基于SINS/RTK的動平臺起降無人機導(dǎo)航系統(tǒng)研制

李星海，閆志安，徐 亮，許常燕，李寶林，龔 巧

(1.中國電科重慶聲光電有限公司，重慶 400031；2.中電科特種飛機系統(tǒng)工程有限公司，四川 成都 610036)

0 引言

微小型無人機(UAV)具有無人員傷亡,質(zhì)量小，體積小，成本低及航時長等優(yōu)點，在目標(biāo)搜索、監(jiān)視與跟蹤、地理測繪、救災(zāi)、信息中繼等領(lǐng)域具有重要價值，受到各國的重視。現(xiàn)代裝備對無人機要求也越來越高，能夠在移動平臺上起降是對無人機提出的一項新的技術(shù)要求[1-4]。本文針對某型無人機在移動平臺上起降需求，研制了一款小型一體化導(dǎo)航飛控系統(tǒng)，其中導(dǎo)航系統(tǒng)是基于捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)(SINS)和動動載波相位差分(RTK)北斗衛(wèi)星導(dǎo)航技術(shù)進(jìn)行研制的。

1 基于SINS/動動RTK的導(dǎo)航系統(tǒng)架構(gòu)

基于SINS/動動RTK的無人機動平臺導(dǎo)航系統(tǒng)由移動平臺(如船載)系統(tǒng)和無人機載一體化導(dǎo)航飛控系統(tǒng)組成，如圖1所示。

圖1 基于SINS/北斗RTK導(dǎo)航系統(tǒng)組成框圖

移動平臺載系統(tǒng)由衛(wèi)星/SINS組合導(dǎo)航系統(tǒng)、北斗RTK移動基準(zhǔn)站、數(shù)據(jù)鏈等部分構(gòu)成，其中數(shù)據(jù)鏈劃分為兩個獨立的信道，信道1向無人機實時發(fā)送移動平臺的航向、姿態(tài)、速度、經(jīng)緯高度等導(dǎo)航參數(shù)，信道2向無人機北斗移動站發(fā)送北斗基準(zhǔn)站的RTK差分修正信息。

無人機載一體化導(dǎo)航飛控系統(tǒng)為無人機提供導(dǎo)航參數(shù)，完成無人機飛行控制、任務(wù)管理等功能。其中導(dǎo)航系統(tǒng)通過數(shù)據(jù)鏈實時接收移動基準(zhǔn)站發(fā)送的RTK差分修正數(shù)據(jù)，進(jìn)行動態(tài)RTK差分。采用卡爾曼濾波融合SINS和北斗RTK信息，實時解算以基準(zhǔn)站為原點的坐標(biāo)系下無人機東、北、天坐標(biāo)及地理系下無人機的航向、姿態(tài)、速度、位置等導(dǎo)航參數(shù)，從而計算出基準(zhǔn)站與無人機之間的厘米級精度矢量基線(包括相對水平距離和相對高度)，基準(zhǔn)站(或附近設(shè)定點)的位置即是無人機預(yù)定的著艦點，引導(dǎo)無人機完成精確著艦。

2 系統(tǒng)硬件設(shè)計

無人機一體化導(dǎo)航飛控機載系統(tǒng)主要包括導(dǎo)航系統(tǒng)和飛控系統(tǒng)(見圖2)，其中系統(tǒng)主要由兩套對稱的主、輔導(dǎo)航微系統(tǒng)、北斗RTK模塊及二次電源等組成。系統(tǒng)采用兩余度冗余設(shè)計，其中每個導(dǎo)航微系統(tǒng)由慣性測量單元(IMU)、三軸磁場計、氣壓高度計、空速計(壓差傳感器)等組成的多源信息融合傳感器單元和微型導(dǎo)航計算機等構(gòu)成。

圖2 無人機一體化導(dǎo)航飛控系統(tǒng)組成框圖

2.1 多源信息融合傳感器單元

多源信息融合傳感器單元是導(dǎo)航系統(tǒng)的核心，其中IMU是基于二十六所研制的石英微機械(MEMS)陀螺，并采用三維異構(gòu)集成的微系統(tǒng)技術(shù)研制，系統(tǒng)集成了3個單軸的石英陀螺、1個三軸加速計、1個三軸磁場計、1個大氣壓力計、1個壓差傳感器(用作空速計)。這些高精度傳感器均為MEMS傳感器，其主要性能如下：

陀螺測量范圍：±400 (°)/s；

陀螺零偏穩(wěn)定性：5 (°)/h；

加速度計測量范圍：±8g(g=9.8 m/s2)；

加速度計零偏穩(wěn)定性：0.1 mg；

三軸磁力計測量范圍：±8×10-4T，分辨率：7.3×10-8T；

氣壓力計測量范圍：1～120 kPa，分辨率：0.001 8 kPa；

壓差傳感器測量范圍：±6.895 kPa，分辨率：0.6 Pa。

多源信息融合傳感器單元中的各種敏感器件都必須精確標(biāo)定、補償。其中陀螺、加速度計、磁場計在帶溫控的轉(zhuǎn)臺上進(jìn)行標(biāo)定,然后補償零位、比例系數(shù)、溫度系數(shù)等；氣壓計和壓差傳感器使用標(biāo)準(zhǔn)的壓力標(biāo)定系統(tǒng)進(jìn)行標(biāo)定，據(jù)此補償零位、比例系數(shù)、溫度系數(shù)。

2.2 動動RTK北斗模塊

RTK載波相位差分技術(shù)是以載波相位觀測值進(jìn)行實時動態(tài)相對定位的技術(shù)，實時處理兩個測量站載波相位觀測量的差分方法，將基準(zhǔn)站采集的載波相位發(fā)給移動站，移動站接收機計算出地理系下三維坐標(biāo)，又采用RTK計算出相對坐標(biāo)系下坐標(biāo)。

北斗模塊主要技術(shù)指標(biāo)如下:

支持雙天線衛(wèi)星導(dǎo)航定位定向，支持北斗、GPS、GLONASS及Galieleo系統(tǒng)；

水平定位精度：1.5 m(單點)，0.4 m(偽距差分)，1 cm+1×10-6(RTK)；

高程定位精度：2.5 m(單點)，0.8 m(偽距差分)，1.5 cm+1×10-6(RTK)；

速度：≤0.05 m/s；

定向精度：≤0.2°/L(L為基線度)。

船載北斗模塊設(shè)置為移動基準(zhǔn)站，輸出RTCM 3.0差分?jǐn)?shù)據(jù)，頻率10 Hz。無人機載北斗模塊設(shè)置為北斗移動站，導(dǎo)航系統(tǒng)從中提取經(jīng)度、緯度、高度、速度、經(jīng)緯高度標(biāo)準(zhǔn)差、北斗航向及差分模式下東北天相對距離等。

2.3 組合導(dǎo)航計算機

無人機系統(tǒng)使用了兩套獨立的微型低功耗導(dǎo)航計算機，導(dǎo)航計算機的功能如下：

1) 提供與各種傳感器的硬件接口。

2) 多源信息融合傳感器數(shù)據(jù)采集。

3) 各種傳感器參數(shù)誤差補償。

4) 完成捷聯(lián)慣性導(dǎo)航解算，包括初始對準(zhǔn)、捷聯(lián)姿態(tài)解算及速度、位置計算。

5) 完成慣導(dǎo)與北斗、磁場計、大氣數(shù)據(jù)的卡爾曼濾波信息融合，并對系統(tǒng)誤差狀態(tài)向量進(jìn)行反饋校正。

自行研制微型導(dǎo)航計算機，其特點是：

1) 體積小(尺寸僅為2.9 cm×2.4 cm)。

2) 功耗低(0.45 W)。

3) 采用兩個ARM M7 CPU,每個CPU算力達(dá)到1 027 DMIPS。

4) 接口眾多，滿足與各種傳感器、飛控計算機、數(shù)據(jù)鏈、光電吊艙等通信需求。

3 系統(tǒng)算法

導(dǎo)航系統(tǒng)采用卡爾曼濾波信息融合，卡爾曼濾波狀態(tài)方程[5]：

(1)

式中：F(t)為狀態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣；G(t)噪聲驅(qū)動矩陣；X(t)為18階狀態(tài)變量，分別是東北天速度誤差變量、緯度、經(jīng)度、高度誤差變量、俯仰、滾動、航向誤差變量、x、y、z軸陀螺漂移變量、x、y、z軸加速度計零偏變量和x、y、z軸陀螺比例系數(shù)誤差變量，即

(2)

根據(jù)慣導(dǎo)系統(tǒng)平臺誤差角方程、速度誤差方程、位置誤差方程和陀螺、加速度計的隨機誤差方程，建立系統(tǒng)誤差向量狀態(tài)方程組[6]:

Z(t)=H(t)X(t)+v(t)

(3)

式中：H(t)觀測矩陣；v(t)觀測噪聲。

導(dǎo)航系統(tǒng)可在有北斗導(dǎo)航和無北斗導(dǎo)航模式下工作。當(dāng)系統(tǒng)工作在SINS與北斗組合模式時，使用由動動RTK差分北斗輸出的導(dǎo)航參數(shù)作為觀測量，即

(4)

式中：LG、λG、hG分別為北斗輸出的緯度、經(jīng)度及高度值；LI、λI、hI分別為捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)所輸出的緯度、經(jīng)度和高度值；VGE、VGN分別為北斗輸出的東向、北向的速度；VIE、VIN分別為捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)輸出的東向、北向速度；ψG為北斗輸出的航向角；ψI為捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)輸出的航向角[7]。因此，可得系統(tǒng)的觀測方程[8]為

(5)

其中

(6)

式中:v為觀測信號的測量白噪聲;vVE、vVN、vL、vλ、vh、vψ分別為北斗的東向速度、北向速度、緯度、經(jīng)度、高度、航向噪聲。

v與系統(tǒng)的驅(qū)動白噪聲W不相關(guān)。北斗導(dǎo)航測量的經(jīng)度、緯度、高度、速度的誤差隨著環(huán)境、時間的變化而變化，因此，本文采用自適應(yīng)卡爾曼濾波算法，實時動態(tài)改變觀測噪聲的分布特征，使導(dǎo)航系統(tǒng)對飛行環(huán)境適應(yīng)能力更強、精度更高。

在北斗衛(wèi)星導(dǎo)航正常時，特別是工作在高精度RTK模式時，系統(tǒng)以北斗衛(wèi)星導(dǎo)航的數(shù)據(jù)作為觀測量對傳感器計算的磁航向、大氣數(shù)據(jù)機計算的氣壓高度、空速等參數(shù)進(jìn)行再修正、學(xué)習(xí)，使其精度更高。

當(dāng)北斗衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)定位無效時，系統(tǒng)工作在SINS與磁場計、大氣數(shù)據(jù)組合模式，主要由磁場計、氣壓高度計、空速計提供系統(tǒng)的觀測信息，構(gòu)成觀測方程, 觀測量為

(7)

式中：VKE、VKN分別為修正后的空速計航位推算東、北向的速度；LK、λK為緯度，經(jīng)度；hK為氣壓計輸出的高度值;ψM為磁場計計算的航向角。

4 系統(tǒng)試驗

無人機導(dǎo)航系統(tǒng)的質(zhì)量為310 g，尺寸為135 mm×73 mm×48 mm，功耗為5.7 W。

轉(zhuǎn)臺測試中，導(dǎo)航系統(tǒng)姿態(tài)精度：航向角為0.068°(1σ)，俯仰角為0.035°(1σ)，滾動角為0.031°(1σ)。靜態(tài)試驗中，固定基準(zhǔn)站RTK差分模式下的精度：水平定位為0.001 9 m(1σ)，高度為0.004 7 m(1σ)。

將北斗基準(zhǔn)站設(shè)置為移動基準(zhǔn)站RTK差分模式，圖3為導(dǎo)航系統(tǒng)地理系下經(jīng)度、緯度及高度漂移曲線，水平定位為0.256 m(1σ)，高度為0.607 m(1σ)。圖4為動動RTK導(dǎo)航系統(tǒng)與基準(zhǔn)站相對定位曲線，無人機導(dǎo)航系統(tǒng)與移動基準(zhǔn)站間的水平定位為0.001 6 m(1σ)，高度為0.002 3 m(1σ)。

圖3 動動RTK地理系下導(dǎo)航系統(tǒng)定位曲線

圖4 動動RTK導(dǎo)航系統(tǒng)與基準(zhǔn)站相對定位曲線

圖5為無人機導(dǎo)航系統(tǒng)與高精度標(biāo)準(zhǔn)慣導(dǎo)一起安裝在試驗車上進(jìn)行跑車試驗的照片。圖6～8分別為跑車試驗中航向角、俯仰角及滾動角的對比曲線。無人機導(dǎo)航系統(tǒng)動態(tài)跑車試驗中航向角為0.15°(1σ)，俯仰角為0.09°(1σ)，滾動角為0.07°(1σ)。

圖5 導(dǎo)航系統(tǒng)與標(biāo)準(zhǔn)慣導(dǎo)跑車試驗照片

圖6 導(dǎo)航系統(tǒng)與標(biāo)準(zhǔn)慣導(dǎo)航向?qū)Ρ惹€

圖7 導(dǎo)航系統(tǒng)與標(biāo)準(zhǔn)慣導(dǎo)俯仰對比曲線

圖8 導(dǎo)航系統(tǒng)與標(biāo)準(zhǔn)慣導(dǎo)滾動對比曲線

在無人機導(dǎo)航系統(tǒng)與移動基準(zhǔn)站之間相對RTK定位精度動態(tài)跑車試驗中，導(dǎo)航系統(tǒng)、基準(zhǔn)站及北斗天線同時安裝在試驗車上，試驗前測量出無人機導(dǎo)航系統(tǒng)與移動基準(zhǔn)站的間距，即水平距離為1.297 m，天向距離為0.007 m，試驗車以約40 km/h的速度行駛。圖9、10分別為跑車試驗中導(dǎo)航系統(tǒng)與移動基準(zhǔn)站之間的相對定位水平距離和天向距離曲線，其中1～300 s時，水平距離為1.295 m，天向距離為0.009 m；300 s時，將基準(zhǔn)站位置進(jìn)行移動，導(dǎo)航系統(tǒng)輸出的水平距離為1.013 m，天向距離為0.008 m；試驗結(jié)束后，再次測量出導(dǎo)航系統(tǒng)與基準(zhǔn)站的間距，即水平距離為1.015 m，天向距離為0.007 m。因此，無人機動態(tài)RTK相對水平定位精度為0.002 m(1σ)，高程定位精度為0.011 m(1σ)。

圖9 動動RTK相對定位水平距離曲線

圖10 動動RTK相對定位天向距離曲線

無人機導(dǎo)航系統(tǒng)測試完成后，安裝到某型旋翼固定翼混合布局無人機上進(jìn)行飛行控制試驗。圖11為裝備導(dǎo)航系統(tǒng)的無人機在野外飛行試驗的照片。圖12為在某機場進(jìn)行飛行試驗的照片。經(jīng)超過40架次飛行測試表明，導(dǎo)航系統(tǒng)性能穩(wěn)定、可靠。

圖11 裝備導(dǎo)航系統(tǒng)的無人機野外飛行試驗

圖12 裝備導(dǎo)航系統(tǒng)的無人機機場飛行試驗

5 結(jié)束語

基于SINS/動動RTK技術(shù)的無人機小型導(dǎo)航系統(tǒng)已初步滿足無人機對導(dǎo)航系統(tǒng)在移動平臺起降的導(dǎo)航參數(shù)要求。后續(xù)還將開展無人機在船載平臺上起降的大量試驗，進(jìn)一步驗證導(dǎo)航系統(tǒng)的可靠性。