CN109032161B - 基于四阶龙格库塔方法的小惯量航天器姿态抖动确定方法 - Google Patents

基于四阶龙格库塔方法的小惯量航天器姿态抖动确定方法 Download PDF

Info

Publication number
CN109032161B
CN109032161B CN201810870904.8A CN201810870904A CN109032161B CN 109032161 B CN109032161 B CN 109032161B CN 201810870904 A CN201810870904 A CN 201810870904A CN 109032161 B CN109032161 B CN 109032161B
Authority
CN
China
Prior art keywords
attitude
spacecraft
sensor
equation
time
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired - Fee Related
Application number
CN201810870904.8A
Other languages
English (en)
Other versions
CN109032161A (zh
Inventor
吴爱国
白子扬
张颖
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Shenzhen Graduate School Harbin Institute of Technology
Original Assignee
Shenzhen Graduate School Harbin Institute of Technology
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Shenzhen Graduate School Harbin Institute of Technology filed Critical Shenzhen Graduate School Harbin Institute of Technology
Priority to CN201810870904.8A priority Critical patent/CN109032161B/zh
Publication of CN109032161A publication Critical patent/CN109032161A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN109032161B publication Critical patent/CN109032161B/zh
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
    • G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Navigation (AREA)

Abstract

本发明提供了一种基于四阶龙格库塔方法的小惯量航天器姿态抖动确定方法，包括以下步骤：S1、建立航天器基于方向余弦矩阵的姿态运动学方程；S2、使用四阶龙格库塔方法对所述姿态运动学方程进行离散，得到方向余弦矩阵的递推方程；S3、使用两种不同类型的传感器，以其中一种类型的传感器的测量数据为主导项，另一种类型的传感器为修正项，通过数据融合算法，对所述递推方程进行修正。本发明的有益效果是：提高了姿态抖动的测量带宽，可以在相对较宽的带宽范围内较为精确地测量小惯量航天器的小角度下的姿态抖动。

Description

基于四阶龙格库塔方法的小惯量航天器姿态抖动确定方法
技术领域
本发明涉及航天器，尤其涉及一种基于四阶龙格库塔方法的小惯量航天器姿态抖动确定方法。
背景技术
由于各种各样的原因，小型航天器开始变得越来越有影响力。这类航天器拥有比普通航天器更小的惯性，这就使得它们极易受到扰动的影响而产生比大型航天器更为剧烈的姿态抖动。这种程度的抖动对科学仪器来说是不能接受的，因此必须进行补偿。在补偿之前，必须对姿态抖动在较宽的带宽范围内进行测量。
现有的姿态传感器都存在带宽限制的问题，只能在各自的带宽范围内进行测量。
发明内容
为了解决现有技术中的问题，本发明提供了一种基于四阶龙格库塔方法的小惯量航天器姿态抖动确定方法，来解决扩展姿态敏感器测量带宽的问题。
本发明提供了一种基于四阶龙格库塔方法的小惯量航天器姿态抖动确定方法，包括以下步骤：
S1、建立航天器基于方向余弦矩阵的姿态运动学方程；
S2、使用四阶龙格库塔方法对所述姿态运动学方程进行离散，得到方向余弦矩阵的递推方程；
S3、使用两种不同类型的传感器，以其中一种类型的传感器的测量数据为主导项，另一种类型的传感器为修正项，通过数据融合算法，对所述递推方程进行修正。
作为本发明的进一步改进，步骤S1包括：
建立航天器基于方向余弦矩阵的姿态运动学方程如下：
Figure BDA0001752121380000021
其中，C为航天器的方向余弦矩阵，
Figure BDA0001752121380000023
为方向余弦矩阵对时间的一阶导数，ω×为角速度向量ω＝[ωx ωy ωz]T的叉乘矩阵。
作为本发明的进一步改进，步骤S2包括：
运用四阶龙格库塔方法对式(1)进行离散近似：
Figure BDA0001752121380000022
其中，K1为n时刻的斜率；K2为n时刻与n+1时刻中点的斜率，通过欧拉法引入K1的值而求得；K3也为n时刻与n+1时刻中点的斜率，通过欧拉法引入K2的值而求得；K4为n+1时刻的斜率；T为传感器的采样时间，由于在数据融合算法中涉及到了两种不同类型的传感器，如果两种不同类型的传感器的采样时间不相同，则取T为两种不同类型的传感器的采样时间的最小公倍数。
作为本发明的进一步改进，步骤S2包括：
通过四阶龙格库塔方法得到的方向余弦矩阵的递推方程为：
Figure BDA0001752121380000031
其中，Cn+1为n+1时刻的航天器方向余弦矩阵，Cn为n时刻的航天器方向余弦矩阵，
Figure BDA0001752121380000032
为n时刻姿态角速度向量的叉乘矩阵，
Figure BDA0001752121380000033
为n时刻与n+1时刻中点的姿态角速度向量的叉乘矩阵，
Figure BDA0001752121380000034
为n+1时刻姿态角速度向量的叉乘矩阵；
Figure BDA0001752121380000035
与
Figure BDA0001752121380000036
均由传感器所测量的姿态角位移作差分而得到；因为传感器的采样时间为T，所以在n时刻与n+1时刻中点的姿态角速度
Figure BDA0001752121380000037
传感器无法获得，只能用
Figure BDA0001752121380000038
近似，所以有：
Figure BDA0001752121380000039
其中，
Figure BDA0001752121380000041
为传感器在n+1时刻测得的航天器姿态角位移向量的叉乘矩阵，
Figure BDA0001752121380000042
为传感器在n时刻测得的航天器姿态角位移向量的叉乘矩阵，
Figure BDA0001752121380000043
为传感器在n-1时刻测得的航天器姿态角位移向量的叉乘矩阵；
将式(4)代入式(3)可得：
Figure BDA0001752121380000044
作为本发明的进一步改进，步骤S3包括：
当使用角位移传感器与惯性基准单元所测得的数据进行数据融合时，以角位移传感器所测得的数据作为主导项，以惯性基准单元所测得的数据作为低频修正项，令：
Figure BDA0001752121380000045
其中，
Figure BDA0001752121380000046
分别为在n-1、n、n+1时刻角位移传感器所测得的航天器角位移向量的叉乘矩阵，
Figure BDA0001752121380000047
分别为在n-1、n、n+1时刻惯性基准单元所测得的数据经过闭环控制器后得出的角位移的修正项；
其具体表达式如下：
Figure BDA0001752121380000048
Figure BDA0001752121380000051
其中ADSθx、ADSθy、ADSθz分别为角位移传感器测量得到的航天器滚转轴、俯仰轴、偏航轴的角位移；而corθx，corθy，corθz则是由闭环控制器产生的低频修正项。
将式(6)代入式(5)，可得到进行数据融合后的递推方程：
Figure BDA0001752121380000052
本发明的有益效果是：提高了姿态抖动的测量带宽，可以在相对较宽的带宽范围内较为精确地测量小惯量航天器的小角度下的姿态抖动。
附图说明
图1是本发明一种基于四阶龙格库塔方法的小惯量航天器姿态抖动确定方法的数据融合算法的原理框图。
图2是发明一种基于四阶龙格库塔方法的小惯量航天器姿态抖动确定方法的数据融合算法的simulink仿真框图。
具体实施方式
下面结合附图说明及具体实施方式对本发明作进一步说明。
如图1至图2所示，一种基于四阶龙格库塔方法的小惯量航天器姿态抖动确定方法，包括以下内容：
首先，建立航天器基于方向余弦矩阵的姿态运动学方程如下：
Figure BDA0001752121380000061
其中，C为航天器的方向余弦矩阵，
Figure BDA0001752121380000063
为方向余弦矩阵对时间的一阶导数，ω×为角速度向量ω＝[ωx ωy ωz]T的叉乘矩阵。由于姿态敏感器都存在采样时间，对上述连续方程利用四阶龙格库塔方法进行离散化处理。根据四阶龙格库塔方法，有：
Figure BDA0001752121380000062
其中，K1为n时刻的斜率；K2为n时刻与n+1时刻中点的斜率，通过欧拉法引入K1的值而求得；K3也为n时刻与n+1时刻中点的斜率，通过欧拉法引入K2的值而求得；K4为n+1时刻的斜率。T为传感器采样时间，由于在本专利提出的数据融合算法中涉及到了两种不同类型的传感器，两传感器采样时间可能会有所不同，这时可以取T为两传感器采样时间的最小公倍数。则通过四阶龙格库塔方法得到的航天器姿态运动学方程的离散形式为：
Figure BDA0001752121380000071
其中，Cn+1为n+1时刻的航天器方向余弦矩阵，Cn为n时刻的航天器方向余弦矩阵，
Figure BDA0001752121380000072
为n时刻姿态角速度向量的叉乘矩阵，
Figure BDA0001752121380000073
为n时刻与n+1时刻中点时刻的姿态角速度向量的叉乘矩阵，
Figure BDA0001752121380000074
为n+1时刻姿态角速度向量的叉乘矩阵。
Figure BDA0001752121380000075
与
Figure BDA0001752121380000076
均可以由传感器所测量的姿态角位移作差分而得到。由于姿态传感器采样时间T恒定，所以在n时刻与n+1时刻中点时刻的姿态角速度
Figure BDA0001752121380000077
传感器无法直接获得，在这里用
Figure BDA0001752121380000078
近似，所以有：
Figure BDA0001752121380000079
其中，
Figure BDA00017521213800000710
分别为姿态传感器在n-1、n以及n+1时刻所测得的航天器三轴姿态角位移矢量所表示的叉乘矩阵。
将式(13)代入式(12)中，可以得到航天器姿态运动学方程的递推形式：
Figure BDA00017521213800000711
为了拓展姿态传感器的测量带宽，可以使用两种不同带宽的传感器进行数据融合，以一个传感器的数据作为主导项，另一个传感器经过闭环控制器得到的数据作为修正项，其原理框图如图1所示，传感器1为主导项，传感器2为修正项。
例如，当本发明选择角位移传感器(ADS)与惯性基准单元(IRU)作数据融合时，以ADS的数据作为主导项，以IRU的数据作为修正项。在方向余弦矩阵的更新过程中，令
Figure BDA0001752121380000081
其中，
Figure BDA0001752121380000082
分别为在n-1、n、n+1时刻ADS传感器所测得的航天器角位移向量的叉乘矩阵，
Figure BDA0001752121380000083
分别为在n-1、n、n+1时刻IRU传感器所测得的数据经过闭环控制器后得出的角位移的修正项。其具体表达式如下：
Figure BDA0001752121380000084
Figure BDA0001752121380000085
将式(15)代入式(14)中，可得到进行数据融合后的姿态运动学方程的递推算法：
Figure BDA0001752121380000091
在由数据融合后得到的方向余弦矩阵计算航天器姿态角时，由于我们关心的是姿态抖动问题，姿态抖动往往是很小的，可以适用姿态角的小角度近似。航天器的姿态角可从方向余弦矩阵直接提取出来：
θ＝f(C)＝[θx θy θz]T (19)
其中，
Figure BDA0001752121380000092
Figure BDA0001752121380000093
Figure BDA0001752121380000094
图2给出利用simulink搭建的计算机仿真程序框图，框图中fcn模块的M代码：
function[x,y,z,c]＝fcn(ads0,ads1,ads2,cor0,cor1,cor2,c0)
adsx0＝[0 -ads0(3) ads0(2)；ads0(3) 0 -ads0(1)；-ads0(2) ads0(1) 0]；
adsx1＝[0 -ads1(3) ads1(2)；ads1(3) 0 -ads1(1)；-ads1(2) ads1(1) 0]；
adsx2＝[0 -ads2(3) ads2(2)；ads2(3) 0 -ads2(1)；-ads2(2) ads2(1) 0]；
corx0＝[0 -cor0(3) cor0(2)；cor0(3) 0 -cor0(1)；-cor0(2) cor0(1) 0]；
corx1＝[0 -cor1(3) cor1(2)；cor1(3) 0 -cor1(1)；-cor1(2) cor1(1) 0]；
corx2＝[0 -cor2(3) cor2(2)；cor2(3) 0 -cor2(1)；-cor2(2) cor2(1) 0]；
cx0＝[c0(1) c0(2) c0(3)；c0(4) c0(5) c0(6)；c0(7) c0(8) c0(9)]；
fused0＝adsx0+corx0；
fused1＝adsx1+corx1；
fused2＝adsx2+corx2；
err1＝fused1-fused0；
err2＝fused2-fused1；
cx1＝(eye(3)-err1+((err1^2)/3)-((err1^3)/12)+(err2*err1/6)-(err2*(err1^2)/12)+(err2*(err1^3)/24))*cx0；
x＝0.5*(cx1(2,3)-cx1(3,2))；
y＝0.5*(cx1(3,1)-cx1(1,3))；
z＝0.5*(cx1(1,2)-cx1(2,1))；
c＝[cx1(1,1)；cx1(1,2)；cx1(1,3)；cx1(2,1)；cx1(2,2)；cx1(2,3)；cx1(3,1)；cx1(3,2)；cx1(3,3)]。
本发明提供的一种基于四阶龙格库塔方法的小惯量航天器姿态抖动确定方法，针对单个传感器存在测量带宽限制的问题，基于四阶龙格库塔方法设计了两传感器的数据融合算法。本发明的目的在于拓展姿态抖动的测量带宽，从而为抑制姿态抖动打下基础。本发明采用以方向余弦矩阵表示的航天器姿态运动学方程，使用四阶龙格库塔方法进行离散化，并且以一种传感器的测量数据为主导项，另一种传感器的数据为修正项，对离散后的姿态运动学方程进行了处理，得到了数据融合算法的姿态运动学递推方程。以ADS与IRU两种传感器为例，给出了递推方程的具体表达形式。最后通过simulink计算机仿真设计验证了数据融合算法的有效性。
以上内容是结合具体的优选实施方式对本发明所作的进一步详细说明，不能认定本发明的具体实施只局限于这些说明。对于本发明所属技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干简单推演或替换，都应当视为属于本发明的保护范围。

Claims (1)

1.一种基于四阶龙格库塔方法的小惯量航天器姿态抖动确定方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1、建立航天器基于方向余弦矩阵的姿态运动学方程；
S2、使用四阶龙格库塔方法对所述姿态运动学方程进行离散，得到方向余弦矩阵的递推方程；
S3、使用两种不同类型的传感器，以其中一种类型的传感器的测量数据为主导项，另一种类型的传感器为修正项，通过数据融合算法，对所述递推方程进行修正；
其中，
步骤S1包括：
建立航天器基于方向余弦矩阵的姿态运动学方程如下：
Figure FDA0002968168000000011
其中，C为航天器的方向余弦矩阵，
Figure FDA0002968168000000012
为方向余弦矩阵对时间的一阶导数，ω×为角速度向量ω＝[ωx ωy ωz]T的叉乘矩阵；
步骤S2包括：
运用四阶龙格库塔方法对式(1)进行离散近似：
Figure FDA0002968168000000021
其中，K1为n时刻的斜率；K2为n时刻与n+1时刻中点的斜率，通过欧拉法引入K1的值而求得；K3也为n时刻与n+1时刻中点的斜率，通过欧拉法引入K2的值而求得；K4为n+1时刻的斜率；T为传感器的采样时间，由于在数据融合算法中涉及到了两种不同类型的传感器，如果两种不同类型的传感器的采样时间不相同，则取T为两种不同类型的传感器的采样时间的最小公倍数；
步骤S2包括：
通过四阶龙格库塔方法得到的方向余弦矩阵的递推方程为：
Figure FDA0002968168000000022
其中，Cn+1为n+1时刻的航天器方向余弦矩阵，Cn为n时刻的航天器方向余弦矩阵，
Figure FDA0002968168000000023
为n时刻姿态角速度向量的叉乘矩阵，
Figure FDA0002968168000000024
为n时刻与n+1时刻中点的姿态角速度向量的叉乘矩阵，
Figure FDA0002968168000000025
为n+1时刻姿态角速度向量的叉乘矩阵；
Figure FDA0002968168000000031
与
Figure FDA0002968168000000032
均由传感器所测量的姿态角位移作差分而得到；因为传感器的采样时间为T，所以在n时刻与n+1时刻中点的姿态角速度
Figure FDA0002968168000000033
传感器无法获得，只能用
Figure FDA0002968168000000034
近似，所以有：
Figure FDA0002968168000000035
其中，
Figure FDA0002968168000000036
为传感器在n+1时刻测得的航天器姿态角位移向量的叉乘矩阵，
Figure FDA0002968168000000037
为传感器在n时刻测得的航天器姿态角位移向量的叉乘矩阵，
Figure FDA0002968168000000038
为传感器在n-1时刻测得的航天器姿态角位移向量的叉乘矩阵；
将式(4)代入式(3)可得：
Figure FDA0002968168000000039
步骤S3包括：
当使用角位移传感器与惯性基准单元所测得的数据进行数据融合时，以角位移传感器所测得的数据作为主导项，以惯性基准单元所测得的数据作为低频修正项，令：
Figure FDA00029681680000000310
其中，
Figure FDA0002968168000000041
分别为在n-1、n、n+1时刻角位移传感器所测得的航天器角位移向量的叉乘矩阵，
Figure FDA0002968168000000042
分别为在n-1、n、n+1时刻惯性基准单元所测得的数据经过闭环控制器后得出的角位移的修正项；
其具体表达式如下：
Figure FDA0002968168000000043
Figure FDA0002968168000000044
其中ADSθx、ADSθy、ADSθz分别为角位移传感器测量得到的航天器滚转轴、俯仰轴、偏航轴的角位移；而corθx，corθy，corθz则是由闭环控制器产生的低频修正项；
将式(6)代入式(5)，可得到进行数据融合后的递推方程：
Figure FDA0002968168000000045
CN201810870904.8A 2018-08-02 2018-08-02 基于四阶龙格库塔方法的小惯量航天器姿态抖动确定方法 Expired - Fee Related CN109032161B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201810870904.8A CN109032161B (zh) 2018-08-02 2018-08-02 基于四阶龙格库塔方法的小惯量航天器姿态抖动确定方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201810870904.8A CN109032161B (zh) 2018-08-02 2018-08-02 基于四阶龙格库塔方法的小惯量航天器姿态抖动确定方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN109032161A CN109032161A (zh) 2018-12-18
CN109032161B true CN109032161B (zh) 2021-05-07

Family

ID=64647656

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201810870904.8A Expired - Fee Related CN109032161B (zh) 2018-08-02 2018-08-02 基于四阶龙格库塔方法的小惯量航天器姿态抖动确定方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN109032161B (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112550766B (zh) * 2020-11-27 2022-04-08 上海航天控制技术研究所 一种处于推力器死区内提高卫星姿态控制精度的方法

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103512584A (zh) * 2012-06-26 2014-01-15 北京赛佰特科技有限公司 导航姿态信息输出方法、装置及捷联航姿参考***
CN105629732A (zh) * 2016-01-29 2016-06-01 北京航空航天大学 一种考虑控制受限的航天器姿态输出反馈跟踪控制方法
CN106324643A (zh) * 2016-10-19 2017-01-11 山东科技大学 一种无人机空速估计和空速管故障检测方法
CN106643737A (zh) * 2017-02-07 2017-05-10 大连大学 风力干扰环境下四旋翼飞行器姿态解算方法
CN107831775A (zh) * 2017-11-14 2018-03-23 哈尔滨工业大学深圳研究生院 基于挠性航天器无角速度测量的姿态控制方法

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104850746B (zh) * 2015-05-22 2017-08-18 国家电网公司 一种基于四阶龙格‑库塔和模拟退火的等值盐密预测方法
CN107655494A (zh) * 2017-09-15 2018-02-02 哈尔滨工程大学 一种摇摆基座条件下惯导***粗对准方法

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103512584A (zh) * 2012-06-26 2014-01-15 北京赛佰特科技有限公司 导航姿态信息输出方法、装置及捷联航姿参考***
CN105629732A (zh) * 2016-01-29 2016-06-01 北京航空航天大学 一种考虑控制受限的航天器姿态输出反馈跟踪控制方法
CN106324643A (zh) * 2016-10-19 2017-01-11 山东科技大学 一种无人机空速估计和空速管故障检测方法
CN106643737A (zh) * 2017-02-07 2017-05-10 大连大学 风力干扰环境下四旋翼飞行器姿态解算方法
CN107831775A (zh) * 2017-11-14 2018-03-23 哈尔滨工业大学深圳研究生院 基于挠性航天器无角速度测量的姿态控制方法

Non-Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Attitude Calculating for a New Strap-down Inertial Navigation System Based on Angular Accelerometers;Meiling Wang等;《International Conference on Information and Automation》;20161231;第1467-1472页 *
Detection of RF signal real-time phase based on spectralhole-burning material;Xiu-Rong Ma等;《Optik》;20180129;第68-76页 *
四旋翼无人飞行器控制***设计与实现;王福超;《中国优秀硕士学位论文全文数据库 工程科技Ⅱ辑》;中国学术期刊（光盘版）电子杂志社;20140615(第06期);全文 *
基于微惯性组合的旋翼飞行器姿态检测及控制算法研究;高洪涛;《中国优秀硕士学位论文全文数据库 工程科技Ⅱ辑》;中国学术期刊（光盘版）电子杂志社;20170215(第02期);第10-19、35-40页 *
基于虚拟仪器的捷联惯性导航算法测试平台;冯为荣;《中国优秀硕士论文电子期刊网》;20101115(第11期);全文 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN109032161A (zh) 2018-12-18

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN108828955B (zh) 基于有限时间扩张状态观测器的精准航迹跟踪控制方法
CN106325291B (zh) 基于滑模控制律和eso的四旋翼飞行器姿态控制方法及***
CN110926460B (zh) 一种基于IMU的uwb定位异常值处理方法
CN104811588B (zh) 一种基于陀螺仪的船载稳像控制方法
CN109625335B (zh) 一种基于角速度估计信息和太阳敏感器的捕获太阳方法
CN107992084B (zh) 不依靠角速度反馈的无人机鲁棒姿态控制方法和装置
TW201411096A (zh) 用於一三軸磁力計及一三軸加速度計之資料融合之方法及設備
CN108549785B (zh) 一种基于三维飞行剖面的高超声速飞行器精准弹道快速预测方法
CN109765530B (zh) 一种运动平台雷达波束解耦方法
CN110702106B (zh) 一种无人机及其航向对准方法、装置和存储介质
CN109164819B (zh) 刚体航天器的反步自适应滑模大角度姿态机动控制方法
CN106813679B (zh) 运动物体的姿态估计的方法及装置
CN110986928A (zh) 光电吊舱三轴陀螺仪漂移实时修正方法
CN106840201B (zh) 一种带双轴转位机构捷联惯导的三位置自对准方法
CN111189474A (zh) 基于mems的marg传感器的自主校准方法
CN109032161B (zh) 基于四阶龙格库塔方法的小惯量航天器姿态抖动确定方法
CN112683269A (zh) 一种附有运动加速度补偿的marg姿态计算方法
Al Younes et al. Sensor fault detection and isolation in the quadrotor vehicle using nonlinear identity observer approach
Zhang et al. Integral barrier Lyapunov function-based three-dimensional low-order integrated guidance and control design with seeker's field-of-view constraint
Parikh et al. Comparison of attitude estimation algorithms with IMU under external acceleration
CN115129072A (zh) 固定翼无人机位置跟踪偏差约束下终端滑模控制方法
CN110345942B (zh) 一种基于角速率输入的插值三子样圆锥误差补偿算法
CN110375773B (zh) Mems惯导***姿态初始化方法
CN108871312B (zh) 一种重力梯度仪及星敏感器的联合定姿方法
Faria Sensor fusion and rotational motion reconstruction via nonlinear state-observers

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee

Granted publication date: 20210507