程 ,建立载波相位的观测方程。仿真试验结果表明 ,本算法具有计算效率高、实时性好、测姿态精度高等优点 ;并且 ,由于同时对姿态率进行跟踪估计。

关键词：全球定位系统载波相位信号扩展卡尔曼滤波积分角速度参数姿态角姿态角速率姿态测量

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弹体飞行姿态角速度磁测解算方法

弹箭与制导学报 2018年第1期38卷 158-160,F0003页

作者：陈春行林春生马剑飞翟国君海军工程大学兵器工程系武汉430033 海军工程大学导航工程系武汉430033 海军海洋测绘研究所天津300061

针对陀螺仪的量程有限,很难满足自旋弹滚转角速度测量要求的问题,提出了一种利用三轴地磁传感器测量弹体姿态角速度的方法。该方法首先通过地磁传感器获得弹体坐标系下的磁场强度及其变化率,然后将地磁传感器横竖两轴所测的磁场强度作... 详细信息

针对陀螺仪的量程有限,很难满足自旋弹滚转角速度测量要求的问题,提出了一种利用三轴地磁传感器测量弹体姿态角速度的方法。该方法首先通过地磁传感器获得弹体坐标系下的磁场强度及其变化率,然后将地磁传感器横竖两轴所测的磁场强度作相关运算求得弹体滚转角速度,最后结合弹体质心方程解算出俯仰角速度及偏航角速度。仿真结果表明:该方法可以实现旋转弹体的姿态角速度的测量,有效的抑制了误差,且满足精度要求。

关键词：姿态角速率仿真地磁传感器

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弹载相控阵导引头捷联去耦技术研究

弹载相控阵导引头捷联去耦技术研究

作者：叶昌哈尔滨工程大学

学位级别：硕士

随着军事科技的日益发展，导弹已经成为现代战场上最有效的攻防利器，因而对其作战性能的要求也越来越高，雷达导引头作为导弹系统中最重要的组成部分，搜索和跟踪目标是其最主要的任务，因此导弹的整体水平直接取决于导引头性能的优劣... 详细信息

随着军事科技的日益发展，导弹已经成为现代战场上最有效的攻防利器，因而对其作战性能的要求也越来越高，雷达导引头作为导弹系统中最重要的组成部分，搜索和跟踪目标是其最主要的任务，因此导弹的整体水平直接取决于导引头性能的优劣。从上世纪六十年代起，自寻的捷联制导技术由于其低成本、高效能等优点就已经受到了各国的重视并取得了较快的发展，现已成为战术导弹制导控制系统中一个最主要的发展趋势。相控阵导引头作为捷联导引系统中最复杂和最前沿的技术，具有作战反应时间短、能同时跟踪多批次多目标以及工作效率高、抗干扰能力强等特点成为最近这几年的研究热点。但由于相控阵导引头与弹体完全固联，与传统的随动导引头相比，相对于惯性参考基准的视线角速率无法再直接获得，而且弹体的扰动会严重干扰导引头的输出信号，因此必须对弹载相控阵导引头进行合理的解耦方案设计，重构相对于惯性基准的视线角速率是本文的重要研究方向。本文先介绍了相控阵导引头的相关基础概念、耦合产生的原因，对解耦的目的以及已有的解耦方法进行总结和归纳，提出本文的两种解耦方案，即将导弹惯导系统测量的弹体姿态信息分别反馈到导引头的输出端和导引头的角跟踪回路来进行对导弹姿态运动的隔离。当分别以阶跃和方波信号作为系统的输入时，通过对导引头的仿真结果分析，这两种解耦算法具有较快的响应速度和较好的稳定性，同时也能较好隔离弹体姿态运动等扰动信息。在相控阵导引头系统已解耦的前提下，建立自寻的导弹整体系统仿真模型，推导了在此情况下系统实现比例导引的方法以及系统的稳定性。为验证此时导弹对目标的跟踪效果，分别假设目标作匀速直线运动和蛇形机动，在此基础上建立相关系统模型并进行仿真验证。本文先将相控阵导引头系统独立出来进行研究，再将导引头和导弹其他部分组合起来，保证加入解耦部分后弹体仍然具有良好的稳定性，对相控阵导引头解耦技术的研究较为系统和全面。仿真结果表明，去耦方案实时性较强，系统响应速度和解耦精度均达到较理想状态，对实际工程具有一定的应用价值。

关键词：相控阵导引头捷联去耦姿态角速率自寻的导弹

利用加速度计输出信号构造阻尼回路的自动驾驶仪设计

同方学位论文库评论

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同方学位论文库

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哈尔滨工程大学学报 2000年第6期21卷 14-17页

作者：史震赵龙马澍田哈尔滨工程大学自动化学院!黑龙江哈尔滨150001

利用加速度输出记号中含有的角加速度信息 ,通过对其进行数学处理 ,分离出姿态角速率信号 ,分别用于构造阻尼回路和稳定回路 .由于不使用速率陀螺或位置陀螺 ,从而降低了系统成本 ,减小了体积 ,提高了可靠性 ,这对于近程战术导弹是非常... 详细信息

利用加速度输出记号中含有的角加速度信息 ,通过对其进行数学处理 ,分离出姿态角速率信号 ,分别用于构造阻尼回路和稳定回路 .由于不使用速率陀螺或位置陀螺 ,从而降低了系统成本 ,减小了体积 ,提高了可靠性 ,这对于近程战术导弹是非常有意义的 .

关键词：导弹自动驾驶仪阻尼回路加速度计姿态角速率

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小型无人直升机模型辨识数据处理方法研究

计算机测量与控制 2020年第5期28卷 199-203页

作者：周健刘灵哲洪良西安工程大学电子信息学院西安710048

针对小型无人直升机模型频域辨识过程中的姿态角速率测量误差,提出了一种飞行数据处理方法;该方法采用飞行试验扫频测试技术,确保激励信号能够满足不同频段下模型辨识对飞行数据的需求;设计基于有色噪声的卡尔曼滤波器以降低紊流风场对... 详细信息

针对小型无人直升机模型频域辨识过程中的姿态角速率测量误差,提出了一种飞行数据处理方法;该方法采用飞行试验扫频测试技术,确保激励信号能够满足不同频段下模型辨识对飞行数据的需求;设计基于有色噪声的卡尔曼滤波器以降低紊流风场对飞行测量数据的影响,同时,对飞行测量数据使用数据预处理的方法以剔除测量噪声、野值、直流成分和低频分量;在小型无人直升机系统各通道中进行验证,验证结果表明,所提出的飞行数据处理方法能够满足小型无人直升机模型辨识对姿态角速率数据精度的要求,为精确建模提供了较高质量的飞行数据。

关键词：小型无人直升机卡尔曼滤波数据处理扫频测试技术姿态角速率

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大力矩飞轮动不平衡及扰动力矩控制技术

航空精密制造技术 2022年第1期58卷 37-41页

作者：熊美杨冬雷姜宁翔孙丹王森上海航天控制技术研究所上海201109

在飞轮原有螺纹连接设计的基础上,利用飞轮轮体热胀冷缩原理,增加了胶接的连接方式。研制的飞轮经受了振动试验以及高低温试验的冷热循环交替的考核,实现了对飞轮动不平衡的有效控制,卫星整星姿态角速率偏差从1.04×10^(-4)°/s降低至4.... 详细信息

在飞轮原有螺纹连接设计的基础上,利用飞轮轮体热胀冷缩原理,增加了胶接的连接方式。研制的飞轮经受了振动试验以及高低温试验的冷热循环交替的考核,实现了对飞轮动不平衡的有效控制,卫星整星姿态角速率偏差从1.04×10^(-4)°/s降低至4.8×10^(-6)°/s;经过微振动测试,飞轮最大扰动力、扰动力矩分别降低了44%、45.76%,有效缓解卫星姿态扰动响应,降低大力矩飞轮对整星姿态角速率偏差影响,已交付用户使用。

关键词：扰动力矩动不平衡姿态角速率