中等精度惯性卫星组合导航系统设计.docx

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中等精度惯性卫星组合导航系统设计

中等精度惯性/卫星组合导航

系统设计

王超一ZY1203209

张天钧ZY1203233

张鑫ZY1203234

一、系统功能

1）惯性/卫星组合系统简介

组合导航是弹道导弹等大型空间飞行器导航定位技术主要的发展方向之一。

应用具有完全自主性的惯性导航系统和高精度卫星导航系统构成惯性/卫星组合导航系统，是最具有应用前景的组合导航架构。

全球定位系统（GlobePositionSystem，GPS）和捷联惯性导航系统（SINS）都是目前世界上应用广泛的导航方法之一。

GPS易受地形地物的影响而导致定位中断，并且受制于人，而SINS定位误差随时间而积累，若将它们组合起来可形成优势互补并且在短期和长期上都有保证。

随着现代电子信息技术的发展．嵌人式技术的应用越来越广泛，尤其是在导航领域，导航设备正朝小型化、微型化应用发展，而且对系统精度和实时性要求也越来越高。

SINS／GPS组合导航能够增强导航系统容错能力和余度能力，研究高精度、高可靠性、小体积、低成本的SINS／GPS组合导航系统具有重要意义。

在飞机、舰船或其他对导航系统体积和性能有严格要求的领域具有潜在的应用价值。

为克服GPS和SINS各自的缺点，根据SINS和GPS的导航功能互补的特点，取长补短，构成一个有机的整体，提高系统的整体导航精度及导航性能以及空中对准和再对准的能力。

GPS接收机在惯导位置和速度信息的辅助下，也将改善捕获、跟踪和再捕获能力，并在卫星分布条件差或可见星少的情况下导航精度不致下降过大。

由于优点显著，SINS/GPS组合系统被一致认为是飞行载体最理想的组合导航系统。

2）系统基本构成

组合导航系统的基本组成如图1所示。

在图1中，只保留惯性导航系统、卫星导航系统与信息融合系统，就构成惯性/卫星组合导航系统的基本组成。

其中惯性导航系统有陀螺稳定平台导航系统与捷联惯性测量组合导航系统2种类型。

捷联惯性测量组合精度较低，一般仅在中近程空间飞行器上使用。

在组合导航系统研究工作中，惯性导航系统为三轴陀螺稳定平台，其应用对象一般为中远程大型飞行器应用。

信息融合系统的主要组成为卡尔曼滤波器。

图1组合导航系统的基本组成

为满足系统的设计要求，本文设计的组合导航系统将主要由惯性器件IMU、卫星接收机GPS、磁罗盘HMR、导航计算机以及渐消记忆Kalman滤波器五部分组成。

其中导航计算机采用了单片机+DSP的双CPU方案．具有4个RS232串行口．分别为两个单片机串口和两个DSP串口。

导航计算机通过单片机串口0与惯性器件相连，采集IMU数据；通过单片机串口1与卫星接收机相连，采集GPS数据，然后通过Kalman滤波器将二者的数据进行滤波并利用结果对IMU进行修正；通过DSP串口1与磁罗盘HMR2300相连，采集HMR数据；同时还通过DSP串I=10与显控计算机串口0相连，负责将导航解算结果传送到显控计算机供显示和保存，同时接受显控计算机的控制命令。

3）系统主要功能

根据设计要求，系统的主要功能有以下几部分：

1、系统具有三种导航状态：

“组合导航”、“惯性导航”、“卫星导航”。

“组合导航”状态是开机默认状态。

为实现上述功能，需要将IMU和GPS两个导航模块相互独立出来，因为上述两模块是通过单片机相连的，所以在为系统选择导航模式时，可以通过软硬件的设计，为系统添加选择按钮。

当按钮选择的是惯性导航模式时，导航计算机将与GPS相连接的串口关闭，使系统处于只使用IMU进行导航的状态，此时，Kalman滤波器也将不工作，即此时系统只是一个单纯的惯性导航系统；同样当按钮选择的是卫星导航模式时，导航计算机将与IMU相连接的串口关闭，使系统处于只使用GPS进行导航的状态，此时，Kalman滤波器也将不工作，即此时系统只是一个单纯的卫星导航系统；当按钮选择的是组合导航模式时，整个系统全部工作，GPS模块开始接收位置、速度信息，IMU导航解算模块将加速度计和陀螺的输出按照捷联惯组导航算法进行导航解算,输出导航定位数据，然后Kalman滤波模块将IMU的导航解算数据和接收的GPS定位数据进行滤波,然后利用滤波结果对IMU进行修正使其变成组合导航系统。

2、系统在初始对准前接受初始经度、纬度、高度等参数的装订。

如不通过装订来更新，主惯导系统从存储器中读取上次的参数进行初始对准。

3、系统具有数据存储功能，能保存所有IMU与GPS的原始数据与导航数据。

4、具有加电开机自检测、周期自检测、人工自检测、对检测结果进行显示并给出操作提示的功能。

上述三项功能均需要在软硬件设计期间，将相应功能对应的电路板以及代码进行事先的准备，并加入相应的输出元件和接口程序，例如LED显示屏等。

在初始对准前需要将系统连接计算机，执行相应的程序，进入程序界面进行经纬高度等参数的装订，在系统中加入储存模块用于保存导航系统的参数、原始数据、导航数据和导航记录，检测环节可以通过代码执行开机加电自检测以及周期自检测，为人工自检测设置相应的按钮与接口，并可以将相应的检测结果显示在LED显示屏上。

二、关键器件选型依据

根据系统的性能要求，我们查找了很多惯性组合导航系统，最终选择了由NovAtel公司生产的一套惯性组合导航设备：

SPAN  惯性组合导航系统。

NovAtel公司是目前精密全球导航卫星系统（GNSS）及其子系统领域中，处于领先地位的产品与技术供应商，可向客户提供丰厚的投资回报和出色的服务。

作为一个通过ISO9001认证的公司，NovAtel公司开发高质量的OEM产品，包括接收机、封装、天线和固件，这些产品都已集成到全世界高精度的定位应用中。

这些应用有测绘、地理信息系统（GIS）、精密农业机械导航、港口自动化、采矿、授时和海事等行业领域。

NovAtel公司的参考接收机也是某些国家的航空地面网的核心设备，如美国、日本、欧洲、中国和印度等。

我们选择的这一套设备SPAN集合了两种不同的但是又互为补充的技术：

GNSS定位技术和惯性导航技术。

GNSS定位的绝对精度加上IMU陀螺和加速计测量的稳定性就可以提供一个3D的位置、速度和姿态解算结果。

通过独特的紧耦合设计，在GNSS信号被遮挡的时候，系统仍可保证输出稳定连续的解算结果；此外，SPAN技术提供更快的GNSS信号重捕能力，其结果是有更多可用的GNSS观测量来辅助惯导解算。

该GNSS捕获的优势是在卫星覆盖范围减少时通过保持高精度的惯性导航以增强RTK的性能。

产品采用模块化的设计：

OEMV接收机本身处理所有的GNSS和惯导数据，IMU单独装在一个封装中和GNSS板卡隔开。

产品使用简便，用户完成硬件安装后，使用配套的命令数分钟内就可以完成所有的设置，随后数据通过标准的串口开始输出；通过单独的数据记录接口，也可轻松的进行数据采集。

这套设备具有如下的一些特点：

1.高稳定性，不间断操作，具备1Hz错误状态更新率及位置和时间的载波相位差分更新；

2.15状态Kalman滤波器，包括位置、速度、姿态、陀螺漂移和加速度计偏差及6种补充状态包括天线到IMU偏差；

3.可通过专用软件来事后处理SPAN数据，该软件灵活稳健，能自动解码SPAN数据以方便数据处理。

4.IMU的闭环技术可保证其陀螺偏差小于0.75度/小时、加速计偏差小于1mg。

下图是一些设备的关键性能指标：

GPS信号中断后精度表

三、IMU标定方法及标定流程

受各种因素影响,微机械IMU放五一定时间后,其误差参数和惯性元件参数会发生变化,不能满足导航、制导的精度要求,因此必须定期对其相应参数重新进行标定.

捷联惯测组合（SIMU）技术成熟、精度适中、可靠性高、成本低,被广泛应用于航空、航天、航海等领域,对其标定方法的研究是惯性技术领域的重要内容。

通常通过对捷联惯测组合的标定,分离出其误差系数,并用捷联惯测组合的测量模型对其输出进行补偿,提高惯性导航的精度。

因此,误差系数的标定精度严重影响着惯性导航的精度。

近年来研究出了许多种捷联惯测组合的标定方法,但其中大多数都需要进行位置标定和速率标定.有的文献提出了一种高精度的“24位置+速率”标定方法,还有一种利用外部信息标定陀螺参数的方法,一级一种基于多元回归的捷联惯测组合标定方法。

传统的“位置+速率”标定方法需要精确的北向基准和很高的定位精度或调平精度。

这些要求要靠高精度的寻北仪器和水平测量仪器才能实现。

传统标定方法所需要的标定时间长,而捷联惯测组合误差系数的特性与通电时间相关,因此通电时间过长所标定出的结果与导弹实际飞行时的误差系数的残差较大,必然带来较大的导航误差。

而且过长的标定时间也影响着惯测组合生产厂家和用户的工作效率.结合参考文献内容我们采用一种基于单轴速率转台的捷联惯测组合的标定方法,研究在无北向基准及精确调平的条件下,快速标定出捷联惯测组合全部误差系数的方法。

1.基于单轴速率转台的标定原理

基于单轴速率转台的捷联惯测组合标定方法的基本原理为:

将捷联惯测组合放置在单轴速率转台上,在任意位置惯测组合的3个轴分别向上、向下及转动180度后,各进行一次静态数据采集。

之后转台匀速旋转一圈。

重力加速度g、地球自转角速度w及转台匀速旋转一圈的时间为已知量,结合捷联惯测组合的测量模型,经过适当的数学变换,分离出捷联惯测组合的误差系数。

2.误差系数的分离算法

2.1捷联惯测组合的测量模型及姿态转换

加速度通道的测量模型:

其中Nax、Nay和Naz分别为3个加速度计单位时间内输出的脉冲数；Ax、Ay，Az分别为3个方向的视加速度;K0x、K0y和K0z分别为3个加速

度计偏值;K1x、K1y和K1z分别为3个加速度计输出的脉冲当量;Kyx、Kzx、Kxy、Kzy、Kxz和Kyz为加速度计的安装误差系数。

角速度通道的测量模型：

其中:

Nx、Ny和Nz分别为陀螺3个通道单位时间内输出的脉冲数;Xx、Xy和Xz分别为捷联惯测组合3个方向的转动角速度;D0x、D0y和D0z分别为陀螺3个通道的常值漂移项;D1x、D1y、D1z、D2x、D2y、D2z、D3x、D3y和D3z为陀螺与g有关的项;E1x、E1y和E1z分别为陀螺3个通道输出的脉冲当量;Eyx、Ezx、Exy、Ezy、Exz和Eyz为陀螺的安装误差系数。

对捷联惯测组合标定就是从上述加速度通道和角速度通道的测量模型中分离出3个加速度计的偏值、输出的脉冲当量和安装误差系数,陀螺3个通道的常值漂移项、3个方向视加速度的影响系数、3个通道输出的脉冲当量和安装误差系数,共33个参数。

将捷联惯测组合放置在单轴速率转台台面中央,转台以角速度X匀速旋转。

转台的调平角分别为俯仰角H和滚转角C,捷联惯测组合的北向方位角为<。

由于常用的单轴速率转台底部都有3~4个调平螺杆,仅依靠转台自身的调平螺杆而不需要借助其他设备即可将转台调平至2’以内,因此设H和C均小于5’。

其中

为捷联惯测组合在转台上的初始方位角,其可为任意值。

为便于分析,在推导过程中均认为捷联惯测组合为点测量组件。

取当地地理坐标系的xt、yt及zt轴分别指向天向、东向和北向,地理坐标系分别绕xt、yt及zt轴转动

、H和C,地理坐标系到捷联惯测组合坐标系的转换矩阵

2．2加速度通道误差系数的分离

捷联惯测组合x轴垂直向上放置于转台台面中央,转台以角速度Wx匀速旋转一周,所用时间为Tx,x向加速度计输出的脉冲数为

捷联惯测组合x轴垂直向下放置于转台台面中央,转台以角速度Wx匀速旋转一周,所用时间为Tx,x向加速度计输出的脉冲数为

则有

当r

、

时,sinrcos

0.00145,cosrcos

0199999,且在捷联惯测组合调试时已保证加速度计的安装误差系数Kyx、Kzx、Kxy、Kzy、Kxz和Kyz小于0.0058度,则Kyxsinrcos

1.45

，Kyxsinrcos

Kzxsin

因此可以分离出以下误差系数

捷联惯测组合z轴垂直向上时转台以Wz匀速旋转一周,及捷联惯测组合z轴垂直向下时转台以Wz匀速旋转一周,所用时间分别为Tz和Tz,可以分离出以下误差系数:

至此,标定出了加速度计的K0x、K0y、K0z、K1x、K1y、K1z、Kyx、Kzx、Kxy、Kzy、Kxz和Kyz共12个误差系数。

2．3角速度通道误差系数的分离

陀螺常值漂移及与g有关项的标定采用在转台静止状态对捷联惯测组合进行数据采集的方法分离。

以x轴为例,将捷联惯测组合放置在转台中央,当捷联惯测组合x轴垂直向上时,对捷联惯测组合在位置1（北向方位角

、调平角

及

）进行数据采集;当捷联惯测组合x轴垂直向下（捷联惯测组合3个轴与第1次数据采集时反向）时,对捷联惯测组合在位置1进行第2次数据采集,然后使转台转动180度,到达位置2（北向方位角

增加180度、调平角

及

不变）,对捷联惯测组合进行第3次数据采集。

利用3次采集的数据即可分离出D0x、D1x、D1y和D1z。

同理对捷联惯测组合y轴垂直向上及垂直向下的情况按上述方法进行数据采集后,可得

对捷联惯测组合z轴垂直向上及垂直向下的情况按上述方法进行数据采集后,可得

陀螺脉冲当量E1x、E1y和E1z及安装误差系数Eyx、Ezx、Exy、Ezy、Exz和Eyz的分离过程与加速度计误差系数的分离过程相同，至此,标定出了捷联惯测组合角速度通道的D0x、D0y、D0z、D1x、D1y、D1z、D2x、D2y、D2z、D3x、D3y、D3z、E1x、E1y、E1z、Eyx、Ezx、Exy、Ezy、Exz和Eyz共21个误差系数。

3标定流程及标定数据处理方法

3．1标定流程

由于导弹在正常飞行过程中的角速率在

5（度）/s以下,根据以上单轴速率转台标定原理,在兼顾标定速度及标定精度的原则下,对标定的流程编排如下:

1.捷联惯测组合x轴垂直转台台面向上放置。

2.单轴速率转台分别以3,5,10,20（度）/s的速率旋转一圈。

3.在任意位置锁定转台,并在此位置对捷联惯测组合进行1min数据采集。

4.将捷联惯测组合标定轴垂直转台台面向下放置,对捷联惯测组合进行1min数据采集。

5.使转台转动180度后,锁定转台,对捷联惯测组合进行1min数据采集。

6.单轴速率转台分别以3,5,10,20（度）/s的速率旋转一圈。

7.y轴标定,捷联惯测组合y轴垂直向上放置,重复2~6。

8.z轴标定,捷联惯测组合z轴垂直向上放置,重复2~6,完成捷联惯测组合标定。

在捷联惯测组合输出稳定后,该标定方法可以在不到1h内标定出所有捷联惯测组合的误差系数。

而用传统的“位置+速率”标定方法在捷联惯测组合输出稳定后最少需要2h。

该方法对标定设备要求简单,只需要一台单轴速率转台,而且不需要寻北及精确调平,因此更适合于紧急情况及在野外的标定。

3．2标定数据处理方法

单轴速率转台标定流程综合考虑了捷联惯测组合在各速率段时的特性],因此首先要根据标定模型公式计算出捷联惯测组合在每个速率段的误差系数标定结果。

由于捷联惯测组合误差系数在不同速率段存在非线性,因此对误差系数的标定结果采用不等权值的方法进行处理,即

式中:

E为某误差系数;l=1,2,3,4分别为3,5,10,20（度）/s的速率档;

为l速率档时的标定结果;ml为误差系数在l速率档时的权值,根据捷联惯测组合的自身特点并结合型号导弹的弹道特性进行确定,如某型号导弹飞行时的多数时间段内角速度在5（度）/s以下,可取m1=0.4,m2=0.3,m3=0.2,m4=0.1。

此外,还可以根据上述标定结果计算出相关误差系数的线性度及对称性。

四、动基座初始对准方案

动基座的运动使调平精度大为降低，调平误差与东向和北向线加速度、平台回转中心到基座质心的距离及基座的摇摆角加速度有关。

调平系统消除这些误差可采用调平补偿手段。

由以下公式可知：

图调平误差角

图动基座摇摆造成的调平误差角

图等效调养角

若将实时测量，经变换和控制，将α∆和β∆转换成相应的电流值加给加速度表力矩传感器实施补偿，则调平精度将大为提高，调平时间将大为缩短。

快速调平补偿方法仍可采用静基座下调平控制回路。

只是在该回路中施加一个与调平误差成比例的电流信号。

快速初始对准方案的系统框图如下图所示。

图快速初始对准方案系统框图

为了获得沿[S]系3个方向的角速度信号，可在动基座上沿[S]系3个轴向安装3只速率陀螺仪。

将所测信号进行微分可求得：

则补偿电流为：

式中KOX，KOY为比例系数。

式中的全部运算可在发控计算机中进行，将所得结果经变换即可实现调平补偿。

五、组合导航方案

惯性导航系统和卫星导航系统的组合,主要表现为位置信息的组合。

本文对采用最优估计法的惯导/卫星定位组合导航系统性能进行了分析。

根据组合导航系统设计的理论和方法,采用间接估计法的惯导/卫星组合系统的基本状态是惯导的三个位置误差、三个速度误差、三个姿态误差以及惯性器件的偏置、漂移和卫星系统的定位误差等。

两者的组合采用位置信息综合。

以INS的线性误差状态方程作为组合状态方程,利用卫星输出的经纬度和INS输出的位置（经纬度）之差作为量测值。

下表为本文所设计的组合导航系统的方案。

方案

组合模式

位置组合

滤波算法

Kalman滤波

滤波器状态维数

12

估计方法

间接法

组合时机

按要求位置精度分段组合

组合长度：

>20s

量测间隔：

<10s

校正方式

对连续组合,采用输出校正。

对非连续

组合,采用反馈校正;也可采用输出校

正。

但在采用输出校正时,由组合导航

方式向纯惯导方式转换时应利用组合导航结果对惯导进行初始化。

卫星用户

收发机

数据输出率

Ⅰ类、Ⅱ类接收机可满足要求

定位延迟

定位延迟对组合效果影响不大

惯导精度等级

组合可以降低对惯导精度等级的要求

组合系统对惯导精度有适中要求

惯导初始对准精度

组合可以降低对惯导初始对准精度的要求

组合系统对惯导初始对准精度有适中要求

六、验收测试方法

本系统采用的验收方法是进行跑车的试验以验证组合系统的各方面性能。

在跑车试验前需要进行如下测试：

a）卫星接收系统与惯性系统分别独立工作，考查其输出，对各自误差进行统计；

b）在信息融合过程中，首先采用重调法进行组合导航系统工作（直接用卫星输出替代惯性系统输出），考查系统硬件部分工作的稳定性；

c）在保证系统稳定工作的基础上，采用卡尔曼滤波得到关于惯性平台系统定位与测速误差的最优估计，从而提高组合导航系统精度；

d）在完成c）的基础上，人为地加入某种故障现象并在处理单元加入故障检测与处理功能，提高组合导航系统的稳定性。

在完成如上的试验后，利用组合导航系统进行跑车试验。

在试验中，经过卡尔曼滤波得到关于惯性导航系统定位误差与测速误差的最优估计，从惯性导航系统的定位与测速数据中减去其定位误差与测速误差的最优估计，就得到组合导航系统最后的定位与测速参数。