姿态确定

摘要： GNSS可用于获取动态载体的姿态信息,为提高其姿态测量精度,提出一种基于基线长度信息对最小二乘姿态解算方法进行加权处理,改进了最小二乘姿态解算方法,同时通过船载实验验证了该方法的可用性。实验结果表明:在船载动态实验中,当基线长度存在明显差异时,加权最小二乘法较等权最小二乘法在精度上明显提高,其中横滚角的精度提高了13%。

摘要： 为了提升卫星自主诊断能力和定姿精度,文章提出了一种星载陀螺数据的无阈值选用方法,在平衡方程法的基础上,引入星敏感器测量评价陀螺性能,既能够在陀螺零偏发生较大变化时切除故障陀螺,也可以在陀螺零偏变化不大时,优选性能最优的陀螺组合。首先,采用平衡方程进行陀螺故障检测,保证大故障时及时切除故障陀螺;然后,用星敏感器数据滤波估算陀螺零偏,并计算残差;最后,优选零偏最小的3个陀螺参与定姿运算。仿真校验说明了方法的有效性。

摘要： 本文针对三轴气浮台的高精度姿态确定问题,设计一种姿态确定系统,选取姿态量测传感器,实现了全物理仿真实验。提出一种基于扩展卡尔曼滤波(Extended Kalman Filter,EKF)的姿态确定算法,完成对各数据源量测信息的预处理和数据融合,证明了算法的有效性和系统的可行性,为空间飞行器地面仿真系统的高精度姿态确定技术提供了参考。

摘要： 磁力计是用于确定机器人姿态的常用传感器之一,在使用过程中极易受到周围环境磁场和量测噪声的干扰.传统的椭球拟合能够校准环境磁场的影响,但是不能抑制量测噪声,且不能实时运行,最新的陀螺仪补偿算法弥补了这些缺点,但是由于陀螺仪存在漂移,所以也会使得磁力计数据发生漂移.文中提出一种使用六轴IMU来补偿校准磁力计的方法,首先通过互补滤波使用加速度修正陀螺仪数据,然后使用修正后的陀螺仪数据对磁力计数据进行旋转以对其进行预测,接着使用扩展卡尔曼滤波融合预测值和磁力计量测值,实现磁力计的动态校准.实验表明,相比于传统的椭球拟合算法,文中算法可以降低磁力计数据的噪声波动,二者的噪声波动分别为2μT和0.5μT;相较于最新的陀螺仪补偿算法,由于加速度计具有长期稳定性,可以抑制磁力计数据的漂移现象,磁力计数据的漂移距离由19.56μT降低到了1.67μT.最终实现了一种稳定、高精度的实时磁力计校准.

摘要： 为研究近地卫星自旋运动规律,建立了近地卫星在受摄动影响的轨道上运行并受重力梯度力矩作用下的姿态运动模型,推导了自旋角速率满足一定条件下自旋运动的进动角、章动角、自旋角的解析解,对重力梯度作用下的自旋姿态运动规律进行了仿真分析,并用仿真计算结果验证了解析解的正确性.在轨道面缓慢进动情况下,当卫星绕最大主惯量轴自旋时,给出了自旋角速率取值范围表达式,在该取值范围内卫星自旋运动能够跟随轨道面一起进动,自旋轴以恒定的平均角速率进动,章动角在小范围内波动.建立的自旋姿态运动模型和分析结论可用于近地卫星姿态失控后的姿态确定和预测、在轨姿态设计及在轨备份等.

摘要： 为满足遥感卫星对于高精度姿态信息的需求,提出了一种星敏感器/陀螺组合的卫星姿态确定算法.针对用QUEST算法计算星敏感器输出的姿态四元数时判断四元数正负的问题,根据幂法求解特征向量的原理对算法进行了改进.在此基础上,根据扩展卡尔曼滤波(EKF)原理,将星敏感器和陀螺输出的四元数差作为EKF的量测量,来补偿陀螺的漂移.此算法既在处理星敏感器矢量信息时利用QUEST算法获得连续最优四元数解,又补偿了陀螺仪 的漂移误差,提高姿态确定的精度.仿真结果表明:该算法使卫星的姿态角误差和角速度误差都能收敛至零,姿态角误差估计精度达到0.003°、角速度误差估计精度达到0.03°/h.

摘要： 采用原始多普勒及载波相位导出多普勒观测数据,进行动态环境下单天线测姿性能的实验验证,并对比不同运动状态下载体的测姿精度.结果 表明,当栽体低速运动时,采用导出多普勒观测值及原始多普勒观测值解算的航向角RMS值均在0.35°以内,俯仰角RMS值均在0.15°以内,且通过载波相位导出多普勒观测值计算的姿态结果相较于原始多普勒观测值更稳定.在直行和转向时,采用导出多普勒观测值计算的航向精度分别在0.15°和0.81°以内,且载体直行时相比于转向时姿态结果的精度更高.

摘要： 为满足遥感卫星对于高精度姿态信息的需求,提出了一种星敏感器/陀螺组合的卫星姿态确定算法。针对用QUEST算法计算星敏感器输出的姿态四元数时判断四元数正负的问题,根据幂法求解特征向量的原理对算法进行了改进。在此基础上,根据扩展卡尔曼滤波(EKF)原理,将星敏感器和陀螺输出的四元数差作为EKF的量测量,来补偿陀螺的漂移。此算法既在处理星敏感器矢量信息时利用QUEST算法获得连续最优四元数解,又补偿了陀螺仪的漂移误差,提高姿态确定的精度。仿真结果表明:该算法使卫星的姿态角误差和角速度误差都能收敛至零,姿态角误差估计精度达到0.003°、角速度误差估计精度达到0.03°/h。

摘要： 本文介绍了资源三号(ZY-3)卫星利用星上下传的敏感器数据进行事后高精度姿态确定系统的主要功能和算法设计.给出了星敏感器和陀螺姿态确定系统滤波初值的计算、系统状态方程和测量方程的表述,设计了基于星敏感器姿态确定的扩展卡尔曼滤波、Unscented卡尔曼滤波、粒子滤波以及双向卡尔曼滤波算法,最后利用数学仿真和地面数据比对结果对事后姿态确定的精度进行了评估。

摘要： 随着自主导航技术的发展,大视场星敏感器在空间飞行器中得到了越来越多的应用研究,它能够自主实现高精度姿态确定,从而为空间基准重建和高精度控制提供测量信息.本文对利用大视场星敏感器实现高精度姿态确定的过程,包括星图提取、星图识别和姿态确定进行了仿真和试验.结果表明,星图提取精度能达到0.1像素,星图识别率能达到98%,姿态确定精度能达到10",并且通过地面试验验证了星光姿态确定过程的正确性,从而为空间飞行器自主导航应用提供参考.

摘要： 研究利用磁强计和光纤陀螺作为姿态敏感器的近地轨道微小卫星的姿态确定问题。针对目前广泛应用于该类卫星姿态确定的扩展卡尔曼滤波(EKF)定姿精度不高的缺陷以及四元数运算的特点，提出了四元数改进的中心差分卡尔曼滤波算法(QCDKF)并应用到小卫星定姿中。算法利用乘性误差四元数来表示四元数Sigma点与均值四元数的距离，并建立最优化模型来求取四元数的一步预测均值，从而保证了四元数运算的封闭性。仿真实验的分析结果表明，该算法与传统的扩展卡尔曼滤波相比，具有较高的精度和稳定性，能够有效提高低轨卫星的定姿性能。

摘要： 本文基于某在研试验卫星,提出了一种适用于微纳卫星的低成本、低功耗姿态确定与控制系统方案.该方案采用三轴磁强计和太阳敏感器为姿态敏感器;动量轮和三轴开关式磁力矩器为执行机构.为降低成本、节约功耗,设计了六种操作模式,涵盖从发射入轨到建立三轴姿态稳定全部流程.采用扩展卡尔曼滤波技术确定姿态,采用两行根数外推确定轨道.分析了该姿态方案误差的来源和影响.提出了基于DSP的硬件实现方案,并完成半实物仿真.仿真结果表明,该方案能够实现卫星三轴稳定控制,并完成姿态控制精度和稳定度的指标要求.

摘要： 针对多波束GEO卫星姿态标校确定,本文给出了具有四个正交波束的标校系统,基于标校波束指向及地面观测,详细推导出卫星姿态测量方法,并拓展分析了视轴存在偏差情况下的测量关系模型.通过STK仿真GEO卫星轨道,自研软件仿真观测数据进行实验分析.实验结果证明:模型实现了两个地面标校站即可完成俯仰角、滚动角优于0.03°,偏航角优于0.3°的标校精度,明显优于卫星姿态自控修正精度.验证了开展多波束卫星姿态标校性能的可行性和优越性.

摘要： 本文首先介绍了利用GNSS进行航空载体姿态确定与地面载体和卫星姿态确定的差异,然后提出了适用于航空载体姿态确定的基于"当前"统计模型的抗差自适应Kalman滤波方法,并详细描述了算法中观测方程和状态方程的建立方法.最后通过实测数据对所提方法进行了验证,并与利用预测滤波方法进行姿态角解算进行了比较,计算结果表明:本文所提算法精度和稳定性高,收敛速度快,与预测滤波相比具有明显优势.

摘要： 空间多肢铸钢件是一种具有较高安装精度要求的构件.在施工过程中为保证其定位安装精度,首先,利用测量仪器获得铸钢件到场实物的特征点三维坐标数据,通过计算机软件将铸钢件实测数据与理论数据进行拟合,找到定位误差最小的铸钢件姿态,并导出此时的铸钢件外轮廓坐标数据;然后,根据该数据调整操作平台对应位置的标高,进行铸钢件的定位安装;最后,制定合理的焊接工艺流程以减少焊接变形,将铸钢件焊接固定完成安装.结果表明:此种空间多肢铸钢件定位安装技术合理可行,具有较高的安装精度.

摘要： 空间多肢铸钢件是一种具有较高安装精度要求的构件.在施工过程中为保证其定位安装精度,首先,利用测量仪器获得铸钢件到场实物的特征点三维坐标数据,通过计算机软件将铸钢件实测数据与理论数据进行拟合,找到定位误差最小的铸钢件姿态,并导出此时的铸钢件外轮廓坐标数据;然后,根据该数据调整操作平台对应位置的标高,进行铸钢件的定位安装;最后,制定合理的焊接工艺流程以减少焊接变形,将铸钢件焊接固定完成安装.结果表明:此种空间多肢铸钢件定位安装技术合理可行,具有较高的安装精度.

摘要： 空间多肢铸钢件是一种具有较高安装精度要求的构件.在施工过程中为保证其定位安装精度,首先,利用测量仪器获得铸钢件到场实物的特征点三维坐标数据,通过计算机软件将铸钢件实测数据与理论数据进行拟合,找到定位误差最小的铸钢件姿态,并导出此时的铸钢件外轮廓坐标数据;然后,根据该数据调整操作平台对应位置的标高,进行铸钢件的定位安装;最后,制定合理的焊接工艺流程以减少焊接变形,将铸钢件焊接固定完成安装.结果表明:此种空间多肢铸钢件定位安装技术合理可行,具有较高的安装精度.

摘要： 空间多肢铸钢件是一种具有较高安装精度要求的构件.在施工过程中为保证其定位安装精度,首先,利用测量仪器获得铸钢件到场实物的特征点三维坐标数据,通过计算机软件将铸钢件实测数据与理论数据进行拟合,找到定位误差最小的铸钢件姿态,并导出此时的铸钢件外轮廓坐标数据;然后,根据该数据调整操作平台对应位置的标高,进行铸钢件的定位安装;最后,制定合理的焊接工艺流程以减少焊接变形,将铸钢件焊接固定完成安装.结果表明:此种空间多肢铸钢件定位安装技术合理可行,具有较高的安装精度.

摘要： 一种用于确定参数集的方法，所述参数集被设计为用于确定照相机相对于至少一个真实对象的姿态和/或用于确定所述至少一个真实对象的三维结构，所述方法包括如下步骤：提供包括所述至少一个真实对象的至少一部分的参考图像，拍摄包括所述至少一个真实对象的至少一部分的至少一幅当前图像，提供参数集的最初估计，所述参数集至少包括：拍摄所述参考图像时的所述照相机的所述姿态与拍摄所述当前图像时的所述照相机的所述姿态之间在共同的坐标系中的三维变换，以及在所述共同的坐标系中的至少一个真实对象的至少第一点的深度，并且，借助迭代最小化过程确定所述参数集的估计的更新，其中，在迭代最小化过程中，将所述参考图像中的第一组像素与所述当前图像中计算出的一组像素进行比较，并且用于所述比较的所述当前图像中计算出的一组像素在每次迭代时发生变化。

摘要： 本发明提供了一种基于双矢量姿态基准的航天器姿态奇异确定方法及系统，包括双目标选择、航天器三轴姿态指向确定，航天器相对双目标运动关系计算、航天器三轴姿态变化规律计算和姿态奇异确定五个部分。通过空间中双目标的选择确定航天器双矢量姿态基准，进而确定航天器三轴姿态指向，根据航天器相对双目标运动关系确定航天器三轴姿态变化规律，最终确定航天器是否发生姿态奇异现象。本发明提出的方法简单，适用于高低轨航天器，对航天器在轨三轴姿态指向设计具有指导意义。

摘要： 一种用于确定参数集的方法，所述参数集被设计为用于确定照相机相对于至少一个真实对象的姿态和/或用于确定所述至少一个真实对象的三维结构，所述方法包括如下步骤：提供包括所述至少一个真实对象的至少一部分的参考图像，拍摄包括所述至少一个真实对象的至少一部分的至少一幅当前图像，提供参数集的最初估计，所述参数集至少包括：拍摄所述参考图像时的所述照相机的所述姿态与拍摄所述当前图像时的所述照相机的所述姿态之间在共同的坐标系中的三维变换，以及在所述共同的坐标系中的至少一个真实对象的至少第一点的深度，并且，借助迭代最小化过程确定所述参数集的估计的更新，其中，在迭代最小化过程中，将所述参考图像中的第一组像素与所述当前图像中计算出的一组像素进行比较，并且用于所述比较的所述当前图像中计算出的一组像素在每次迭代时发生变化。

摘要： 本发明公开了一种航天器姿态确定的智能星敏感器及其姿态确定方法，智能星敏感器包括成像模块、存储器模块、处理器模块和无线传输模块，其中，成像模块实现对可用恒星的获取，并将获取的恒星图像信息存入存储器模块；存储器模块用于信息的存储；处理器模块读取存储器模块的信息，并对其进行处理，并将结果写入存储器模块；无线传输模块进行信息的发送和接收。本发明首次实现了星敏感器的智能化，能够在星敏感器仅有单个恒星观测矢量或短期无恒星观测矢量的情况下正常输出航天器姿态；能够实现星敏感器的无缆化和航天器无星载计算机化，从而降低航天器的质量和体积，有利于航天器模块化、快速组装、测试和发射以及星载部件在轨升级和替换。

摘要： 本申请涉及竖井掘进机技术领域，具体而言，涉及一种竖井掘进机姿态确定系统及姿态确定方法，所述系统包括计算机、垂准仪组件，支撑平台以及姿态采集模块，其中：姿态采集模块设置在竖井掘进机顶部的载物平台上，包括陀螺仪、双轴倾斜仪、控制箱以及相机；支撑平台为多层，设置在载物平台的上方；计算机设置在上层支撑平台上，与控制箱进行通讯连接；垂准仪组件设置在竖井的内壁上，通过多层支撑平台的测量通道照射在载物平台上。本申请采用垂准仪、相机、双轴倾斜仪及陀螺仪结合的方式，计算竖井掘进机的姿态，消除由于自身自转角带来的水平偏差值的影响，能够精确的进行竖井掘进机水平偏差姿态的解算。

摘要： 本申请提供了一种激光雷达的姿态确定方法以及姿态确定装置，该方法包括：获取高精度地图中预定区域的第一点云数据以及激光雷达采集的预定区域的第二点云数据；根据第一点云数据、第二点云数据以及多个第一航向角区间，确定多个第一质心位置以及对应的多个第二质心位置，多个第一航向角区间为沿航向角方向排列的多个角度区间，第一质心位置为位于第一航向角区间内的第一点云数据的质心位置，第二质心位置为位于第一航向角区间内的第二点云数据的质心位置，第一质心位置与对应的第二质心位置位于同一个第一航向角区间；根据多个第一质心位置以及对应的多个第二质心位置，确定激光雷达的航向角。本申请可以较为简单地确定激光雷达的姿态。

摘要： 用于确定增强现实眼镜的姿态的系统和方法，用于校准增强现实眼镜的姿态的系统和方法，用于支持增强现实眼镜的姿态确定的方法以及适用于该方法的机动车。为了支持姿态确定，由光源产生对于人类不可察觉的波长的光(10)。以这样产生的光照明机动车的至少一个挡风玻璃(11)。由挡风玻璃反射的光由光学获取装置获取(12)。借助于由光学获取装置所获取的信息可以确定增强现实眼镜的姿态(13)。同样可借助于所获取的信息来确定用于增强现实眼镜的转换规则(14)。

摘要： 本申请公开了一种用于检测待测物体的运动姿态的运动姿态确定方法和运动姿态确定装置。该运动姿态确定方法包括：测量待测物体在多个方向上的加速度值；对所述待测物体在多个方向上的加速度值进行时域‑频域数据转换，得到每个方向上的频域数据的幅值；以及将每个方向上的频域数据的幅值与预先确定的相应方向上的基准值进行比较，并且根据比较的结果确定待测物体的状态。

摘要： 本发明涉及一种卫星姿态确定方法及卫星姿态确定系统。所述卫星姿态确定方法包括：对多个第一精度姿态敏感器进行单机级故障诊断；在所述单机级故障诊断完成后，在所述多个第一精度姿态敏感器之间进行第一联合诊断以输出第一精度姿态结果；对多个第二精度姿态敏感器进行单机级故障诊断，所述第二精度姿态敏感器的精度大于所述第一精度姿态敏感器的精度；基于所述第一精度姿态结果进行第二联合诊断；将第二联合诊断的结果作为卫星姿态。本发明的方法及系统对输出的姿态结果进行联合诊断，从而有效的提高了卫星姿态的可靠性。

摘要： 本发明公开了一种航天器姿态确定的智能星敏感器及其姿态确定方法，智能星敏感器包括成像模块、存储器模块、处理器模块和无线传输模块，其中，成像模块实现对可用恒星的获取，并将获取的恒星图像信息存入存储器模块；存储器模块用于信息的存储；处理器模块读取存储器模块的信息，并对其进行处理，并将结果写入存储器模块；无线传输模块进行信息的发送和接收。本发明首次实现了星敏感器的智能化，能够在星敏感器仅有单个恒星观测矢量或短期无恒星观测矢量的情况下正常输出航天器姿态；能够实现星敏感器的无缆化和航天器无星载计算机化，从而降低航天器的质量和体积，有利于航天器模块化、快速组装、测试和发射以及星载部件在轨升级和替换。