肖烈軍，包雯靜，高慶吉

1.內(nèi)蒙古工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，呼和浩特010051

2.中國(guó)民航大學(xué) 電子信息與自動(dòng)化學(xué)院，天津300300

信息物理融合是集控制、計(jì)算和通信為一體具有實(shí)時(shí)性和高性能的智能技術(shù)[1]。目前國(guó)內(nèi)外學(xué)者對(duì)信息物理融合展開(kāi)了一系列探索性研究，將信息物理融合與智能航空航天、智能交通和智能城市等相結(jié)合，解決信息物理融合系統(tǒng)（Cyber-Physical Systems，CPS）宏觀和微觀上的問(wèn)題。多無(wú)人機(jī)形成的網(wǎng)絡(luò)系統(tǒng)可構(gòu)成一個(gè)CPS系統(tǒng)，UAV網(wǎng)絡(luò)將從數(shù)據(jù)感知、信息交換、決策控制到最終執(zhí)行的閉環(huán)系統(tǒng)緊密集成到物理設(shè)備中[2]，實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)部件之間能夠通過(guò)對(duì)話合作完成相應(yīng)的控制任務(wù)。而實(shí)現(xiàn)多無(wú)人機(jī)的CPS各模塊的耦合，在于實(shí)現(xiàn)基于CPS的單無(wú)人機(jī)導(dǎo)航定位，即實(shí)現(xiàn)單元級(jí)無(wú)人機(jī)網(wǎng)絡(luò)（UAV network of Cell Level，UCL）系統(tǒng)[3]。UCL系統(tǒng)是將衛(wèi)星導(dǎo)航、慣性導(dǎo)航和圖像等信息融合控制進(jìn)行定位[4]，使得無(wú)人機(jī)導(dǎo)航更實(shí)時(shí)，定位更精準(zhǔn)，因此無(wú)人機(jī)是CPS應(yīng)用的重點(diǎn)領(lǐng)域之一。

針對(duì)在室內(nèi)、森林和城市中心等弱信號(hào)環(huán)境中保持連續(xù)導(dǎo)航定位精準(zhǔn)問(wèn)題，已有學(xué)者提出相應(yīng)的方法。文獻(xiàn)[5]采用SINS/GPS超緊組合方式對(duì)高靈敏度GPS信號(hào)進(jìn)行跟蹤，通過(guò)定位數(shù)據(jù)信息的融合，定位精度較高，在解決弱信號(hào)環(huán)境中的定位不精準(zhǔn)提供了良好思路。考慮長(zhǎng)航時(shí)廣闊領(lǐng)域連續(xù)飛行，無(wú)人機(jī)地面站建設(shè)不完備等問(wèn)題，相比動(dòng)態(tài)測(cè)量差分定位，精密單點(diǎn)定位（Precise Point Positioning，PPP）的機(jī)動(dòng)性更好，實(shí)現(xiàn)精密單點(diǎn)定位更能把差分定位精度提高[6]?；贑PS的OpenUAV虛擬仿真系統(tǒng)的出現(xiàn)[7]，為無(wú)人機(jī)研究提供了良好的開(kāi)源測(cè)試平臺(tái)，但其虛擬仿真系統(tǒng)還未與實(shí)際飛行測(cè)試相結(jié)合。同時(shí)連續(xù)導(dǎo)航定位也面臨著以下挑戰(zhàn)：超緊組合方式中導(dǎo)航衛(wèi)星的冗余問(wèn)題，若GPS信號(hào)出現(xiàn)衰減，僅有SINS進(jìn)行定位解算，必然導(dǎo)致定位漂移。PPP定位過(guò)程中會(huì)出現(xiàn)導(dǎo)航衛(wèi)星失星情況，對(duì)CPS架構(gòu)下的無(wú)人機(jī)導(dǎo)航定位系統(tǒng)具有較強(qiáng)的攻擊性。

針對(duì)上述挑戰(zhàn)，將CPS的理論與方法應(yīng)用于無(wú)人機(jī)組合定位系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)各種異構(gòu)資源（地面控制系統(tǒng)、無(wú)人機(jī)本體、傳感器、智能設(shè)備等）之間的深度融合[8]，同時(shí)研究組合導(dǎo)航模式的選擇并建立與實(shí)際場(chǎng)景接近的模型，構(gòu)建與OpenUAV類(lèi)似的Simulink虛擬無(wú)人機(jī)平臺(tái)，進(jìn)行在線操作并實(shí)現(xiàn)人在信息和物理系統(tǒng)中的決策和控制。通過(guò)仿真和NSS8000多星群模擬器模擬的虛擬衛(wèi)星導(dǎo)航電文信號(hào)的室內(nèi)飛行實(shí)驗(yàn)，得到正常和模擬特殊地區(qū)導(dǎo)航的失星情況下的位置信息，對(duì)比分析仿真和實(shí)驗(yàn)結(jié)果，表明該系統(tǒng)具有良好的魯棒性和安全可靠性。

1 CPS架構(gòu)下UTC定位系統(tǒng)設(shè)計(jì)

1.1 CPS旋翼無(wú)人機(jī)定位系統(tǒng)框架

結(jié)合旋翼無(wú)人機(jī)定位的特點(diǎn)，構(gòu)建了CPS旋翼無(wú)人機(jī)定位系統(tǒng)。系統(tǒng)核心在于人，信息系統(tǒng)和物理系統(tǒng)都是人在進(jìn)行決策與控制、數(shù)據(jù)信息的處理和物理現(xiàn)實(shí)系統(tǒng)的選擇與搭建。

1.1.1 建模與決策系統(tǒng)設(shè)計(jì)

在人這個(gè)環(huán)節(jié)中，需要建立虛擬無(wú)人機(jī)的模型并監(jiān)控飛行定位實(shí)驗(yàn)的人機(jī)交互界面。如圖1所示，對(duì)于決策監(jiān)督來(lái)說(shuō)，該層執(zhí)行監(jiān)控界面應(yīng)用程序，這些應(yīng)用程序可通過(guò)定義和修改任務(wù)參數(shù)進(jìn)行遠(yuǎn)程監(jiān)視和控制無(wú)人機(jī)；對(duì)于程序開(kāi)發(fā)來(lái)說(shuō)，這一層提供應(yīng)用程序編程接口，以便直接開(kāi)發(fā)無(wú)人機(jī)應(yīng)用程序，算法可以通過(guò)軟件在線升級(jí)加載到無(wú)人機(jī)上；此外，飛行實(shí)驗(yàn)的大數(shù)據(jù)分析所創(chuàng)建的綜合報(bào)告將為用戶提供有關(guān)無(wú)人機(jī)參數(shù)更新和操作維護(hù)。

圖1 面向CPS的旋翼無(wú)人機(jī)定位系統(tǒng)框架Fig.1 Framework of rotorcraft positioning system for CPS

1.1.2 信息融合系統(tǒng)構(gòu)建

根據(jù)先驗(yàn)信息進(jìn)行粗路徑規(guī)劃[9]，在巡航過(guò)程中，無(wú)人機(jī)通過(guò)機(jī)上的各種傳感器采集實(shí)時(shí)數(shù)據(jù)，包括外部信息（如BDS/GPS導(dǎo)航、SINS高度、風(fēng)速和氣壓）和內(nèi)部信息（如重心變化，電源能耗和運(yùn)行狀態(tài)）。利用嵌入式軟件對(duì)數(shù)據(jù)進(jìn)行融合和分析，并在信息網(wǎng)絡(luò)中進(jìn)行傳輸。其中，無(wú)人機(jī)向預(yù)定目的地飛行過(guò)程中，可自動(dòng)完成數(shù)據(jù)傳送操作。之后，數(shù)據(jù)處理與決策中將原始數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)化為信息和知識(shí)，特別是對(duì)于特殊地區(qū)定位的位置信息，通過(guò)組合導(dǎo)航方式的選擇和濾波算法的優(yōu)化等處理技術(shù)對(duì)采集的數(shù)據(jù)進(jìn)一步分析，從而反映無(wú)人機(jī)的當(dāng)前和未來(lái)狀態(tài)。

1.1.3 物理融合系統(tǒng)搭建

在物理系統(tǒng)層面上，構(gòu)建由SINS/BDS和GPS組成的多傳感器層、信息感知層和執(zhí)行機(jī)構(gòu)層。其中，信息感知需要飛控機(jī)載計(jì)算機(jī)來(lái)計(jì)算和融合信息，并且需要NSS8000多星群模擬器導(dǎo)航設(shè)備來(lái)提供未發(fā)射的衛(wèi)星虛擬導(dǎo)航電文，該設(shè)備也可以作為云衛(wèi)星導(dǎo)航電文發(fā)射并解算的平臺(tái)。在物理系統(tǒng)的執(zhí)行機(jī)構(gòu)層上，電機(jī)接收人決策后的信息和信息系統(tǒng)處理后的電信號(hào)，飛控通過(guò)調(diào)速以實(shí)現(xiàn)旋翼無(wú)人機(jī)的俯仰、偏航、起飛和降落。

1.2 定位位置解算基本原理

為了提高旋翼無(wú)人機(jī)定位解算精度，無(wú)人機(jī)衛(wèi)星定位采用偽距PPP定位，同時(shí)高程采用三階阻尼通道算法，以減少位置解算過(guò)程中帶來(lái)的誤差。

1.2.1 衛(wèi)星偽距計(jì)算

GPS衛(wèi)星的導(dǎo)航信號(hào)包括三個(gè)分量：載波信號(hào)、測(cè)距碼和導(dǎo)航電文。導(dǎo)航電文是衛(wèi)星以二進(jìn)制碼的形式發(fā)送給用戶的導(dǎo)航定位數(shù)據(jù)，包括衛(wèi)星工作狀態(tài)信息、衛(wèi)星星歷、衛(wèi)星鐘差校正參數(shù)等內(nèi)容。傳統(tǒng)的導(dǎo)航電文[10]信息同時(shí)在C/A碼和兩個(gè)P（Y）碼信號(hào)上廣播，詳細(xì)描述參考GPS的ICD/IS文檔[11-12]與BDS公開(kāi)服務(wù)性能規(guī)范[13]。結(jié)合上述衛(wèi)星導(dǎo)航電文概述，BDS和GPS信號(hào)結(jié)構(gòu)特性如表1所示。

表1 BDS和GPS信號(hào)結(jié)構(gòu)特性總結(jié)Table 1 Summary of structural characteristics of BDS and GPS signals

衛(wèi)星導(dǎo)航基本原理的核心是信號(hào)通道部分進(jìn)行搜索、牽引并跟蹤衛(wèi)星，對(duì)導(dǎo)航電文數(shù)據(jù)實(shí)行解擴(kuò)、解調(diào)，得到導(dǎo)航電文后進(jìn)行偽距、載波相位及多普勒頻移測(cè)量。根據(jù)文獻(xiàn)[10，14]可以得到偽距定位基本方程是：

其中，ρ?是偽距。通過(guò)導(dǎo)航電文可得cI電離層誤差，cT對(duì)流層誤差，δt()s衛(wèi)星鐘差。δtu是接收機(jī)時(shí)鐘與BDT/GPST時(shí)間差，ε為多路徑效應(yīng)等誤差總和，r是接收機(jī)與衛(wèi)星之間真實(shí)距離。

根據(jù)式（1）可以得到BDS校正后ρC偽距方程式與GPS校正后ρW偽距方程式（2）：

大部分BDS和GPS誤差經(jīng)過(guò)式（2）校正后，仍有隨機(jī)誤差，可以等效為時(shí)鐘誤差。用cδtu時(shí)鐘偏置等效距離和cδtru時(shí)鐘漂移距離變化率以建立的BDS和GPS誤差狀態(tài)方程可表示為：

其中Tru為相關(guān)時(shí)間，wu、wru為白噪聲。

同時(shí)GPS接收機(jī)可能會(huì)接收到欺騙信號(hào)，其原因是由于太空到地面遠(yuǎn)距傳播，信號(hào)衰減，或地面GPS模擬器信號(hào)覆蓋真正的GPS衛(wèi)星單向廣播信號(hào)。為模擬出失星下的定位情況，采用禁飛區(qū)位置定位欺騙方式，衛(wèi)星信號(hào)中加入偽距誤差進(jìn)而模擬失星情況下定位。

1.2.2 高度解算基本原理

通過(guò)導(dǎo)航衛(wèi)星解算高度信息得到的誤差太大，為了求解SINS高度通道，可以通過(guò)氣壓計(jì)或設(shè)定常值以獲得高度信息與SINS進(jìn)行高度解算。為了提高定位精度，采用三階阻尼高度通道算法，原理圖如圖2所示。

圖2 三階阻尼高度通道原理圖Fig.2 Schematic of the third-order damping height channel

高度解算狀態(tài)方程：

式中，K4取0.5~0.8，其中ωs為舒勒頻率。其他參數(shù)求解詳見(jiàn)式（5）所示：

通過(guò)上述分析可得到SINS解算出的三維坐標(biāo)，為后續(xù)SINS解算導(dǎo)航算法和誤差分析建模提供數(shù)學(xué)模型。

1.3 超緊組合導(dǎo)航定位系統(tǒng)

超緊組合算法原理與緊組合（Tightly Coupled，TC）算法相似[15]，但是UTC算法重點(diǎn)利用SINS輸出的速率信息來(lái)輔助BDS、GPS的跟蹤環(huán)路。SINS輔助方法原理是將SINS計(jì)算得到的偽距率與跟蹤環(huán)的環(huán)路濾波器輸出相加，送入載波NCO（數(shù)控振蕩器）或碼NCO。在UTC定位系統(tǒng)上采用接收機(jī)可自主完好的自檢監(jiān)測(cè)方法和SINS輔助BDS/GPS完好的互檢監(jiān)測(cè)方法，在系統(tǒng)發(fā)生任何故障或者誤差超限時(shí)，兩種完好性監(jiān)測(cè)方法可向使用導(dǎo)航定位的用戶及時(shí)發(fā)出告警。

雖然BDS和GPS系統(tǒng)的衛(wèi)星數(shù)量、運(yùn)行軌道和工作參數(shù)方面存在差異，但BDS作為微波遙感的信號(hào)源，其結(jié)構(gòu)、L波段頻率、信號(hào)功率等方面與GPS相當(dāng)接近[16]。因此在CPS信息融合架構(gòu)搭建過(guò)程中，UTC算法既能滿足實(shí)時(shí)性要求，也能夠進(jìn)行BDS和GPS多系統(tǒng)信號(hào)源的兼容使用。一方面UTC算法利用BDS、GPS定位信息對(duì)SINS校正，控制SINS誤差隨時(shí)間的累積，從而提高SINS的導(dǎo)航精度；另一方面，利用SINS信息來(lái)輔助BDS、GPS信號(hào)跟蹤環(huán)路，可消除無(wú)人機(jī)機(jī)動(dòng)所引起的動(dòng)態(tài)跟蹤誤差。BDS和GPS共同對(duì)SINS進(jìn)行雙向輔助導(dǎo)航，同時(shí)通過(guò)濾波器進(jìn)行狀態(tài)估計(jì)，以提高定位精度和滿足實(shí)時(shí)性要求。

為滿足CPS系統(tǒng)的決策過(guò)程和解算過(guò)程周期快，實(shí)時(shí)性好，UTC系統(tǒng)采用聯(lián)邦式輸出反饋校正間接濾波方式進(jìn)行輸出校正[17]。如圖3所示，SINS導(dǎo)航參數(shù)輸出是整個(gè)系統(tǒng)的導(dǎo)航信息輸出，濾波器采用聯(lián)邦濾波結(jié)構(gòu)，兩種衛(wèi)星導(dǎo)航都采用子濾波器進(jìn)行一級(jí)濾波，主濾波器對(duì)子濾波器輸出進(jìn)行二次濾波，一方面提高系統(tǒng)的定位精度，另一方面在BDS或GPS失星情況下對(duì)另外一個(gè)系統(tǒng)不產(chǎn)生較大系統(tǒng)誤差。

圖3 基于聯(lián)邦濾波的BDS/GPS/SINS超緊組合模式原理圖Fig.3 UTC mode schematic diagram of the BDS/GPS/SINS based on federated filter structure

因此SINS系統(tǒng)輸出的位置、速度信息與衛(wèi)星給出的星歷數(shù)據(jù)進(jìn)行解算得到偽距ρSINS和偽距率ρ?SINS，再分別和BDS測(cè)量的ρBDS和ρ?BDS與GPS測(cè)量的ρGPS和ρ?GPS作差依次作為非線性子濾波器1和非線性子濾波器2的輸入，二者經(jīng)過(guò)主濾波器優(yōu)化后得到SINS系統(tǒng)的狀態(tài)誤差值，再將誤差值反饋到SINS系統(tǒng)，對(duì)位置信息進(jìn)行輸出校正。圖4給出濾波前后的位置坐標(biāo)誤差，濾波后誤差較小，基本在0.3 m范圍內(nèi)，符合實(shí)際工程要求。

圖4 無(wú)人機(jī)定位坐標(biāo)濾波前后誤差對(duì)比Fig.4 Comparison of rotorcraft positioning error before and after filtering

2 旋翼無(wú)人機(jī)定位模型構(gòu)建與仿真

式中：

根據(jù)系統(tǒng)式（6）和傳遞函數(shù)式（7），需保證閉環(huán)系統(tǒng)內(nèi)部穩(wěn)定，則要求：(A,B2)能穩(wěn)定，(C2,A)能檢測(cè)；D12=

在Simulink中構(gòu)建旋翼無(wú)人機(jī)定位模型，方框結(jié)構(gòu)如圖5所示，其中正?；蚴窍翨DS/GPS偽距信息和姿態(tài)解算信息進(jìn)行位置信息融合，經(jīng)過(guò)圖5所示的UTC結(jié)構(gòu)反饋給無(wú)人機(jī)SINS中得到輸出姿態(tài)信息。無(wú)人機(jī)經(jīng)過(guò)UTC結(jié)構(gòu)濾波算法和PID自動(dòng)調(diào)節(jié)控制，姿態(tài)角、水平位置和高度控制達(dá)到預(yù)期效果。在滿足濾波算法的適用性和計(jì)算強(qiáng)度下，反饋調(diào)節(jié)PID以滿足定位精度要求。正常或失星下BDS/GPS偽距坐標(biāo)與姿態(tài)解算的三維坐標(biāo)進(jìn)入聯(lián)邦式濾波UTC進(jìn)行坐標(biāo)信息融合，再由無(wú)人機(jī)飛控解算得到定位坐標(biāo)。

圖5 無(wú)人機(jī)定位模型方框圖Fig.5 Block diagram of rotorcraft positioning model

圖6 （a）給出無(wú)人機(jī)動(dòng)力學(xué)模型結(jié)構(gòu)，同時(shí)也作為虛擬環(huán)境下的機(jī)體結(jié)構(gòu)。在實(shí)現(xiàn)飛行高度控制中，采用Simulink庫(kù)中自帶的PID模塊進(jìn)行PID參數(shù)自動(dòng)調(diào)節(jié)控制，從而實(shí)現(xiàn)初步的魯棒性和快速性要求。圖6（b）給出6個(gè)電機(jī)基本控制邏輯，通過(guò)PID反饋?zhàn)詣?dòng)調(diào)節(jié)以實(shí)現(xiàn)無(wú)人機(jī)的俯仰、偏航、滾轉(zhuǎn)的姿態(tài)控制，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)無(wú)人機(jī)的高度（爬升、降落）、前進(jìn)、左滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)和右滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)4種飛行模式。

圖6 無(wú)人機(jī)動(dòng)力學(xué)控制模型Fig.6 Dynamics control model of rotorcraft

根據(jù)上述建立的Simulink無(wú)人機(jī)動(dòng)力學(xué)模型，實(shí)驗(yàn)采用游移方位坐標(biāo)系作為導(dǎo)航坐標(biāo)系進(jìn)行仿真，仿真時(shí)間設(shè)置為50 s，無(wú)人機(jī)飛行速度為0.8 m/s，高度懸停在1.2 m，該設(shè)置能滿足無(wú)人機(jī)室內(nèi)定位實(shí)驗(yàn)的環(huán)境條件。仿真結(jié)果和預(yù)期結(jié)果對(duì)比分析，從而不斷修正PID參數(shù)并改進(jìn)濾波算法計(jì)算量的設(shè)置。圖7給出，姿態(tài)角的期望值、仿真值、期望和仿真誤差對(duì)比分析、無(wú)人機(jī)飛行時(shí)高度控制仿真結(jié)果。

圖7 仿真結(jié)果和期望值對(duì)比圖Fig.7 Comparison of simulation results and expected values

同時(shí)，根據(jù)無(wú)人機(jī)動(dòng)力學(xué)仿真分析，得到無(wú)人機(jī)在飛行過(guò)程中在x軸和y軸方向的定位位置精度結(jié)果，結(jié)果顯示仿真定位精度達(dá)到1.5 m±0.3 m。在水平定位精度上，通過(guò)兩個(gè)坐標(biāo)軸的坐標(biāo)合成得到圖8中無(wú)人機(jī)水平運(yùn)動(dòng)軌跡。

圖8 六旋翼水平運(yùn)動(dòng)軌跡合成圖Fig.8 Diagram of six-rotor horizontal trajectory synthesis

通過(guò)Simulink仿真和數(shù)學(xué)建模分析研究表明，六旋翼在飛行過(guò)程中定高飛行穩(wěn)定，并且在降落過(guò)程的最后0.4 s中高度值小于0，這符合實(shí)際實(shí)驗(yàn)中由六旋翼降落所帶來(lái)的慣性結(jié)果，達(dá)到CPS架構(gòu)下的虛擬環(huán)境和真實(shí)環(huán)境的耦合。其次，為了使無(wú)人機(jī)運(yùn)動(dòng)過(guò)程中的定位精度和魯棒性達(dá)到預(yù)期效果，在仿真實(shí)驗(yàn)中考慮了實(shí)際實(shí)驗(yàn)會(huì)出現(xiàn)數(shù)據(jù)傳輸?shù)难舆t性和飛控解算計(jì)算量大的問(wèn)題，從而可縮小仿真實(shí)驗(yàn)和實(shí)物實(shí)驗(yàn)定位精度的差距。通過(guò)SolidWorks構(gòu)建的無(wú)人機(jī)動(dòng)態(tài)模型導(dǎo)入Simulink中進(jìn)行仿真，仿真過(guò)程中容易出現(xiàn)數(shù)據(jù)丟失或者解算精度下降的情況，導(dǎo)致定位仿真界面顯示非預(yù)期結(jié)果，因此需對(duì)算法解算的精度進(jìn)行不斷優(yōu)化。表2給出無(wú)人機(jī)定位實(shí)驗(yàn)中波動(dòng)較小的數(shù)據(jù)，所以x軸和y軸的坐標(biāo)是重點(diǎn)濾波和控制的對(duì)象。

表2 采集數(shù)據(jù)中的常值數(shù)據(jù)Table 2 Constant data in data collection

3 虛擬電文下無(wú)人機(jī)室內(nèi)定位實(shí)驗(yàn)

為了解決特殊地區(qū)長(zhǎng)時(shí)間導(dǎo)航定位和組合導(dǎo)航的冗余問(wèn)題，采用靜動(dòng)態(tài)精密單點(diǎn)偽距絕對(duì)定位，以滿足無(wú)人機(jī)飛行時(shí)的定位實(shí)時(shí)性以及精度要求。首先對(duì)設(shè)備進(jìn)行實(shí)驗(yàn)室測(cè)試和車(chē)載實(shí)驗(yàn)，再進(jìn)行室內(nèi)定位飛行實(shí)驗(yàn)。實(shí)驗(yàn)室測(cè)試和車(chē)載實(shí)驗(yàn)是室內(nèi)定位飛行實(shí)驗(yàn)的基礎(chǔ)，能較好地驗(yàn)證算法的可行性；其中，車(chē)載實(shí)驗(yàn)可以觀測(cè)濾波后的數(shù)據(jù)，該數(shù)據(jù)可作為機(jī)動(dòng)性強(qiáng)的六旋翼室內(nèi)定位飛行實(shí)驗(yàn)的參考。

飛行實(shí)驗(yàn)在接收NSS8000多星群模擬器發(fā)射出的衛(wèi)星導(dǎo)航電文下進(jìn)行室內(nèi)定位。衛(wèi)星信號(hào)由NSS8000多星群模擬器提供，發(fā)射的覆蓋區(qū)范圍為半徑10 m區(qū)域。NSS8000多星群模擬設(shè)備內(nèi)置5個(gè)板卡，能同時(shí)發(fā)射表1中標(biāo)注的5種信號(hào)（其中1種為北斗保密碼）。圖9給出無(wú)人機(jī)飛行實(shí)驗(yàn)監(jiān)控圖。

圖9 無(wú)人機(jī)降落主視監(jiān)控圖Fig.9 Main monitoring chart of rotorcraft landing

為了測(cè)試室內(nèi)的發(fā)射模擬衛(wèi)星信號(hào)與實(shí)際特殊地區(qū)（室內(nèi)、森林和城市中心等）接收的衛(wèi)星信號(hào)的相似度，通過(guò)手機(jī)APP軟件：GPS測(cè)試和北斗教儀，兩個(gè)軟件同時(shí)測(cè)試模擬的衛(wèi)星信號(hào)進(jìn)而實(shí)現(xiàn)無(wú)人機(jī)定位。圖10顯示測(cè)試定位過(guò)程中衛(wèi)星的參數(shù)，結(jié)果表明室外真實(shí)衛(wèi)星導(dǎo)航電文參數(shù)與NSS8000設(shè)備發(fā)射的虛擬導(dǎo)航電文參數(shù)相似度達(dá)到97%以上。

圖10 GPS/BDS虛擬衛(wèi)星信號(hào)手機(jī)接收情況Fig.10 Reception of GPS/BDS virtual satellite signal

圖11 給出CPS架構(gòu)中人操控環(huán)節(jié)的人機(jī)交互監(jiān)控界面，該界面可以選擇衛(wèi)星的數(shù)量和關(guān)閉某種類(lèi)型的衛(wèi)星進(jìn)行定位，界面還可顯示虛擬和現(xiàn)實(shí)機(jī)體的高度等飛行參數(shù)信息，對(duì)其實(shí)時(shí)監(jiān)控。UTC組合導(dǎo)航中會(huì)出現(xiàn)信號(hào)衰減從而導(dǎo)致失星，同時(shí)在衛(wèi)星信號(hào)強(qiáng)的區(qū)域定位會(huì)出現(xiàn)欺騙性干擾從而導(dǎo)致失星。通過(guò)車(chē)載實(shí)驗(yàn)和測(cè)試定位過(guò)程中衛(wèi)星的參數(shù)分析，室內(nèi)的發(fā)射模擬衛(wèi)星信號(hào)與實(shí)際特殊地區(qū)（室內(nèi)、森林和城市中心等）接收的衛(wèi)星信號(hào)高度相似。在實(shí)際定位過(guò)程中，失星的隨機(jī)信號(hào)很難以參數(shù)進(jìn)行定量化。因此，通過(guò)在y軸方向上添加偽距誤差，主要在人機(jī)交互界面中NSS8000多星群模擬器加入高斯噪聲，進(jìn)而改變偽距和偽距率的值，達(dá)到偽距誤差信息加入導(dǎo)航電文中的效果，從而間接模擬出衛(wèi)星異常的特殊情況。

圖11 人機(jī)交互界面圖Fig.11 Human-computer interaction interface

無(wú)人機(jī)在衛(wèi)星正常情況下定位實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)詳見(jiàn)表3，表中給出定位精度和實(shí)時(shí)位置信息。通過(guò)無(wú)人機(jī)在BDS/GPS正常下定位實(shí)驗(yàn)可看出，定位精度在1.5 m±0.5 m的范圍。

表3 無(wú)人機(jī)虛擬衛(wèi)星定位實(shí)驗(yàn)坐標(biāo)數(shù)據(jù)（部分）Table3 Coordinate data of rotorcraft virtual satellite positioning experiment（partial data）

由表3可得，在y軸定位上加入GPS偽距誤差，定位偏差將會(huì)增大。然而，在聯(lián)邦濾波器結(jié)構(gòu)中有BDS定位的冗余，所以在定位過(guò)程中x軸變化較小，結(jié)果表明定位精度在1.8 m±0.6 m范圍。同理，在BDS導(dǎo)航電文中加入偽距誤差，結(jié)果顯示比GPS失星下定位精度更高，定位精度在1.6 m±0.8 m范圍。進(jìn)一步地，同時(shí)在BDS和GPS導(dǎo)航電文中加入偽距誤差，結(jié)果顯示定位精度下降，定位精度在2.0 m±0.5 m范圍。圖12給出BDS或GPS失星和正常的對(duì)比分析圖，從表3中得雙星正常下定位數(shù)據(jù)最高定位精度在1.0 m，與正常情況相比，GPS失星下最高精度低0.2 m，BDS失星下最高精度高0.2 m，這是由于雙星正常下冗余程度所帶來(lái)的解算誤差。但從整體上看，雙星正常下的定位精度較高，同時(shí)本實(shí)驗(yàn)無(wú)論在衛(wèi)星正?；蛘呤乔闆r下，定位精度都能在2.0 m±0.5 m范圍內(nèi)。

圖12 四種定位情況對(duì)比圖Fig.12 Comparison of four positioning situations

4 結(jié)束語(yǔ)

針對(duì)在特殊地區(qū)連續(xù)導(dǎo)航和組合導(dǎo)航冗余技術(shù)的難題，本文提出基于CPS架構(gòu)的旋翼無(wú)人機(jī)定位方案，采用聯(lián)邦式濾波的BDS/GPS/SINS超緊組合導(dǎo)航結(jié)構(gòu)進(jìn)行魯棒性建模，通過(guò)虛擬定位仿真實(shí)驗(yàn)和室內(nèi)定位飛行實(shí)驗(yàn)，失星下定位精度都能達(dá)到2.0 m±0.5 m范圍，結(jié)果表明該系統(tǒng)具有較強(qiáng)的魯棒性和安全可靠性。該方案較于傳統(tǒng)的無(wú)人機(jī)定位方案創(chuàng)新性體現(xiàn)在：

（1）采用基于信息物理融合系統(tǒng)架構(gòu)搭建了與實(shí)物尺寸比例接近的虛擬旋翼無(wú)人機(jī)平臺(tái)，完成了以人-信息系統(tǒng)-物理系統(tǒng)相結(jié)合的旋翼無(wú)人機(jī)虛擬仿真實(shí)驗(yàn)和室內(nèi)定位飛行實(shí)驗(yàn)，從而驗(yàn)證了基于CPS架構(gòu)下旋翼無(wú)人機(jī)定位的有效性。

（2）針對(duì)特殊地區(qū)連續(xù)導(dǎo)航的問(wèn)題，通過(guò)關(guān)閉某個(gè)BDS/GPS衛(wèi)星的虛擬導(dǎo)航電文信號(hào)或加入偽距誤差的欺騙信號(hào)，都有較高的定位精度，進(jìn)而增加了組合導(dǎo)航的冗余度，提高了定位系統(tǒng)的魯棒性。

本文提出的CPS架構(gòu)下旋翼無(wú)人機(jī)定位是無(wú)人機(jī)導(dǎo)航控制的初步應(yīng)用，如何提高信息系統(tǒng)數(shù)據(jù)處理的實(shí)時(shí)性，仍是未來(lái)面向CPS架構(gòu)的無(wú)人機(jī)導(dǎo)航控制技術(shù)難點(diǎn)。