一種針對陀螺儀多源噪聲的混合濾波方法與測試平臺的制作方法
【專利摘要】一種針對陀螺儀多源噪聲的混合濾波方法與測試平臺，所述的測試平臺包括實時仿真目標機、三軸速率轉臺、三軸陀螺儀、星敏感器、星仿真器、姿態確定模塊、姿態控制模塊以及執行機構；所述針對陀螺儀多源噪聲的混合濾波方法，對陀螺儀的器件噪聲采用H2優化進行抑制，對濾波系統的建模誤差采用H∞優化進行抑制，結合H2優化與H∞優化設計混合濾波器使得估計誤差滿足性能指標；所設計的針對陀螺儀多源噪聲的混合濾波方法有效提高姿態確定精度，該方法實時運行于測試平臺的姿態確定模塊；本發明測試平臺驗證針對陀螺儀多源噪聲的混合濾波方法的有效性與工程實用性，適用于航空航天領域的地面仿真驗證。
【專利說明】
一種針對陀螺儀多源噪聲的混合濾波方法與測試平臺
技術領域
[0001] 本發明涉及一種針對陀螺儀多源噪聲的混合濾波方法與測試平臺，該測試平臺可 用于驗證包括針對陀螺儀多源噪聲的混合濾波方法在內的多種濾波方法;針對陀螺儀多源 噪聲提出了一種混合濾波方法對其抑制，該方法能顯著提高陀螺儀的濾波精度，進一步改 善姿控系統的控制性能。
【背景技術】
[0002] 陀螺儀作為敏感角運動的一種裝置，它不僅是運載體航行駕駛的重要儀器儀表， 而且是運載體控制系統、慣性導航系統和慣性制導系統的核心元件，因而成為慣性技術的 一個重要組成部分。陀螺儀含有多源噪聲，可將多源噪聲分為兩大類，一是噪聲統計特性可 知的器件噪聲，二是能量有界的濾波系統建模誤差。實際應用中，在補償陀螺儀部分噪聲 (如常值漂移)后，陀螺儀器件噪聲還包括高斯白噪聲、互相關隨機漂移、角度隨機游走、隨 機速率斜漂等，這類噪聲由白噪聲驅動并且統計特性可知，應用H 2優化可有效抑制;在飛行 器尤其是航天器中，陀螺儀需要與其它敏感器，如太陽敏感器、星敏感器、地球敏感器及加 速度計等組合使用才能完成姿態信息獲取，在組合測量過程中存在濾波系統的建模誤差， 這也是影響濾波精度的一種干擾，可被視為能量有界的噪聲，因此采用Hoc優化可有效抑制 濾波系統的建模誤差;在飛行器姿控系統中陀螺儀選型確定的情況下，設計濾波方法進一 步提高測量精度，進而改善控制性能是一種重要思路。因此，研究針對陀螺儀多源噪聲的混 合濾波方法具有重要意義。
[0003] 姿控系統測試平臺已經在飛行器研制過程中得到了廣泛應用，國內航天五院502 所、航天八院812所，還有哈工大、清華、北航等高校都曾研制出姿控系統測試平臺。但現有 的這些姿控系統測試平臺通常針對特定型號的飛行器而研制，未見專用于研究陀螺儀對姿 控系統性能影響的測試平臺。中國專利CN102530267B和中國專利CN103197669B都涉及航天 器的測試平臺，但兩者都未針對陀螺儀多源噪聲的濾波方法展開研究，前者提出一種衛星 公用平臺，后者則關注衛星的姿態控制模式。目前的姿控系統測試平臺無法用于研究針對 陀螺儀多源噪聲的濾波方法，多種針對陀螺儀噪聲的濾波方法也無法在現有的測試平臺上 完成分析、測試與評估。
【發明內容】
[0004] 本發明的技術解決問題是:所設計的一種針對陀螺儀多源噪聲的混合濾波方法與 測試平臺，克服現有姿控系統測試平臺對陀螺儀多源噪聲研究的缺失，該測試平臺研究飛 行器飛行過程中陀螺儀噪聲對姿控系統控制精度的影響;針對陀螺儀多源噪聲提出一種混 合濾波方法加以抑制，該方法提高濾波精度，改善控制性能。
[0005] 本發明的技術解決方案是：一種針對陀螺儀多源噪聲的混合濾波方法與測試平 臺，其特征在于:測試平臺包括實時仿真目標機（1)、三軸速率轉臺（2)、三軸陀螺儀(3)、星 敏感器(4)、星仿真器(5)、姿態確定模塊(6)、姿態控制模塊(7)以及執行機構(8);所述實時 仿真目標機（1)包括飛行器姿態動力學仿真機（11)與飛行器姿態運動學仿真機（12)，分別 實時運算飛行器的姿態動力學與運動學模型；所述三軸速率轉臺（2)是飛行器的運動仿真 器，提供與飛行器相似或等價的運動，用于模擬飛行器的姿態運動;所述三軸陀螺儀(3)是 角速度姿態信息敏感器，敏感三軸速率轉臺（2)的角速度;所述星敏感器(4)通過敏感恒星 方位而獲得衛星姿態信息，用來修正三軸陀螺儀(3)的漂移與噪聲；所述星仿真器(5)為星 敏感器(4)提供模擬恒星方位;所述姿態確定模塊(6)實時運行針對陀螺儀多源噪聲的混合 濾波方法，對三軸陀螺儀（3)與星敏感器(4)實測的姿態信息濾波，包括了數字運算單元 (61)、RS422/232通信單元(62)、電源單元(63)、復位單元(64)、擴展備用I/O口（65)、存儲器 (66) 以及時鐘單元(67)，其中RS422/232通信單元(62)、電源單元(63)、復位單元(64)、擴展 備用I/O口（65)、存儲器(66)、時鐘單元(67)都與數字運算單元(61)相連，數字運算單元 (61)是姿態確定模塊(6)的運算核心，RS422/232通信單元(62)是姿態確定模塊(6)的輸入 輸出端，接收三軸陀螺儀(3)與星敏感器(4)實測姿態信息，輸出濾波后的姿態信息，電源單 元(63)負責供電，復位單元(64)可恢復數字運算單元(61)的初始狀態，擴展備用I/O口（65) 提供可擴展的輸入輸出端口，存儲器(66)存儲數字運算單元(61)的程序與數據，時鐘單元 (67) 為數字運算單元(61)提供時鐘頻率;所述姿態控制模塊(7)實時運算姿態控制算法，為 執行機構（8)提供力矩控制指令；所述執行機構（8)包括了反作用飛輪（81)和磁力矩器 (82)，在接收力矩控制指令后，將輸出力矩信號傳給實時仿真目標機（1);測試平臺的數據 流回路如下:飛行器的期望姿態信號通過姿態控制模塊(7)的RS232串行數據通信接口導入 測試平臺，該期望姿態信號通過與姿態確定模塊(6)濾波后的姿態信息進行比較，得到偏差 信號;將此偏差信號傳遞給姿態控制模塊(7)，該模塊中的姿態控制算法解算出指令力矩信 號并對指令力矩信號進行分配，分配后的信號經RS422/232串行數據通信接口作用于執行 機構(8);執行機構(8)中反作用飛輪(81)和磁力矩器(82)接收到分配后的指令力矩信號， 聯合作用輸出力矩信號，該力矩信號通過RS422/232串行數據通信接口傳入實時仿真目標 機（1)中的飛行器姿態動力學仿真機（11)與飛行器姿態運動學仿真機（12);飛行器姿態動 力學仿真機（11)與飛行器姿態運動學仿真機（12)分別運算飛行器姿態動力學與運動學模 塊，得到飛行器轉動角速度，該飛行器轉動角速度經RS422/232串行數據通信接口傳送至三 軸速率轉臺（2);三軸速率轉臺（2)受飛行器轉動角速度驅動而轉動，裝配在三軸速率轉臺 (2)上的三軸陀螺儀(3)以及星敏感器(4)將敏感到的姿態信息經RS422/232串行數據通信 接口傳遞給姿態確定模塊(6);姿態確定模塊(6)中針對陀螺儀多源噪聲的混合濾波方法解 算得到濾波后的姿態信息，該姿態信息與期望姿態作比較后得到新的偏差信號，形成了測 試平臺的數據流回路。
[0006] 針對陀螺儀多源噪聲的混合濾波方法與測試平臺，其特征在于:所述的混合濾波 方法是一種遞推算法，該方法的濾波周期包括以下步驟:首先構建含有陀螺儀器件噪聲和 濾波系統建模誤差的狀態方程與星敏感器的量測方程;其次設計一個線性濾波器;然后構 造增廣的狀態估計方程與待估計信號估計誤差方程;最后是利用MATLAB中的LMI工具箱求 解最優化參數；
[0007] 第一步:設計含陀螺儀器件噪聲和濾波系統建模誤差的狀態方程與星敏感器的量 測方程；
[0008] 狀態方程含陀螺儀器件噪聲與濾波系統建模誤差，其狀態變量是用四元數形式表 示的飛行器姿態角;星敏感器的量測方程為狀態方程提供修正信息，狀態方程、量測方程以 及待估計信號方程為Σ1:
[0010] 其中，t表示時間，x(t) = [qo(t) qi(t) q2(t) q3(t)]%四元數開多式表示的飛行器 姿態角4⑴為x(t)的一階微分;n(t) = [nx(t) ny(t) nz(t)]T為陀螺儀濾波系統的建模誤 差;wl(t) = WQ(t) S1(t) S2(t) δ3(?)]τ為四元數形式表示的陀螺儀器件噪聲;y(t) = [y0 (t) yi(t) y2(t) y3(t)]T為四元數形式表示的星敏感器測得的恒星方位;z(t) = [ZQ(t) Z1 (t) z2(t) z3(t)]TS系統待估計的信號;式中，矩陣C是量測矩陣，矩陣D是量測方程建模誤 差系數矩陣，矩陣L是為待估計信號系數矩陣，矩陣C、矩陣D、矩陣L都為四階單位陣，系統狀
，狀態方程建模誤差系數矩陣B(t)
'分別為飛行器相對軌道坐標系的滾動 軸角速率、俯仰軸角速率及偏航軸角速率；
[0011] 將含有陀螺儀器件噪聲和濾波系統建模誤差的狀態方程與星敏感器的量測方程 離散化，可以得到如下模型Σ2:
[0013] 其中x(k+l)為k+1時刻以四元數形式表示的狀態變量，x(k)為k時刻以四元數形式 表示的狀態變量，n(k)為k時刻的陀螺儀濾波系統的建模誤差，W1(k)為k時刻以四元數形式 表示的陀螺儀器件噪聲，y(k)為k時刻以四元數形式表示的星敏感器測得的恒星方位，z(k) 為k時刻待估計的信號；，彳(幻=/ -l· ，/?(/〇 = β(/?)7' ,A(k)為k時刻的系統狀態矩陣，B (k)為k時刻的狀態方程建模誤差系數矩陣，I為單位陣，T為采樣時間；
[0014] 第二步:針對陀螺儀器件噪聲和濾波系統建模誤差設計線性濾波器；
[0016]式中i(^+1)為k+Ι時刻的狀態變量估計值，i㈨為k時刻的狀態變量估計值，i(幻 為k時刻的待估計信號估計值，i為線性濾波器的系統矩陣，|為線性濾波器的輸入矩陣，G 為線性濾波器的輸出矩陣；
[0017] 第三步:構造增廣的狀態估計方程與待估計信號估計誤差方程；
[0018] 目的是使得增廣的狀態估計方程與待估計信號估計誤差方程
[0020]式中第一個表達式為增廣的狀態估計方程，第二個方程是待估計信號的估計誤差方 程，這兩個方程是漸近穩定的，且對應于通道叫(幻R 幻的濾波誤差 一個上界最小化，對應于通道》(幻4卻的濾波誤差向量滿足< y||?(幻IL.其中，
V
[0023] 第四步:利用MATLAB中的LMI工具箱求解最優化參數；
[0024] 對給定的常數γ >0,系統Σ2存在一個混合濾波器可以歸納為以下的優化問題：
[0028] 其中*處的子塊可由矩陣的對稱性得到;進而求解出 最優解R、P、S、Q、U、H，其中R、P、S、Q、U、H為求解最優化問題定義的輔助變量，Trace表示矩陣 的跡，即為矩陣對角元素之和，則：
[0031]
1是一個具有線性矩陣不等式約束和線性目標函數 的凸優化問題，因此可以應用MATLAB中LMI工具箱的求解器最優化最小值mincx來求解該問 題；
[0032] 第五步:判斷終止條件，若滿足，則濾波方法運行結束，若不滿足，則循環調用；
[0033] 終止條件為濾波方法的總運行時間，當該方法運行時間沒有達到總運行時間，則 更新時間，以下一個離散時刻k+Ι代入第一步，循環調用該濾波算法;若滿足終止條件，則退 出該方法。
[0034] 本發明與現有技術相比的優點在于：
[0035] (1)設計了一種飛行器測試平臺，驗證陀螺儀多源噪聲對姿控系統控制精度的影 響，填補現有測試平臺對陀螺儀多源噪聲研究的空白；所設計的飛行器測試平臺相比傳統 測試平臺，可完成多種濾波方法的測試、分析與評估。
[0036] (2)針對陀螺儀多源噪聲，設計一種針對陀螺儀多源噪聲的混合濾波方法，該方法 對陀螺儀器件噪聲采用出優化抑制，對濾波系統建模誤差采用H。。優化抑制，結合H 2優化與Hoc 優化設計混合濾波器，保證了估計誤差滿足給定的優化指標，提高姿態信息的濾波精度，改 善控制性能。
【附圖說明】
[0037] 圖1為本發明的測試平臺工作回路；
[0038] 圖2為本發明混合濾波方法設計流程圖。
【具體實施方式】
[0039]下面結合附圖對本發明的【具體實施方式】做進一步詳細說明。
[0040]以微納三軸穩定衛星的姿控系統半物理仿真試驗為例，來說明測試平臺以及針對 陀螺儀多源噪聲的混合濾波方法。
[0041]如圖1所示，給出了本發明的測試平臺，其組成部分包括了實時仿真目標機1、三軸 速率轉臺2、光纖陀螺儀3、星敏感器4、星仿真器5、姿態確定模塊6、姿態控制模塊7以及執行 機構8;所述實時仿真目標機1接收執行機構8輸出的力矩信號，同步運算微納衛星的動力學 與運動學模型，解算出微納衛星滾動、俯仰以及偏航軸的角速度與角度信息;所述三軸速率 轉臺2作為衛星的運動仿真器，可以提供與微納衛星在軌時類似或等價的運動，它受實時仿 真目標機1的控制，模擬了微納衛星的在軌運動;所述光纖陀螺儀3與星敏感器4固定安裝在 三軸速率轉臺2的臺面上，光纖陀螺儀3敏感三軸速率轉臺2的角速度，星敏感器4敏感恒星 方位，為光纖陀螺儀3提供量測信息;所述星仿真器5是在試驗條件下對恒星特征進行仿真， 星敏感器提供模擬恒星方位;所述姿態確定模塊6實時運行針對光纖陀螺儀多源噪聲的混 合濾波方法，實現對光纖陀螺儀3與星敏感器4實測的姿態信息濾波，包括了數字運算單元 6URS422/232通信單元62、電源單元63、復位單元64、擴展備用I/O 口 65、存儲器66以及時鐘 單元67,其中RS422/232通信單元62、電源單元63、復位單元64、擴展備用I/O口 65、存儲器 66、時鐘單元67都與數字運算單元61相連，數字運算單元61是姿態確定模塊6的運算核心， RS422/232通信單元62是姿態確定模塊6的輸入輸出端，接收三軸陀螺儀3與星敏感器4實測 姿態信息，輸出濾波后的姿態信息，電源單元63負責供電，復位單元64可恢復數字運算單元 61的初始狀態，擴展備用I/O口65提供可擴展的輸入輸出端口，存儲器66存儲數字運算單元 61的程序與數據，時鐘單元67為數字運算單元61提供時鐘頻率;所述姿態控制模塊7實時運 算姿態控制方法，為執行機構8提供力矩控制指令;所述執行機構8包括了反作用飛輪81和 磁力矩器82，在接收力矩控制指令后，將輸出力矩信號傳給實時仿真目標機1。
[0042]該測試平臺的數據流回路如下:微納衛星的期望姿態信號通過姿態控制模塊7的 RS232串行數據通信接口導入姿控系統，該期望姿態信號通過與姿態確定模塊6濾波后的姿 態信息進行比較，得到偏差信號;將此偏差信號傳遞給姿態控制模塊7,該模塊中的姿態控 制算法解算出指令力矩信號并對指令力矩信號進行分配，分配后的信號經RS422/232串行 數據通信接口作用于執行機構8;執行機構8中反作用飛輪81和磁力矩器82接收到分配后的 指令力矩信號，聯合作用輸出力矩信號，該力矩信號通過RS422/232串行數據通信接口傳入 實時仿真目標機1中的飛行器姿態動力學仿真機11與飛行器姿態運動學仿真機12;飛行器 姿態動力學仿真機11與飛行器姿態運動學仿真機12分別運算微納衛星姿態動力學與運動 學模塊，得到微納衛星轉動角速度，該轉動角速度經RS422/232串行數據通信接口作用于三 軸速率轉臺2;三軸速率轉臺2受微納衛星轉動角速度驅動而轉動，裝配在三軸速率轉臺2上 的光纖陀螺儀3以及星敏感器4將敏感到的姿態信息經RS422/232串行數據通信接口傳遞給 姿態確定模塊6;姿態確定模塊6中針對光纖陀螺儀多源噪聲的混合濾波方法解算得到濾波 后的姿態信息，該姿態信息與期望姿態作比較后得到新的偏差信號，形成了測試平臺的數 據流回路。
[0043] 如圖2所示，給出的針對光纖陀螺儀多源噪聲的混合濾波方法是一種遞推算法，該 方法的濾波周期包括以下步驟:首先構建含有光纖陀螺儀器件噪聲和濾波系統建模誤差的 狀態方程與星敏感器的量測方程;其次設計一個線性濾波器;然后構造增廣的狀態估計方 程與待估計信號估計誤差方程;最后是利用MATLAB中的LMI工具箱求解最優化參數；
[0044] 第一步:設計含光纖陀螺儀器件噪聲和濾波系統建模誤差的狀態方程與星敏感器 的量測方程；
[0045] 狀態方程含光纖陀螺儀器件噪聲與濾波系統建模誤差，其狀態變量是用四元數形 式表示的微納衛星姿態角;星敏感器的量測方程為狀態方程提供修正信息，狀態方程、量測 方程以及待估計信號方程為Σ ::
[0047]其中，t表示時間，x(t) = [qo(t) qi(t) q2(t) q3(t)]T為四元數形式表示的飛行器 姿態角；i(0為x(t)的一階微分;n(t) = [nx(t) ny(t) nz(t)]T為陀螺儀濾波系統的建模誤 差;wl(t) = WQ(t) S1(t) S2(t) δ3(?)]τ為四元數形式表示的陀螺儀器件噪聲;y(t) = [y0 (t) yi(t) y2(t) y3(t)]T為四元數形式表示的星敏感器測得的恒星方位;z(t) = [ZQ(t) Z1 (t) z2(t) z3(t)]TS系統待估計的信號;式中，矩陣C是量測矩陣，矩陣D是量測方程建模誤 差系數矩陣，矩陣L是為待估計信號系數矩陣，矩陣C、矩陣D、矩陣L都為四階單位陣，系統狀
，狀態方程建模誤差系數矩陣B(t) Wx(t)、Wy(t)、Wz(t)分別為微納衛星相對軌道坐標系的滾 .， 動軸角速率、俯仰軸角速率及偏航軸角速率；
[0048]將含有光纖陀螺儀器件噪聲和濾波系統建模誤差的狀態方程與星敏感器的量測 方程離散化，可以得到如下模型Σ 2:
[0050] 其中x(k+l)為k+Ι時刻以四元數形式表示的狀態變量，x(k)為k時刻以四元數形式 表示的狀態變量，n(k)為k時刻的陀螺儀濾波系統的建模誤差， W1(k)為k時刻以四元數形式 表示的陀螺儀器件噪聲，y(k)為k時刻以四元數形式表示的星敏感器測得的恒星方位，z(k) 為k時刻待估計的信號；,彳(幻=/ +次妁7_',叫幻=所/f)7'，A(k)為k時刻的系統狀態矩陣，B (k)為k時刻的狀態方程建模誤差系數矩陣，I為單位陣，T為采樣時間；
[0051] 第二步:針對光纖陀螺儀器件噪聲和濾波系統建模誤差設計線性濾波器；
[0053]式中對hi)為k+Ι時刻的狀態變量估計值，i(幻為k時刻的狀態變量估計值 為k時刻的待估計信號估計值，i為線性濾波器的系統矩陣，左為線性濾波器的輸入矩陣，C 為線性濾波器的輸出矩陣；
[0054]第三步:構造增廣的狀態估計方程與待估計信號估計誤差方程；
[0055]目的是使得增廣的狀態估計方程與待估計信號估計誤差方程：
[0057]式中第一個表達式為增廣的狀態估計方程，第二個方程是待估計信號的估計誤差方 程，這兩個方程是漸近穩定的，且對應于通道叫(幻B 5(幻的濾波 一個上界最小化，對應于通道印Γ)的濾波誤差向量滿足||漢幻|2 (幻|2;其中，
[0060]第四步:利用MATLAB中的LMI工具箱求解最優化參數；
[0061 ]對給定的常數γ >0,系統Σ 2存在一個混合濾波器可以歸納為以下的優化問題：
[0065] 其中*處的子塊可由矩陣的對稱性得到;進而求解出 最優解R、P、S、Q、U、H，其中R、P、S、Q、U、H為求解最優化問題定義的輔助變量，Trace表示矩陣 的跡，即為矩陣對角元素之和，則：
[0068]
是一個具有線性矩陣不等式約束和線性目標函數 的凸優化問題，因此可以應用MATLAB中LMI工具箱的最優化極小值求解器mincx來求解該問 題。
[0069] 第五步:判斷終止條件，若滿足，則濾波方法運行結束，若不滿足，則循環調用；
[0070] 終止條件為濾波方法的總運行時間，當該方法運行時間沒有達到總運行時間，則 更新時間，以下一個離散時刻k+Ι代入第一步，循環調用該濾波算法;若滿足終止條件，則退 出該方法。
[0071] 本發明說明書中未作詳細描述的內容屬于本領域專業技術人員公知的現有技術。
【主權項】
1. 一種針對陀螺儀多源噪聲的混合濾波方法與測試平臺，其特征在于：測試平臺包括 實時仿真目標機（1)、三軸速率轉臺（2)、三軸陀螺儀(3)、星敏感器(4)、星仿真器(5)、姿態 確定模塊(6)、姿態控制模塊(7)以及執行機構(8);所述實時仿真目標機（1)包括飛行器姿 態動力學仿真機（11)與飛行器姿態運動學仿真機(12)，分別實時運算飛行器的姿態動力學 與運動學模型;所述三軸速率轉臺（2)是飛行器的運動仿真器，提供與飛行器相似或等價的 運動，用于模擬飛行器的姿態運動;所述三軸陀螺儀(3)是角速度姿態信息敏感器，敏感三 軸速率轉臺（2)的角速度;所述星敏感器(4)通過敏感恒星方位而獲得衛星姿態信息，用來 修正三軸陀螺儀(3)的漂移與噪聲;所述星仿真器(5)為星敏感器(4)提供模擬恒星方位;所 述姿態確定模塊(6)實時運行針對陀螺儀多源噪聲的混合濾波方法，對三軸陀螺儀(3)與星 敏感器(4)實測的姿態信息濾波，包括了數字運算單元(61)、RS422/232通信單元(62)、電源 單元(63)、復位單元(64)、擴展備用I/O口（65)、存儲器(66)以及時鐘單元(67)，其中RS422/ 232通信單元(62)、電源單元(63)、復位單元(64)、擴展備用I/O口（65)、存儲器(66)、時鐘單 元(67)都與數字運算單元(61)相連，數字運算單元(61)是姿態確定模塊(6)的運算核心， RS422/232通信單元(62)是姿態確定模塊(6)的輸入輸出端，接收三軸陀螺儀(3)與星敏感 器(4)實測姿態信息，輸出濾波后的姿態信息，電源單元(63)負責供電，復位單元(64)可恢 復數字運算單元(61)的初始狀態，擴展備用I/O口（65)提供可擴展的輸入輸出端口，存儲器 (66)存儲數字運算單元(61)的程序與數據，時鐘單元(67)為數字運算單元(61)提供時鐘頻 率;所述姿態控制模塊(7)實時運算姿態控制算法，為執行機構(8)提供力矩控制指令;所述 執行機構(8)包括了反作用飛輪(81)和磁力矩器(82)，在接收力矩控制指令后，將輸出力矩 信號傳給實時仿真目標機(1);測試平臺的數據流回路如下：飛行器的期望姿態信號通過姿 態控制模塊(7)的RS232串行數據通信接口導入測試平臺，該期望姿態信號通過與姿態確定 模塊(6)濾波后的姿態信息進行比較，得到偏差信號；將此偏差信號傳遞給姿態控制模塊 (7)，該模塊中的姿態控制算法解算出指令力矩信號并對指令力矩信號進行分配，分配后的 信號經RS422/232串行數據通信接口作用于執行機構(8);執行機構(8)中反作用飛輪(81) 和磁力矩器(82)接收到分配后的指令力矩信號，聯合作用輸出力矩信號，該力矩信號通過 RS422/232串行數據通信接口傳入實時仿真目標機（1)中的飛行器姿態動力學仿真機（11) 與飛行器姿態運動學仿真機（12);飛行器姿態動力學仿真機（11)與飛行器姿態運動學仿真 機（12)分別運算飛行器姿態動力學與運動學模塊，得到飛行器轉動角速度，該飛行器轉動 角速度經RS422/232串行數據通信接口傳送至三軸速率轉臺（2);三軸速率轉臺（2)受飛行 器轉動角速度驅動而轉動，裝配在三軸速率轉臺（2)上的三軸陀螺儀(3)以及星敏感器(4) 將敏感到的姿態信息經RS422/232串行數據通信接口傳遞給姿態確定模塊(6);姿態確定模 塊(6)中針對陀螺儀多源噪聲的混合濾波方法解算得到濾波后的姿態信息，該姿態信息與 期望姿態作比較后得到新的偏差信號，形成了測試平臺的數據流回路。2. 根據權利要求1所述的針對陀螺儀多源噪聲的混合濾波方法與測試平臺，其特征在 于:所述的混合濾波方法是一種遞推算法，該方法的濾波周期包括以下步驟:首先構建含有 陀螺儀器件噪聲和濾波系統建模誤差的狀態方程與星敏感器的量測方程;其次設計一個線 性濾波器;然后構造增廣的狀態估計方程與待估計信號估計誤差方程;最后是利用MATLAB 中的LMI工具箱求解最優化參數； 第一步:設計含陀螺儀器件噪聲和濾波系統建模誤差的狀態方程與星敏感器的量測方 程狀態方程含陀螺儀器件噪聲與濾波系統建模誤差，其狀態變量是用四元數形式表示的飛 行器姿態角;星敏感器的量測方程為狀態方程提供修正信息，狀態方程、量測方程以及待估 計信號方程為Σ1:其中，t表示時間，x(t) = [qo(t) qi(t) q2(t) q3(t)]T為四元數形式表示的飛行器姿態 角4(0為x(t)的一階微分;n(t) = [nx(t) ny(t) nz(t)]T為陀螺儀濾波系統的建模誤差;W1 α)=[δ〇α) s2(t) δ3(〇]τ為四元數形式表示的陀螺儀器件噪聲;y(t)=[y〇(t) yi (t) y2(t) y3(t)]T為四元數形式表示的星敏感器測得的恒星方位;z(t) = [ZQ(t) Z1(t) Z2 (t) z3(t)]TS系統待估計的信號;式中，矩陣C是量測矩陣，矩陣D是量測方程建模誤差系數 矩陣，矩陣L是為待估計信號系數矩陣，它們矩陣C、矩陣D、矩陣L都為四階單位陣，系統狀態 矩陣A(t)^伏態方程建模誤差系數矩陣B(t)為WX(t)、Wy(t)、WZ(t)分別為飛行器相對軌道坐標系的滾動軸角速率、俯仰軸角速率及偏 航軸角速率； 將含有陀螺儀器件噪聲和濾波系統建模誤差的狀態方程與星敏感器的量測方程離散 化，可以得到如下模型Σ 2:其中X(k+1)為k+Ι時刻以四元數形式表示的狀態變量，x(k)為k時刻以四元數形式表示 的狀態變量，n(k)為k時刻的陀螺儀濾波系統的建模誤差，W1(k)為k時刻以四元數形式表示 的陀螺儀器件噪聲，y(k)為k時刻以四元數形式表示的星敏感器測得的恒星方位，z(k)為k 時刻待估計的信號；小幻二/ + .4(/?)Γ，鞏幻=β(/〇Γ，A(k)為k時刻的系統狀態矩陣，B(k)為 k時刻的狀態方程建模誤差系數矩陣，I為單位陣，T為采樣時間； 第二步:針對陀螺儀器件噪聲和濾波系統津樽誤差設計線性濾波器式中對& +1)為k+Ι時刻的狀態變量估計值，?⑷為k時刻的狀態變量估計值，f⑷為k時 刻的待估計信號估計值，』為線性濾波器的系統矩陣，身為線性濾波器的輸入矩陣，(5為線 性濾波器的輸出矩陣； 第三步:構造增廣的狀態估計方程與待估計信號估計誤差方程 目的是使得增廣的狀態估計方程與待估計信號估計誤差方程為：式中第一個表達式為增廣的狀態估計方程，第二個方程是待估計信號的估計誤差方 程，這兩個方程是漸近穩定的，且對應于通道袱)的濾波誤差方差 的一個上界最小化，對應于通道_)4琳)的濾波誤差向量滿足詳(λ-)||2<，1?⑷||2;其中，第四步:利用MATLAB中的LMI工具箱求解最優化參數 對給定的常數丫>〇,系統Σ2存在一個混合濾波器可以歸納為以下的優化問題：其中*處的子塊可由矩陣的對稱性得到;進而求解出優化問題的最優 解R、P、S、Q、U、H，其中R、P、S、Q、U、H為求解最優化問題定義的輔助變量，Trace表示矩陣的 跡，即為矩陣對角元素之和，則：是所要求的混合濾波器的系數矩陣，相應的(『)f(力K ; 由于優化問題Λ. Λ?1]. ,, 7：ra6<^是一個具有線性矩陣不等式約束和線性目標函數的凸 優化問題，因此可以應用MATLAB中LMI工具箱的求解器最優化最小值mincx來求解該問題； 第五步:判斷終止條件，若滿足，則濾波方法運行結束，若不滿足，則循環調用； 終止條件為濾波方法的總運行時間，當該方法運行時間沒有達到總運行時間，則更新 時間，以下一個離散時刻k+Ι代入第一步，循環調用該濾波算法;若滿足終止條件，則退出該 方法。
【文檔編號】G01C19/72GK105865432SQ201610196202
【公開日】2016年8月17日
【申請日】2016年3月31日
【發明人】郭雷, 王春, 喬建忠, 張培喜, 李文碩
【申請人】北京航空航天大學