小型無(wú)人機(jī)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)

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小型無(wú)人機(jī)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(bǔ)濾波器的原理,對(duì)信息融合算法互補(bǔ)濾波計(jì)算姿態(tài)角的過(guò)程，從理論上分析了優(yōu)劣性。仿真實(shí)驗(yàn)證明,互補(bǔ)濾波算法可以實(shí)現(xiàn)無(wú)人機(jī)的高精度姿態(tài)解算。

關(guān)鍵詞：互補(bǔ)濾波器； 慣性測(cè)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(chǎng)、攝影、科研的需要，小型無(wú)人機(jī)迅速發(fā)展起來(lái)。由于小型無(wú)人機(jī)價(jià)格低廉、尺寸小、便于攜帶，因此市場(chǎng)前景廣闊。以美國(guó)為首的西方國(guó)家在無(wú)人機(jī)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(jìn)無(wú)人機(jī)，以及尚處于研制階段的艦載無(wú)人機(jī)“X-47B”。由于國(guó)防發(fā)展需要，中等發(fā)達(dá)國(guó)家及發(fā)展中國(guó)家也迫于壓力積極投身無(wú)人機(jī)領(lǐng)域。

無(wú)人機(jī)要想更為先進(jìn)，生存能力更強(qiáng)，除了對(duì)其動(dòng)力進(jìn)行改進(jìn)外，對(duì)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(jī)。

研究算法需從無(wú)人機(jī)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(jì)、磁航向計(jì)、微型陀螺儀組成。加速度計(jì)和磁航向計(jì)組合可以計(jì)算得到俯仰角、滾轉(zhuǎn)角、偏航角；陀螺儀通過(guò)測(cè)量3個(gè)方向的角速度，通過(guò)積分即可算出姿態(tài)角[1]。但是這兩種方法都有所缺陷，計(jì)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(lái)解決這些問(wèn)題，即為文中所要論述的方法----互補(bǔ)濾波算法。這種算法可以滿足無(wú)人機(jī)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(shí)意義。

1互補(bǔ)濾波器原理[2]

互補(bǔ)濾波器就是依據(jù)傳感器特性差異，通過(guò)不同的濾波器來(lái)濾除干擾信號(hào)，得到準(zhǔn)確的信號(hào)?；パa(bǔ)濾波器模型如圖1所示。

圖1　互補(bǔ)濾波器模型

互補(bǔ)濾波器不需要得到輸入信號(hào)干擾噪聲的統(tǒng)計(jì)描述，它是根據(jù)測(cè)量同一信號(hào)的相反的噪聲特性，從頻率域來(lái)分辨和消除測(cè)量噪聲，原理簡(jiǎn)單，設(shè)計(jì)方便[3]。

2基于陀螺儀、加速度計(jì)和磁傳感器的互補(bǔ)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(jìn)行積分計(jì)算動(dòng)態(tài)響應(yīng)快，但由于存在積分誤差，長(zhǎng)時(shí)間積分得到的數(shù)值是不準(zhǔn)確的；而對(duì)于加速度計(jì)、磁航向計(jì)而言，測(cè)量值不存在累計(jì)誤差，但是此方法最大的缺陷是動(dòng)態(tài)響應(yīng)比較慢。根據(jù)兩者在頻域上的互補(bǔ)特性，使用互補(bǔ)濾波的方法可以結(jié)合兩者之間的優(yōu)點(diǎn)，從而保證了數(shù)值的精確性。

文中所設(shè)計(jì)的互補(bǔ)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(jī)體坐標(biāo)系下，重力場(chǎng)及地磁場(chǎng)分量各自微分方程即

得：

(3)

在載體處于非加速運(yùn)動(dòng)狀態(tài)時(shí)，三軸加速度計(jì)的輸出可以表示為[4]：

(4)

式中：fb----三軸加速度計(jì)測(cè)量的比例向量;

a----載體運(yùn)動(dòng)加速度向量；

gb----載體坐標(biāo)系下的重力加速度；

n1----測(cè)量噪聲向量。

三軸磁傳感器的輸出表示為：

(5)

式中----真實(shí)磁場(chǎng)強(qiáng)度；

n2----測(cè)量噪聲向量。

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

(6)

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

(7)

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

(8)

(9)

利用互補(bǔ)濾波算法進(jìn)行計(jì)算，陀螺儀可以保證載體在動(dòng)態(tài)加速時(shí)的穩(wěn)定性，用加速度計(jì)測(cè)量重力場(chǎng)的值和磁航向計(jì)測(cè)量地磁場(chǎng)的值來(lái)補(bǔ)償陀螺儀的誤差漂移問(wèn)題，兩者的完美結(jié)合可以實(shí)現(xiàn)精度高、動(dòng)態(tài)響應(yīng)好。

3仿真實(shí)驗(yàn)

3.1數(shù)據(jù)采集[5-7]

采用VN-100進(jìn)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(jì)、三軸磁方向計(jì)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(jiàn)表1。

圖2　VN-100

姿態(tài)航向參數(shù)角加速度計(jì)參數(shù)加速度計(jì)參數(shù)磁航向計(jì)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(shí)驗(yàn)

首先對(duì)互補(bǔ)濾波器參數(shù)及初值進(jìn)行設(shè)定。

濾波增益為

1)靜態(tài)情況下采集加速度計(jì)陀螺儀數(shù)據(jù)，利用四元數(shù)法計(jì)算俯仰角、滾轉(zhuǎn)角，對(duì)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(jì)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(shí)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(wú)法得到準(zhǔn)確的值。

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

圖5　互補(bǔ)濾波俯仰角圖

圖6　互補(bǔ)濾波滾轉(zhuǎn)角圖

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

4結(jié)語(yǔ)

實(shí)驗(yàn)得出，與陀螺儀積分計(jì)算姿態(tài)角、加速度計(jì)和磁航向計(jì)計(jì)算姿態(tài)角相比，互補(bǔ)濾波算法很好地解決了傳感器自身的缺點(diǎn)，得出的結(jié)果最優(yōu)，因此互補(bǔ)濾波算法在小型無(wú)人機(jī)姿態(tài)航向參考系統(tǒng)應(yīng)用中是精確的。

參考文獻(xiàn)：

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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(lèi)號(hào)：TP 249

文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A

文章編號(hào)：1674-1374(2016)01-0052-04

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

作者簡(jiǎn)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(wú)人機(jī)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(dòng)機(jī)方向研究,E-mail:rshh4713@126.com.

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

收稿日期：2015-12-25