無人機(jī)捷聯(lián)慣性/全光自主組合導(dǎo)航系統(tǒng)研究

楊春雷

（中國科學(xué)院長春光學(xué)精密機(jī)械與物理研究所，長春130033）

無人機(jī)捷聯(lián)慣性/全光自主組合導(dǎo)航系統(tǒng)研究

楊春雷

（中國科學(xué)院長春光學(xué)精密機(jī)械與物理研究所，長春130033）

針對無人機(jī)自主導(dǎo)航的應(yīng)用需求，分析了星光敏感器和圖像視覺導(dǎo)航單元各自性能并進(jìn)行組合，構(gòu)建了全光導(dǎo)航系統(tǒng)；再在傳統(tǒng)組合導(dǎo)航基礎(chǔ)上，與捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)進(jìn)行耦合，構(gòu)建了捷聯(lián)慣性/全光自主組合導(dǎo)航系統(tǒng)，確保在常規(guī)狀態(tài)下可實(shí)現(xiàn)高精度導(dǎo)航；同時對無衛(wèi)星定位系統(tǒng)支持狀態(tài)下的捷聯(lián)慣性/全光組合導(dǎo)航系統(tǒng)的導(dǎo)航定位能力進(jìn)行了性能仿真測試；通過測試驗(yàn)證了在非常規(guī)狀態(tài)下，無人機(jī)可獨(dú)立依靠捷聯(lián)慣性/全光導(dǎo)航系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)自主導(dǎo)航，克服衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)失效等問題完成各項(xiàng)任務(wù)。

組合導(dǎo)航系統(tǒng)；無人機(jī)；自主；捷聯(lián)慣導(dǎo)；全光導(dǎo)航

現(xiàn)代化戰(zhàn)爭對于無人機(jī)性能的需求越來越高，傳統(tǒng)被動感知的組合導(dǎo)航過于依賴外部的地面和空中導(dǎo)航設(shè)備（GPS、BD等）而易受環(huán)境和敵方干擾，在未來信息戰(zhàn)爭中將處于劣勢地位［1］。隨著人工智能和信息技術(shù)的快速發(fā)展，為進(jìn)一步提高無人機(jī)生存和自主作戰(zhàn)能力，需要無人機(jī)能夠更加獨(dú)立自主地感知環(huán)境并完成導(dǎo)航任務(wù)［2-3］。因此，近年來各國均在傳統(tǒng)組合導(dǎo)航基礎(chǔ)上繼續(xù)發(fā)展各類自主導(dǎo)航系統(tǒng)，特別是捷聯(lián)慣性/星光自主導(dǎo)航等系統(tǒng)以其出色的抗干擾性和自主智能性能而得到廣泛研究［4-6］。

而隨著計(jì)算機(jī)視覺、光學(xué)系統(tǒng)設(shè)計(jì)與攝像測量的交叉發(fā)展，在原有星光導(dǎo)航的基礎(chǔ)上，基于視覺信息的全光自主導(dǎo)航技術(shù)也成為一個新的研究熱點(diǎn)［7］。全光自主導(dǎo)航系統(tǒng)利用機(jī)載光電探測設(shè)備實(shí)時感知周邊環(huán)境信息，通過星敏感器進(jìn)行觀測定位［8］，再結(jié)合視覺導(dǎo)航技術(shù)與當(dāng)前組合導(dǎo)航系統(tǒng)進(jìn)行深耦合，實(shí)現(xiàn)全天候、高精度、高可靠自主飛行，且可以不依賴于地面和空中外部導(dǎo)航設(shè)備，在電子對抗和提高自主化程度方面具有較大優(yōu)越性。

在綜合上述成果的基礎(chǔ)上，本文進(jìn)一步研究了捷聯(lián)慣性/全光組合導(dǎo)航系統(tǒng)，使其在常規(guī)環(huán)境下與傳統(tǒng)組合導(dǎo)航進(jìn)行耦合，確保高精度導(dǎo)航；在衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)失效的狀態(tài)下，依靠主動感知進(jìn)行獨(dú)立自主導(dǎo)航，并對該導(dǎo)航效果進(jìn)行了仿真分析。

1 全光組合導(dǎo)航

全光導(dǎo)航（all optic navigation system，AONS）一直被視為最優(yōu)發(fā)展的導(dǎo)航技術(shù)之一。20世紀(jì)60年代出現(xiàn)了高精度的星體自動跟蹤設(shè)備，能在白天觀測三等星、夜晚觀測七等星，并帶有自動尋星、搜索和跟蹤等功能，其精度較高，能跟蹤多顆恒星，并對磁場不敏感，因而在80年代衛(wèi)星定位技術(shù)成熟之前是最為常用的導(dǎo)航方式之一。但由于當(dāng)時軟硬件技術(shù)的不成熟，該技術(shù)的發(fā)展受到了很大限制。隨著新世紀(jì)現(xiàn)代化信息戰(zhàn)爭的到來和圖像處理軟硬件技術(shù)的高速發(fā)展，星光導(dǎo)航系統(tǒng)由于其自主隱蔽等優(yōu)勢又重新成為了導(dǎo)航發(fā)展的熱點(diǎn)，同時圖像處理技術(shù)也日趨成熟。本文在綜合分析研究星光導(dǎo)航的基礎(chǔ)上，通過引入雙目視覺定位導(dǎo)航系統(tǒng)，構(gòu)建了可獲得高精度的全光導(dǎo)航系統(tǒng)，并與慣導(dǎo)系統(tǒng)相結(jié)合，實(shí)現(xiàn)自主導(dǎo)航功能。

1.1 星光導(dǎo)航

星光導(dǎo)航（celestial navigation system，CNS）是通過對星體的觀測數(shù)據(jù)來獲取載體的姿態(tài)和位置，相對于地球慣性坐標(biāo)系（earth inertial coordinate，EIC），恒星運(yùn)動緩慢，因此在地球慣性坐標(biāo)系中恒星是視為靜止的。依據(jù)載體測量的星光矢量即可計(jì)算出飛行器相對于觀測星的角度，如圖1所示。

圖1 地球慣性系下星光矢量分量

進(jìn)而可計(jì)算出飛行器的姿態(tài)角，從而實(shí)現(xiàn)載體定位，其在地球慣性系中的位置為

式（1）中：RA為恒星赤道經(jīng)度，DE為赤道緯度。在飛行器載體坐標(biāo)系中，星光矢量可以通過從地球慣性系到載體測量坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換矩陣來實(shí)現(xiàn)，即

根據(jù)上述式子及圖1所示的坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換間關(guān)系，從地球慣性坐標(biāo)系到導(dǎo)航坐標(biāo)系（選取地理坐標(biāo)系）的坐標(biāo)變換矩陣如式（3）所示

式（3）中：tG=tG0+ωiet；tG0是格林尼治時間角；λe0是格林尼治地理經(jīng)度；λe為當(dāng)前時刻的地理經(jīng)度；Le是當(dāng)前時刻的地理緯度；ωie是地球的自轉(zhuǎn)角速度，通常取72.921 15 μrad/s。

1.2 雙目視覺定位導(dǎo)航

雙目視覺定位導(dǎo)航系統(tǒng)是通過兩個相機(jī)通過特征提取，獲得同一目標(biāo)并進(jìn)行同步計(jì)算工作的，它不需要激光測距儀或其他測距裝置，根據(jù)三角測距原理［9］來測定距離的。取兩個圖像定位系統(tǒng)中的某一個的攝像機(jī)鏡頭中心為原點(diǎn)建立地面坐標(biāo)系，坐標(biāo)系的x軸上安裝另一個圖像定位系統(tǒng)，設(shè)兩個圖像定位系統(tǒng)的相機(jī)鏡頭中心的距離為s。兩個視覺定位系統(tǒng)分別獨(dú)立工作，將各自測得相對俯仰角和方位角進(jìn)行綜合，并根據(jù)相機(jī)間軸距，計(jì)算目標(biāo)相對于相機(jī)的位置。雙目視覺定位導(dǎo)航的空間定位原理如圖2所示。

圖2 雙目視覺導(dǎo)航定位原理圖

圖2中A點(diǎn)為定位特征所在的位置，o1o2=s，α1，α2，β1，β2可結(jié)合星光導(dǎo)航信息，從兩個視覺定位系統(tǒng)中通過圖像標(biāo)定而直接獲取。結(jié)合圖2和標(biāo)定算法，無人機(jī)雙目視覺定位算法其對應(yīng)的求解過程如下

可得

從而可以得到導(dǎo)航參數(shù)

通過上述公式，即可計(jì)算出無人機(jī)的空間位置，再配合星光導(dǎo)航提供的信息即可實(shí)現(xiàn)無人機(jī)全光導(dǎo)航。

2 捷聯(lián)慣導(dǎo)/全光組合導(dǎo)航

雖然全光導(dǎo)航可在理論上完成自主導(dǎo)航任務(wù)，但其精度仍受天氣等影響，需要與捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)進(jìn)行耦合，以提高精度和適應(yīng)性。捷聯(lián)慣導(dǎo)/全光組合導(dǎo)航系統(tǒng)的基本原理，就是將已知星體相對于理想?yún)⒖枷档慕嵌韧ㄟ^處理得到的計(jì)算值與實(shí)際星敏儀的測量值進(jìn)行比較，取其差值作為組合導(dǎo)航系統(tǒng)誤差的觀測值，并以此對慣導(dǎo)系統(tǒng)進(jìn)行修正，同時利用雙目視覺定位信息與姿態(tài)轉(zhuǎn)換矩陣進(jìn)行耦合，進(jìn)而提高導(dǎo)航的精度。本文捷聯(lián)慣導(dǎo)/全光組合導(dǎo)航系統(tǒng)使用星光導(dǎo)航系統(tǒng)的主要目的是利用星光信息測量平臺坐標(biāo)系OXaYaZa相對于導(dǎo)航坐標(biāo)系OXiYiZi的姿態(tài)失準(zhǔn)角（φx，φy，φz），其作用相當(dāng)于一個漂移很小的穩(wěn)定陀螺，而使用雙目定位信息并與慣導(dǎo)進(jìn)行耦合則可進(jìn)一步提高獲取的位姿精度，該系統(tǒng)架構(gòu)如圖3所示。

圖3 捷聯(lián)慣導(dǎo)/全光組合導(dǎo)航系統(tǒng)架構(gòu)框圖

當(dāng)飛行器所攜帶的全光導(dǎo)航系統(tǒng)在有效視場范圍內(nèi)成功將導(dǎo)航星及定位特征點(diǎn)進(jìn)行捕獲，并經(jīng)星光及歷史信息圖像識別之后，即可通過定位算法獲取當(dāng)前的導(dǎo)航星光矢量，該導(dǎo)航星光矢量特征可表示為

理論星光矢量觀測值為

理論值ps與實(shí)際觀測值rs之間的偏差為：

依據(jù)實(shí)際觀測矢量與理論矢量之差，可以推導(dǎo)出姿態(tài)失準(zhǔn)角φ，其中，［rn×］是由rn的分量所構(gòu)成的反對稱矩陣。在坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣中，n'代表計(jì)算得到的平臺坐標(biāo)系，與由真實(shí)姿態(tài)角得到的姿態(tài)轉(zhuǎn)換矩陣（即捷聯(lián)矩陣）之間存在偏差，n系與n'系的轉(zhuǎn)換關(guān)系由得到。

再將組合導(dǎo)航濾波器的狀態(tài)向量經(jīng)過Kalman濾波處理，并考慮星敏儀安裝矩陣即可實(shí)現(xiàn)捷聯(lián)慣導(dǎo)與全光導(dǎo)航的組合。

3 仿真測試

根據(jù)無人機(jī)自主導(dǎo)航的需求，在無衛(wèi)星定位系統(tǒng)的基礎(chǔ)上，設(shè)置相應(yīng)的仿真初始條件，隨機(jī)設(shè)置對應(yīng)的初始姿態(tài)角誤差Δθ（0），Δψ（0），Δγ（0）在［-1'～1'］范圍內(nèi)；隨機(jī)設(shè)置對應(yīng)的初始位置誤差ΔX（0），ΔY（0），ΔZ（0）在［-10 m～10 m］范圍內(nèi)，并結(jié)合規(guī)劃航跡和視景仿真系統(tǒng)選取一條按周期機(jī)動變化的載體模擬運(yùn)動軌跡對本文捷聯(lián)慣性/全光導(dǎo)航系統(tǒng)進(jìn)行仿真測試，結(jié)果如圖4、圖5所示。

圖4 捷聯(lián)慣導(dǎo)/全光組合導(dǎo)航姿態(tài)誤差仿真測試結(jié)果

圖5 捷聯(lián)慣導(dǎo)/全光組合導(dǎo)航位置誤差仿真測試結(jié)果

由圖4、圖5可見，將所得姿態(tài)及位置估計(jì)曲線與理論軌跡進(jìn)行對比，對應(yīng)的姿態(tài)失準(zhǔn)角穩(wěn)態(tài)誤差一般在±0.3'左右，對應(yīng)的位置穩(wěn)態(tài)誤差在±5 m以內(nèi)，且收斂速度較快，能夠滿足無人機(jī)自主導(dǎo)航系統(tǒng)的需求。

4 結(jié)論

本文首先分析了現(xiàn)代無人機(jī)對自主導(dǎo)航的發(fā)展以及需求；之后，在傳統(tǒng)星光導(dǎo)航的架構(gòu)上，引入了雙目視覺感知定位系統(tǒng)，并將上述兩者進(jìn)行組合，構(gòu)建了全光組合導(dǎo)航系統(tǒng)；在此基礎(chǔ)上，分析了捷聯(lián)慣導(dǎo)的原理和特性，研究了捷聯(lián)慣導(dǎo)與全光導(dǎo)航的組合導(dǎo)航原理以及對應(yīng)的系統(tǒng)狀態(tài)方程和觀測方程，并進(jìn)行了系統(tǒng)推導(dǎo)和詳細(xì)分析；最后結(jié)合上述模型進(jìn)行了仿真分析，測試了該自主導(dǎo)航的性能。通過分析仿真結(jié)果，證實(shí)捷聯(lián)慣導(dǎo)/全光組合導(dǎo)航系統(tǒng)可以較精確地獲取載體位置及姿態(tài)信息，同時由于其具備自主隱蔽性，因此在未來信息化戰(zhàn)爭中必然具有更大的適用范圍和使用優(yōu)勢。

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（責(zé)任編輯周江川）

Research on SINS/AONS Autonomous Integrated Navigation System for UAV

YANG Chun-lei
（Changchun Institute of Optics，F(xiàn)ine Mechanics and Physics，Chinese Academy of Sciences，Changchun 130033，China）

According to the application requirements of autonomous navigation for UAV，all-optical navigation system（AONS）was constructed through the celestial navigation unit and image visual navigation unit.Then based on the traditional integrated navigation，the strap-down inertial navigation system（SINS）/ AONS autonomous integrated navigation system was carried out coupling with the SINS，which can provide the high precision navigation for UAV in the normal state.Meanwhile，the ability of SINS/ANOS integrated navigation system was tested by simulation and the navigation errors were analyzed in the state of the non-assistance of the satellite positioning system.The results show that in the abnormal situation，UAV can achieve autonomous navigation task depending on SINS/AONS integrated navigation system.And the precisions of position and attitude are accurate enough to overcome the loss problem of satellite navigation system.

integrated navigation system；UAV；autonomous；strap-down inertial navigation system；alloptical navigation system

楊春雷.無人機(jī)捷聯(lián)慣性/全光自主組合導(dǎo)航系統(tǒng)研究［J］.四川兵工學(xué)報(bào)，2015（11）：4-7.

format：YANG Chun-lei.Research on SINS/AONS Autonomous Integrated Navigation System for UAV［J］.Journal of Sichuan Ordnance，2015（11）：4-7.

TN967.2

A

1006-0707（2015）11-0004-04

10.11809/scbgxb2015.11.002

2015-07-10

中國科學(xué)院知識創(chuàng)新工程國防科技創(chuàng)新資金資助項(xiàng)目（YYYJ-1122）

楊春雷（1983—），男，博士，副研究員，主要從事無人機(jī)總體技術(shù)、無人機(jī)導(dǎo)航技術(shù)研究。