代　君，　任淑紅,　王曉璐

(鄭州航空工業(yè)管理學(xué)院， 河南 鄭州　450001)

?

小型無人機姿態(tài)航向參考系統(tǒng)信息融合算法

代君，任淑紅*,王曉璐

(鄭州航空工業(yè)管理學(xué)院， 河南 鄭州450001)

摘要：介紹了互補濾波器的原理,對信息融合算法互補濾波計算姿態(tài)角的過程，從理論上分析了優(yōu)劣性。仿真實驗證明,互補濾波算法可以實現(xiàn)無人機的高精度姿態(tài)解算。

關(guān)鍵詞：互補濾波器； 慣性測量單元； 姿態(tài)解算

0引言

隨著微制造工藝及技術(shù)的發(fā)展，以及復(fù)雜戰(zhàn)場、攝影、科研的需要，小型無人機迅速發(fā)展起來。由于小型無人機價格低廉、尺寸小、便于攜帶，因此市場前景廣闊。以美國為首的西方國家在無人機領(lǐng)域一直處于領(lǐng)先地位，眾所周知的產(chǎn)品如“全球鷹”、“捕食者”等先進無人機，以及尚處于研制階段的艦載無人機“X-47B”。由于國防發(fā)展需要，中等發(fā)達國家及發(fā)展中國家也迫于壓力積極投身無人機領(lǐng)域。

無人機要想更為先進，生存能力更強，除了對其動力進行改進外，對其算法的研究也至關(guān)重要。如果其姿態(tài)算法不合理，就很可能導(dǎo)致飛行路線發(fā)生偏移，甚至有可能墜機。

研究算法需從無人機的姿態(tài)信息融合系統(tǒng)著手，這種參考系統(tǒng)由微加速度計、磁航向計、微型陀螺儀組成。加速度計和磁航向計組合可以計算得到俯仰角、滾轉(zhuǎn)角、偏航角；陀螺儀通過測量3個方向的角速度，通過積分即可算出姿態(tài)角[1]。但是這兩種方法都有所缺陷，計算得到的姿態(tài)角誤差均比較大。因此，要尋求一種更為有效的算法來解決這些問題，即為文中所要論述的方法----互補濾波算法。這種算法可以滿足無人機導(dǎo)航系統(tǒng)的可靠度、精度的要求，因此，具有重要的理論和現(xiàn)實意義。

1互補濾波器原理[2]

互補濾波器就是依據(jù)傳感器特性差異，通過不同的濾波器來濾除干擾信號，得到準(zhǔn)確的信號。互補濾波器模型如圖1所示。

圖1　互補濾波器模型

互補濾波器不需要得到輸入信號干擾噪聲的統(tǒng)計描述，它是根據(jù)測量同一信號的相反的噪聲特性，從頻率域來分辨和消除測量噪聲，原理簡單，設(shè)計方便[3]。

2基于陀螺儀、加速度計和磁傳感器的互補濾波算法[2]

我們知道，由陀螺儀積分可以得到姿態(tài)角，用此方法進行積分計算動態(tài)響應(yīng)快，但由于存在積分誤差，長時間積分得到的數(shù)值是不準(zhǔn)確的；而對于加速度計、磁航向計而言，測量值不存在累計誤差，但是此方法最大的缺陷是動態(tài)響應(yīng)比較慢。根據(jù)兩者在頻域上的互補特性，使用互補濾波的方法可以結(jié)合兩者之間的優(yōu)點，從而保證了數(shù)值的精確性。

文中所設(shè)計的互補濾波器的傳遞函數(shù)為：

(1)

式中：K----濾波器增益；

方向余弦矩陣微分方程的另一種形式為[4]：

(2)

式中：

將式(2)代入機體坐標(biāo)系下，重力場及地磁場分量各自微分方程即

得：

(3)

在載體處于非加速運動狀態(tài)時，三軸加速度計的輸出可以表示為[4]：

(4)

式中：fb----三軸加速度計測量的比例向量;

a----載體運動加速度向量；

gb----載體坐標(biāo)系下的重力加速度；

n1----測量噪聲向量。

三軸磁傳感器的輸出表示為：

(5)

式中----真實磁場強度；

n2----測量噪聲向量。

根據(jù)式(3)和式(4)，得到重力場分量的狀態(tài)方程和觀測方程為：

(6)

根據(jù)式(2)和式(4)，得到磁場分量的狀態(tài)方程和觀測方程為：

(7)

根據(jù)式(5)和式(6)，可以得到重力場和地磁場的互補濾波器的時域方程分別為：

(8)

(9)

利用互補濾波算法進行計算，陀螺儀可以保證載體在動態(tài)加速時的穩(wěn)定性，用加速度計測量重力場的值和磁航向計測量地磁場的值來補償陀螺儀的誤差漂移問題，兩者的完美結(jié)合可以實現(xiàn)精度高、動態(tài)響應(yīng)好。

3仿真實驗

3.1數(shù)據(jù)采集[5-7]

采用VN-100進行數(shù)據(jù)的采集，VN-100是由vectorNav公司生產(chǎn)的一款集三軸陀螺儀、三軸加速度計、三軸磁方向計于一體的航姿參考系統(tǒng)，如圖2所示。

VN-100的性能參數(shù)見表1。

圖2　VN-100

姿態(tài)航向參數(shù)角加速度計參數(shù)加速度計參數(shù)磁航向計參數(shù)參數(shù)數(shù)值范圍參數(shù)數(shù)值范圍參數(shù)數(shù)值范圍參數(shù)數(shù)值范圍航向/滾轉(zhuǎn)±180°量程±2000°/s量程±16g量程±2.5Gauss俯仰±90°偏差穩(wěn)定性<10°/h線性度<0.5%FS線性度<0.1%FS航向靜態(tài)精度2.0°線性度<0.1%FS噪聲密度0.4mg/Hz噪聲密度140μGauss/Hz俯仰/滾轉(zhuǎn)靜態(tài)精度5.0°噪聲密度0.005°/s/Hz帶寬260Hz帶寬200Hz角坐標(biāo)分辨率<0.05°帶寬256Hz校準(zhǔn)誤差±0.05°校準(zhǔn)誤差±0.05°重復(fù)性<0.2°校準(zhǔn)誤差±0.05°最大輸出功率200Hz

3.2Matlab仿真實驗

首先對互補濾波器參數(shù)及初值進行設(shè)定。

濾波增益為

1)靜態(tài)情況下采集加速度計陀螺儀數(shù)據(jù)，利用四元數(shù)法計算俯仰角、滾轉(zhuǎn)角，對比結(jié)果如圖3和圖4所示。

圖3　俯仰角圖

圖4　滾轉(zhuǎn)角圖

從圖3、圖4可以看出，直接采用陀螺儀積分計算姿態(tài)角(俯仰角、滾轉(zhuǎn)角)，由于陀螺儀誤差較大，在靜止時隨著誤差積累，姿態(tài)角誤差逐漸變大，因此直接采用陀螺儀數(shù)據(jù)積分方法無法得到準(zhǔn)確的值。

2)采用加速度計和陀螺儀進行互補濾波數(shù)據(jù)融合得到的姿態(tài)角(俯仰角、滾轉(zhuǎn)角)對比圖如圖5和圖6所示。

圖5　互補濾波俯仰角圖

圖6　互補濾波滾轉(zhuǎn)角圖

從圖5、圖6可以看出，采用互補濾波方法得到的角度波動幅度比單獨使用加速度計計算角度波動幅度要小得多?；パa濾波計算得到的值在開始有一個收斂的過程，10～30 s之間，最終結(jié)果慢慢處于穩(wěn)定，和加速度計采集的結(jié)果逐漸一致。

4結(jié)語

實驗得出，與陀螺儀積分計算姿態(tài)角、加速度計和磁航向計計算姿態(tài)角相比，互補濾波算法很好地解決了傳感器自身的缺點，得出的結(jié)果最優(yōu)，因此互補濾波算法在小型無人機姿態(tài)航向參考系統(tǒng)應(yīng)用中是精確的。

參考文獻：

[1]丁君.基于微慣性傳感器的姿態(tài)算法研究[D].上海:上海交通大學(xué),2013.

[2]李榮冰，劉建業(yè)，曾慶化,等.基于MEMS技術(shù)的微型慣性導(dǎo)航系統(tǒng)發(fā)展?fàn)顩r[J].中國慣性技術(shù)學(xué)報，2004，12(6)：88-95.

[3]郭曉鴻，楊忠，陳喆，等.EKF和互補濾波器在飛行姿態(tài)確定中的應(yīng)用[J].2011，30(11)：149-152.

[4]喬偉，劉鵬，黃艷輝.微慣性單元姿態(tài)解算方法[J].集成電路通訊,2011(3)：53-56.

[5]張光天，王秀萍，王麗霞,等.捷聯(lián)慣性導(dǎo)航技術(shù)[M].2版.北京：國防工業(yè)出版社，2010.

[6]張炎華，王立端，戰(zhàn)興群，等.慣性導(dǎo)航技術(shù)的新進展及發(fā)展趨勢[J].中國造船，2008，49(183)：134-144.

[7]羅琴.基于MEMS慣性傳感器的微小型航姿參考系統(tǒng)的設(shè)計與研究[D].上海:上海交通大學(xué)，2012.

An information fusion algorithm in a UAV attitude and heading reference system

DAI Jun,REN Shuhong*,author_info_translate

(Zhengzhou University of Aeronautics, Zhengzhou 450001， China)

Abstract：The complementary filtering principle is introduced first, and then the features of the information fusion complementary filtering algorithm for attitude estimation is analyzed theoretically. Simulation results verify that it can be used for the attitude calculation with satisfied accuracy.

Key words：complementary filter； inertial measurement unit； attitude estimation.

中圖分類號：TP 249

文獻標(biāo)志碼：A

文章編號：1674-1374(2016)01-0052-04

DOI:10.15923/j.cnki.cn22-1382/t.2016.1.11

作者簡介：代君(1987-)，女，漢族，河南鄭州人，鄭州航空工業(yè)管理學(xué)院助教，主要從事衛(wèi)星導(dǎo)航、無人機控制方向研究,E-mail:daijun502@163.com. *通訊作者：任淑紅(1978-)，女，漢族，山東德州人，鄭州航空工業(yè)管理學(xué)院講師，博士，主要從事航空發(fā)動機方向研究,E-mail:rshh4713@126.com.

基金項目：航空科學(xué)基金資助項目(2014ZA55001)； 河南省教育廳基金資助項目(15A590001)

收稿日期：2015-12-25