王于坤, 姜 梁, 劉壯華, 楊紅喜, 黃丙勝

(北京航天無(wú)人機(jī)系統(tǒng)工程研究所, 北京 100094)

0 引言

無(wú)人機(jī)系統(tǒng)在軍事方面具有獨(dú)特優(yōu)勢(shì),已被廣泛用于戰(zhàn)場(chǎng)前沿地帶的近距離偵察和監(jiān)視等特殊任務(wù)[1]。導(dǎo)航系統(tǒng)作為無(wú)人機(jī)的眼睛,其可靠性和準(zhǔn)確性至關(guān)重要。在松組合導(dǎo)航系統(tǒng)中,GPS仍然作為一個(gè)單獨(dú)的系統(tǒng)在使用[2],存在低于4顆星無(wú)法工作的情況。文獻(xiàn)[3]采用傳統(tǒng)的偽距、偽距率差值作為觀測(cè)信息,進(jìn)行MEMS緊組合系統(tǒng)仿真工作,詳細(xì)的分析了少于4顆可見(jiàn)星狀態(tài)的定位性能。然而,在實(shí)際的MEMS緊組合系統(tǒng)中采用文獻(xiàn)[3]的緊組合算法,必須通過(guò)其他信息補(bǔ)償?shù)艚邮諜C(jī)的初始鐘差和鐘漂才能使用。文獻(xiàn)[4]提出的緊組合算法對(duì)大于3顆可見(jiàn)星的情況下進(jìn)行了跑車實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證。文獻(xiàn)[5]通過(guò)跑車實(shí)驗(yàn)得出的結(jié)論是:可見(jiàn)星數(shù)目小于4時(shí)緊組合系統(tǒng)定位的緯度誤差、經(jīng)度誤差小于100 m,且與導(dǎo)航時(shí)長(zhǎng)無(wú)關(guān)。文獻(xiàn)[5]所提算法必須在接收機(jī)的初始鐘差等效距離誤差以及鐘漂等效距離率誤差引起的距離誤差均已經(jīng)扣除的前提下才能實(shí)現(xiàn),在實(shí)際應(yīng)用中具有一定的局限性。文中提出了多源信息融合導(dǎo)航方案,并解決了組合導(dǎo)航系統(tǒng)航向角誤差無(wú)法估計(jì)以及可見(jiàn)衛(wèi)星等于3顆時(shí)組合效果差的問(wèn)題。

1 系統(tǒng)總體結(jié)構(gòu)

該系統(tǒng)總體結(jié)構(gòu)如圖1所示,主要由MIMU(micro-inertial measure unit)、GPS接收機(jī)、磁航向傳感器、氣壓高度計(jì)、空速傳感器和導(dǎo)航計(jì)算機(jī)組成。其中MIMU由三軸數(shù)字加速度計(jì)和三軸數(shù)字陀螺儀組成。磁航向傳感器采用霍尼韋爾公司的三軸數(shù)字磁阻傳感器HMC5883L。GPS接收機(jī)采用自研的高精度衛(wèi)星導(dǎo)航接收機(jī)模塊。導(dǎo)航計(jì)算機(jī)采用DSP6747作為處理器。導(dǎo)航計(jì)算機(jī)是一種專用的數(shù)據(jù)采集和處理系統(tǒng),它具備如下功能:1)采集MIMU的角速度、加速度測(cè)量值;2)接收GPS偽距、偽距率信息;3)采集磁強(qiáng)計(jì)數(shù)據(jù);4)采集氣壓高度計(jì)和空速傳感器測(cè)量數(shù)據(jù);5)完成導(dǎo)航和組合濾波[7-8]解算;6)輸出導(dǎo)航數(shù)據(jù)。

圖1 系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖

2 數(shù)學(xué)模型

2.1 系統(tǒng)狀態(tài)方程

狀態(tài)變量選取為:

(1)

式中:φi(i=e,n,u)為姿態(tài)角誤差;δvi(i=e,n,u)為地理系下的速度誤差;δL、δλ、δh分別為緯度誤差、經(jīng)度誤差和高度誤差。

狀態(tài)方程形式如下:

(2)

式中:F為9×9系統(tǒng)狀態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣,矩陣中的元素由參考文獻(xiàn)[9]得到;G是9×6的系統(tǒng)噪聲驅(qū)動(dòng)陣;W是6×1的系統(tǒng)噪聲陣。

2.2 系統(tǒng)觀測(cè)方程

GPS接收機(jī)第i個(gè)通道的偽距差、偽距率差量測(cè)方程如下:

式中:δX、δY、δZ為在地心地固坐標(biāo)系中表示的位置誤差;Kij(j=1,2,3)是慣導(dǎo)解算位置到第i顆導(dǎo)航星的方向余弦;κij(j=1,2,3)表示Kij(j=1,2,3)的變化率;δTu是與時(shí)鐘誤差等效的距離誤差;δTru是與時(shí)鐘頻率誤差等效的距離率誤差[10]。

將通道i和j的量測(cè)信息進(jìn)行一次差分,得到如下:

δMij=δMi-δMj=(Ki1-Kj1)δX+

(Ki2-Kj2)δY+(Ki3-Kj3)δZ+vij,M

(5)

(6)

1)基于偽距差分的觀測(cè)方程

(7)

式中:

2)基于偽距率差分的觀測(cè)方程

(8)

式中:

3)基于慣導(dǎo)高度與氣壓高度的觀測(cè)方程

由于氣壓高度和大氣靜壓直接相關(guān),因此飛行高度的誤差來(lái)源主要是靜壓測(cè)量誤差。載體運(yùn)動(dòng)過(guò)程中,會(huì)引入較大的靜壓測(cè)量誤差,導(dǎo)致氣壓高度計(jì)測(cè)量不準(zhǔn)確。利用空速傳感器測(cè)量的空速信息對(duì)氣壓高度進(jìn)行補(bǔ)償。設(shè)慣導(dǎo)解算得到的高度信息為hI,氣壓高度計(jì)通過(guò)空速補(bǔ)償后的高度為hB。

(12)

4)基于慣導(dǎo)航向與磁航向的觀測(cè)方程

由于磁強(qiáng)計(jì)受環(huán)境影響比較大,因此必須標(biāo)定后使用。設(shè)慣導(dǎo)解算得到的航向信息為ψI,磁強(qiáng)計(jì)標(biāo)定后測(cè)量的磁強(qiáng)信息通過(guò)計(jì)算得到航向信息為ψm。

(13)

綜合式(7)、式(8)、式(12)和式(13)可以得到系統(tǒng)觀測(cè)方程如式(14)所示:

(14)

3 實(shí)驗(yàn)結(jié)果

2016年11月11日進(jìn)行了動(dòng)態(tài)實(shí)驗(yàn)。動(dòng)態(tài)實(shí)驗(yàn)共進(jìn)行了兩次跑車實(shí)驗(yàn):第一次跑車實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證多源信息融合導(dǎo)航系統(tǒng)在可見(jiàn)星大于3顆以上狀態(tài)下的導(dǎo)航性能;第二次跑車實(shí)驗(yàn)用于驗(yàn)證僅存在3顆星狀態(tài)下的導(dǎo)航性能。

3.1 跑車實(shí)驗(yàn)一

本次跑車實(shí)驗(yàn)歷時(shí)約35 min。采用高精度光纖組合導(dǎo)航系統(tǒng)作為基準(zhǔn)系統(tǒng)(光纖陀螺全溫零偏穩(wěn)定性小于0.1°/h,加表全溫零偏穩(wěn)定性小于0.2 mg),測(cè)試導(dǎo)航系統(tǒng)性能。

圖2是系統(tǒng)實(shí)驗(yàn)實(shí)物圖。圖3是可見(jiàn)衛(wèi)星的數(shù)量曲線。圖4是多源信息融合導(dǎo)航系統(tǒng)與光纖組合導(dǎo)航系統(tǒng)跑車路線。圖5是姿態(tài)角對(duì)比曲線,藍(lán)色實(shí)線為光纖組合導(dǎo)航系統(tǒng)測(cè)量的姿態(tài)角曲線,綠色虛線為多源信息融合導(dǎo)航系統(tǒng)測(cè)量的姿態(tài)角曲線(由于安裝原因,相比于光纖組合導(dǎo)航系統(tǒng)存在一定的安裝誤差角)。圖6是速度誤差曲線。圖7是位置誤差曲線。多源信息融合導(dǎo)航系統(tǒng)與光纖組合導(dǎo)航系統(tǒng)的導(dǎo)航信息誤差統(tǒng)計(jì)如表1所示。

圖2 系統(tǒng)實(shí)驗(yàn)實(shí)物圖

圖3 可見(jiàn)衛(wèi)星數(shù)曲線

圖4 運(yùn)動(dòng)軌跡曲線

圖5 姿態(tài)角對(duì)比曲線

由表1可以看出:可見(jiàn)星大于3顆時(shí),俯仰角誤差均值為-0.859 1°,橫滾角誤差均值為-0.076°,航向角誤差均值為0.830 1°;東速誤差均值為0.024 3 m/s,北速誤差均值為0.004 8 m/s,天向速度誤差均值為-0.035 m/s;經(jīng)度誤差均值為-3.711 3 m,緯度誤差均值為-0.219 1 m,高度誤差均值為4.954 4 m。由此說(shuō)明,文中設(shè)計(jì)的多源信息融合導(dǎo)航系統(tǒng)在大于3顆可見(jiàn)星的狀態(tài)下可以提供可靠的導(dǎo)航信息。

表1 導(dǎo)航信息誤差統(tǒng)計(jì)特性

圖6 速度誤差曲線

圖7 位置誤差曲線

3.2 跑車實(shí)驗(yàn)二

本次實(shí)驗(yàn)歷時(shí)30 min,任意選取3顆可見(jiàn)星進(jìn)行導(dǎo)航信息融合,實(shí)驗(yàn)結(jié)果為:

圖8是可見(jiàn)衛(wèi)星的數(shù)量曲線,綠色虛線表示跑車情況下正常的收星個(gè)數(shù);藍(lán)色實(shí)線表示實(shí)際使用的收星個(gè)數(shù)。圖9是跑車軌跡,綠色虛線表示多源信息融合導(dǎo)航系統(tǒng)跑車軌跡,紅色實(shí)線表示光纖組合導(dǎo)航系統(tǒng)跑車路線。圖10是姿態(tài)角對(duì)比曲線,藍(lán)色實(shí)線為光纖組合導(dǎo)航系統(tǒng)測(cè)量的姿態(tài)角曲線,綠色虛線為多源信息融合導(dǎo)航系統(tǒng)測(cè)量的姿態(tài)角曲線

(由于安裝原因,相比于光纖組合導(dǎo)航系統(tǒng)存在一定的安裝誤差角)。圖11是速度誤差曲線。圖12是位置誤差曲線。多源信息融合導(dǎo)航系統(tǒng)與光纖組合導(dǎo)航系統(tǒng)的導(dǎo)航信息誤差統(tǒng)計(jì)如表2所示。

圖8 可見(jiàn)衛(wèi)星數(shù)曲線

圖9 運(yùn)動(dòng)軌跡曲線

圖10 姿態(tài)角對(duì)比曲線

表2 導(dǎo)航信息誤差統(tǒng)計(jì)特性

圖11 速度誤差曲線

圖12 位置誤差曲線

由表2可以看出:可見(jiàn)星等于3顆時(shí),俯仰角誤差均值為-0.282 0°,橫滾角誤差均值為-0.294 7°,航向角誤差均值為1.460 4°;東速誤差均值為0.020 8 m/s,北速誤差均值為0.001 3 m/s,天向速度誤差均值為-0.029 m/s;經(jīng)度誤差均值為-4.924 3 m,緯度誤差均值為2.187 0 m,高度誤差均值為-8.812 6 m。由此說(shuō)明,文中設(shè)計(jì)的多源信息融合導(dǎo)航系統(tǒng)在僅有3顆可見(jiàn)星的情況下依然可以提供穩(wěn)定的導(dǎo)航信息。

4 結(jié)論

文中針對(duì)無(wú)人機(jī)平臺(tái),設(shè)計(jì)了基于MIMU/GPS/磁強(qiáng)計(jì)/氣壓高度計(jì)/空速傳感器的多源信息融合導(dǎo)航系統(tǒng)。通過(guò)多源信息融合技術(shù),實(shí)時(shí)估計(jì)系統(tǒng)誤差,完成系統(tǒng)校正。跑車實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明:設(shè)計(jì)的多源信息融合導(dǎo)航系統(tǒng)具有測(cè)量精度高、成本低、體積小的特點(diǎn),具有很好的工程應(yīng)用價(jià)值。

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