Dynamics and Attitude Error Analysis for Dock Test System of Small Satellite

To analyze the attitude errors of vertical docking test system of small satellite,the static error and kinematic error of test system are considered.The working principle of test system and coordinate of actuator are introduced.The model of friction torque on the joints and torque on docking mechanism are built.Dynamics equation of actuator is built by the Lagrange equation and the Nielsen equation.Under the condition of 24 different angle groups,the calculation of dynamics equation is built by using MATLAB/SIMULINK platform and the kinematic errors of actuator are obtained.The attitude error models of docking mechanism are built.Results shows that the main angle error sources of yaw,row,pitch are not identical.The attitude error of yaw angle can be decreased by compensating the angle error around xaxis.The attitude error of row angle mainly originates in the system error,and it can be eliminated by adjusting non-orthogonal degree.

载体姿态角与SINS位置误差的关系研究

为了研究载体姿态角对捷联惯导系统位置误差的影响,建立了静基座捷联式惯导系统的力学编排及误差方程,并通过仿真实验研究了载体在不同姿态角条件下捷联式惯导系统的经度误差随时间的变化规律。仿真实验结果表明:载体姿态角对捷联式惯导系统的经度积累误差影响较大,在[0°,5°]范围内,载体航向角对经度误差漂移的影响最大,载体横滚角次之,载体俯仰角最小。

基于交错卡尔曼滤波的MEMS陀螺测量修正

针对战术导弹上MEMS陀螺测量角速率误差大的不足,提出利用舵面控制量与弹体控制力矩的对应关系,通过弹体姿态动力学方程构建系统的状态方程,从而比低通滤波器更加真实地描述实际弹体的姿态变化;为了避免非线性方程线性化的误差和降低滤波计算量,利用交错卡尔曼滤波器通过对状态耦合项建立状态转移方程实现对原方程的伪线性化,从而有效降低运算量;最后通过对三轴转台上的MEMS惯组半物理仿真试验验证,该算法使低精度MEMS陀螺角速率测量误差降低到一半以下。

权值动态分配的加权平均法在姿态解算中的应用

鉴于各种姿态算法解算后的精度不高,提出将加权平均法应用于捷联惯导系统的姿态解算中。针对实际应用中无法准确获得姿态角度的真实值这一情况,提出对解算误差进行实时估计的方法,再基于最优权值分配的原则进行权值动态分配。对几种姿态解算算法进行了有效的融合,并应用到姿态解算模块的实际测量中。测量结果分析表明此种方法很大程度上减少了单一算法的解算误差及测量的误差,提高了测量的精度。

航天器姿轨耦合自适应同步控制

航天器动力学模型的精确建立,对于成功完成空间任务来说必不可少,而单独考虑轨道或姿态的模型无法满足任务高精度要求,因此从相对轨道动力学方程和修正罗德里格斯参数(MRP)表示的姿态运动学方程出发,建立了航天器六自由度的相对耦合动力学方程。为了给出姿轨运动的基准,分别设计了航天器理想姿态和椭圆加指数接近轨道。针对航天器参数不确定问题设计了自适应同步控制律,并通过Lyapunov直接法证明闭环系统的全局渐近稳定性。从仿真结果可以看出,自适应同步控制算法能使轨道和姿态误差逐步趋于零。

四旋翼飞行器互补滤波姿态求解器的设计

精确的姿态角在四旋翼飞行器稳定飞行中起着非常重要的作用,为了实现小型低成本四旋翼飞行器高精度姿态数据的输出,搭建了STM32F103、MPU6050和气压计组成的姿态检测系统。并基于四元数微分方程,提出了一种PI改善型互补滤波姿态求解器的设计算法。该算法对陀螺仪测量数据进行了高通滤波、对加速度计和磁力计测量数据进行了低通滤波,提高了姿态解算精度。最后,通过实验平台将测量的PI改善型互补滤波算法与普通互补滤波算法四旋翼姿态角进行了比较分析,实验结果表明,PI改善型互补滤波算法求解器的姿态角动态误差较小,性能更稳定,能够满足小型低成本四旋翼飞行要求。

动力调谐陀螺安装倾斜角引起的误差分析

在动力调谐陀螺的装配过程中陀螺和平衡环的中心轴总是不可能完全与驱动轴轴线重合,因此存在一定的安装倾斜角.通过对转子和平衡环的受力分析及陀螺的运动状态分析,并利用理论力学知识,建立了在考虑陀螺与平衡环安装倾斜角和陀螺壳体具有加速度和角速度条件下的运动方程,得到了安装倾斜角造成的干扰力矩表达式,并进行了讨论.分析结果表明:陀螺及平衡环的安装倾斜角对动力调谐陀螺的调谐条件有影响,此干扰力矩与壳体的运动状态无关而与力矩器对转子的作用力有关.因此,在装配中应尽量做到陀螺、平衡环及驱动轴的轴线重合,以便减小对动力调谐陀螺的调谐条件的影响.

电子磁罗盘性能实验研究

为了分析电子磁罗盘的姿态角误差，对HMR3000的性能进行了实验研究。选择某型高精度定位定向系统作为姿态基准，设计了静态、正常行驶与加减速运动状态下的三组实验。实验表明，磁罗盘在静态下可以保持较高的精度；在正常行驶状态下，横滚角误差与航向角变化率正相关，俯仰角误差与车辆加速度的变化正相关，航向角测量标准差超过2°。

一种高动态环境巡飞器姿态快速解算算法研究

针对高动态环境下现有姿态更新方法存在圆锥误差,姿态更新频率较低的问题,提出了一种基于滑动三周期旋转矢量姿态解算算法.该算法以角速率输入的等效旋转矢量算法为基础,以连续两个单周期算法作为启动项,在第3个采样周期后采用三周期算法解算姿态角,从而实现姿态的快速更新.试验结果表明:该算法解算航向姿态角误差为龙格库塔法解算航向姿态角误差的1/2,且仅为单周期旋转矢量算法解算航向姿态角误差的1/7.该算法的姿态更新周期为普通三周期旋转矢量法的1/3.

铜柱测压动静差分析及修正公式探讨

介绍了铜柱测压系统产生动静差的原因及φ3.5×8.75铜柱动静差的变化规律。根据这一特定的物理现象,采用量纲分析方法简化变量,用正交表进行试验设计,并获得了这一物理过程的无量纲组合量的一般结构形式。借助于实验数据得到了动静差修正经验公式。经实验验证,该修正公式的有效性较好。

飞机姿态对试验载荷施加的影响

在全尺寸结构飞机试验中,飞机通常采用全机静定约束,飞机重心处于理想状态。试验时,飞机的姿态误差会对载荷加载精度造成一定的影响,但在工程实践中,飞机姿态误差是不可避免的。本文着重研究了飞机滚转、俯仰时的姿态误差对加载精度造成的影响,从而推算工程中可接受的最大误差。