单陀螺多加速度计捷联惯性导航解算方法

六加速度计无陀螺惯导系统误差随时间发散比较严重。为了有效提高导航系统精度,提出了一种单陀螺仪多加速度计(五加速度计)的捷联惯性导航解算方法。该导航解算方法通过合理配置5个加速度计和1个陀螺仪,可不经积分而直接解算角速度,完全消除了加速度计输出方程中角加速度项的影响,能使在姿态和位置解算时分别减少1次积分,从而有效抑制误差随时间发散。给出了单陀螺多加速度计捷联惯导姿态和位置解算原理的理论推导过程,并对该导航解算方法进行了仿真。在仿真时间为80 s时,与无陀螺惯导相比,该方法的姿态解算和位置解算精度均提高了60%以上。

捷联惯导系统的单陀螺方案研究

捷联惯导系统的姿态矩阵微分方程为为由的三个分量组成的反对称矩阵.可由三个单自由度陀螺或两个双自由度陀螺测得,可由计算机算出,所以,捷联惯导系统的惯性测量组件(IMU)需由三个单自由度陀螺或两个双自由度陀螺和三个加速度计组成.本课题的研究目的在于把捷联惯导系统 IMU 中的两个双自由度陀螺减少为—个.

一种新型的单陀螺多加速度计捷联惯导系统

在无陀螺捷联方案的基础上,提出了单陀螺多加速度计的捷联方案。文中详细推导了角速度和加速度的解算方法,并以智能炮弹为背景,进行了仿真,得到了误差曲线,并指出了应注意的问题。

基于船舶的GPS/单陀螺航向融合算法

研究一种应用于船舶的GPS/单陀螺航向融合算法.首先,根据陀螺输出的角速率来估算船舶航向角信息;然后,采用改进的卡尔曼滤波的GPS/单陀螺融合算法,估算出陀螺的航向角估计误差和陀螺的漂移;最后,得出船舶航向角的准确信息.试验结果表明,该融合算法使得航向角实际应用误差控制在±1°之内,其输出值相当平滑,是一种有效的航向角确定算法.

单陀螺定位定向导航系统的设计与实现

以某武器系统安装的定位定向导航系统为基础,提出了只用一个陀螺完成定位定向导航功能的全新设计方案。介绍了以嵌入式计算机PC104为核心的系统组成,描述了新方案中的双轴平台结构及系统各部件的功能实现。针对系统特点给出了三位置法寻北的寻北解算方程,说明了利用单陀螺完成导航任务的航迹推算原理。系统具有结构简单、体积小、费用低等特点。

用单框架控制力矩陀螺的大型航天器姿态控制系统实物仿真研究

利用三轴气浮台模拟航天器空间力学环境,进行了单框架控制力矩陀螺(SGCMG)姿态控制/动量管理系统全实物仿真研究。推导了大型航天器姿态控制/动量管理系统数学模型。设计调试了实物仿真系统。研究了单框架控制力矩陀螺奇异回避问题、失效操纵问题和动量管理优化问题。证明了系统构形分析、奇异性分析和操纵律设计的正确性和有效性。通过大型航天器姿态控制/动量管理系统实物仿真,检验了设计方案的可行性和系统硬、软件的可靠性。

单框架控制力矩陀螺的奇异分析及操纵律设计

通过对单框架控制力矩陀螺群(SGCMGs)的奇异问题的分析,设计了一种新的伪逆解与零运动向量相结合的操纵律来回避SGCMGs的内部奇异点。首先通过绘制金字塔构型SGCMGs奇异角动量曲面及典型角动量切面对应的奇异度量极值曲面,研究了其奇异的几何特性。然后以缩小期望力矩与各SGCMG角动量的夹角为目的,给出了一种新的零运动向量构造方法用于操纵律的设计。该方法在全局范围内考虑,并未参考当前奇异度量值,故能有效地避免奇异度量局部极值所对应的内部显奇异点。最后将其与现有的几种操纵律进行了数学仿真对比,验证了其有效性及优越性。

使用单框架控制力矩陀螺的空间站姿态控制系统建模与仿真

研究使用单框架控制力矩陀螺群 (SGCMGs)的空间站的姿态控制。完成空间站在轨三轴稳定飞行模式下的动力学和执行机构的建模。基于最小二乘意义下的伪逆原理设计了 SGCMGs的控制律。对于框架构形的隐奇异 ,采用零运动躲避的算法。同时建立了框架电机的动力学、干扰和控制器的仿真模型。提出了适合工程应用的SGCMGs构形显奇异和饱和奇异的工程性的判断条件及卸载方法。为了探讨伺服机构对系统响应特性的影响 ,进行了分系统级的仿真。仿真模型中包括了空间环境力矩、敏感器及姿态确定模型。仿真中使用了五棱锥构形的SGCMGs,这种构形具有好的冗余度和大的角动量包络。仿真结果验证了五棱锥构形

单框架控制力矩陀螺转子动不平衡对遥感卫星成像的影响

分析了单框架控制力矩陀螺(SGCMG)转子在高速旋转时产生的动不平衡干扰力矩引起的星体颤振角和颤振角速度对TDI CCD相机成像的影响。通过坐标变换将转子坐标系下的干扰力矩转换至星体坐标系下的干扰力矩,将卫星姿态动力学方程计算出干扰力矩引起的星体颤振角位移和颤振角速度代入TDI CCD相机成像像移补偿模型;利用TDICCD相机像点与物点对应模型的仿真系统仿真了陀螺转子在不同转速下引起星体颤振角位移和角速度对相机成像的影响;最后,利用图像对比度和互相关相似性测度分析仿真成像质量。仿真显示:SGCMG转子在转速为3 000 r/min时,横向调制传递函数为0.997,图像互相关相似性测度为0.996 1;转速为6 000 r/min时,横向调制传递函数为0.928 3,图像互相关相似性测度为0.974 8。结果表明:SGCMG转子在高速旋转过程中引起的星体颤振角位移和角速度严重影响了TDI CCD相机的成像质量,应依据颤振的影响对SGCMG实施减震措施。

大型航天器单框架控制力矩陀螺系统全物理仿真

单框架控制力矩陀螺(SGCMG)是一种重要的航天器动量交换装置。用SGCMG作姿控部件的大型航天器姿态控制/动量管理系统是我国未来航天器发展的一个重点研究问题。本文利用三轴全物理仿真气浮台作为控制对象,模拟航天器在外层空间所受扰动力矩很小的力学环境。把SGCMG姿态控制/动量管理系统置于气浮台上,组成与航天器控制系统相同的仿真回路,来研究其动力学、动量交换、动量耦合以及控制系统中尚不清楚的一些问题。实践证明该仿真系统能够很好模拟航天器的力学环境,为SGCMG系统的进一步研究打下了很好的基础。

用单框架控制力矩陀螺的大型航天器姿态控制系统实物仿真研究

利用三轴气浮台模拟航天器空间力学环境,进行了单框架控制力矩陀螺(SGCMG)姿态控制/动量管理系统全实物仿真研究.推导了大型航天器姿态控制/动量管理系统数学模型.设计调试了实物仿真系统.研究了单框架控制力矩陀螺奇异回避问题、失效操纵问题和动量管理优化问题.证明了系统构形分析、奇异性分析和操纵律设计的正确性和有效性.通过大型航天器姿态控制/动量管理系统实物仿真,检验了设计方案的可行性和系统硬、软件的可靠性.

200Nms单框架控制力矩陀螺的热平衡试验

控制力矩陀螺是一种用于大型航天器的大功率惯性执行机构,其热特性不仅是影响其自身工作性能的基本因素,也是整星热控设计需要考虑的重要因素。介绍了一种200Nms单框架控制力矩陀螺的热平衡试验及其试验结果。试验样机被设置了161个内、外测温点。在多种热真空条件下,样机运行至热稳定状态后,161个测温点的温度测量数据以及样机的工作性能数据被记录下来。由试验结果获得了样机运行在不同环境温度条件下的自身温度分布情况,测试数据表明样机性能未随环境温度条件的改变而表现出明显的变化。

单光纤光纤陀螺的原理及应用前景

单光纤光纤陀螺是全光纤光纤陀螺的一种,它具有低成本、高可靠性、易于工程化的优点。它是应用在线制作技术,在一根光纤上制作光器件,形成无焊接点的光路。在线技术包括光纤环缠绕技术、耦合器制作技术、偏振器制作技术、发光模块制作和光接收模块制作技术等。详细地介绍了其原理、关键技术及生产工艺,并提出了提高其性能的措施。在分析不同型号单光纤光纤陀螺性能的基础上展望了其应用前景。随着单光纤光纤陀螺生产工艺的改进和信号处理技术的提高,将会进一步提高其性能、降低成本,促进光纤陀螺的普及和应用。

具有单框架控制力矩陀螺航天器的建模及可控性分析

针对具有单框架控制力矩陀螺的航天器姿态控制问题,将航天器与控制力矩陀螺看作整体系统,应用Lagrangian方程与Hamiltonian方程建立系统在重力场中的数学模型。在考虑航天器短时间内大角度机动前提下,将系统在Lagrangian形式下的状态方程简化成仿射非线性形式,以控制力矩陀螺框架角速度为输入变量,回避控制力矩陀螺在奇异情况下对系统的影响。随后应用系统Hamiltonian形式的保体积性与非线性系统可控性定理证明该系统可控,且系统可控性不受单框架控制力矩陀螺群个数、构型、奇异问题的影响。系统在重力场中的数学模型与可控性结论为以后进一步研究航天器姿态控制方法,航天器系统稳定性问题提供了理论依据。

单框架控制力矩陀螺的动力学分析

为了验证单框架控制力矩陀螺结构的可靠性,采用AutoCAD建立陀螺的三维几何模型,同时运用有限元法建立了动力学分析模型。在MSC.Nastran环境下,进行模态仿真,得到了力矩陀螺的前十阶固有频率和相应的振型。接着在模态分析、频率响应分析的基础上,进行了陀螺的随机响应分析,研究了单框架控制力矩陀螺的动力学性能。为陀螺结构的可靠性评估以及优化设计提供了理论参考依据。

采用单框架控制力矩陀螺群的卫星侧摆机动控制研究

研究使用单框架控制力矩陀螺群 (SGCMGs)进行卫星姿态侧摆机动控制。研究频繁机动情况下由五棱锥构形和金字塔构形陀螺群进行侧摆机动控制的可行性 ,并探讨陀螺群构形奇异的避免问题。针对不同的陀螺群构形设计了不同的控制律 ,并比较两种构形的控制特性的异同。仿真结果验证了使用SGCMGs实现侧摆机动控制的有效性。

基于神经网络算法的单框架控制力矩陀螺系统复合控制

提出一种基于双神经网络的前馈-反馈控制系统,采集单框架控制力矩陀螺系统在不同条件下的运行数据并使用卡尔曼滤波处理,基于神经网络构建了涵盖控制通道与干扰通道信息的虚拟广义被控对象模型,由此设计了神经网络前馈补偿器。实现了前馈补偿器-原反馈控制器的复合控制系统,减少了传统的前馈-反馈复合控制需要精确地获取干扰通道信息的约束,能够克服单框架控制力矩陀螺系统存在的复杂干扰对控制性能的影响。仿真结果表明了方案能够提升系统稳态精度,减小稳态误差,改善控制动态性能。

单框架控制力矩陀螺系统的构型分析和对比研究

根据实际情况限定了大型航天器单框架控制力矩陀螺 (SGCMG)构型分析研究的对象 ;根据构型分析的主要指标 ,对常用的双平行构型、三平行构型、金字塔构型、四棱锥构型、五面锥构型和五棱锥构型等六种构型进行了分析 ,对比了相互的优缺点 ,得出了最优构型为五棱锥构型的结论 。

一类单框架控制力矩陀螺系统奇点的有限性

单框架控制力矩陀螺 (SGCMG)是应用在航天器上的一类惯性执行机构 ,但当多个 SGCMG协调工作时 ,由多个 SGCMG组成的 SGCMG系统会出现奇异现象 ,不能产生所期望的控制力矩。为回避系统奇异 ,必须对 SGCMG系统的奇点在框架角空间中的分布作一定的了解。文章则针对框架轴非共面锥形对称安装的 SGCMG系统 ,证明了对于角动量空间中的任意一点 ,其对应的框架角空间中的奇点是有限的。