（控制理论与控制工程专业论文）微型无人直升机组合导航系统研究与设计.pdf

硕士论文 abs tract t 七 e n 刀 a 劝u n n 益 口 叮 edh elicop t eriswid e 】 y u s edinboth面li t a ryand c i v i l 别 re a s a n d h a s b 彻 as tu dy o bj eet for n 均 叮 yin s ti tu t i ons andorg出 止 必 ti ons all o v erth ew o ri d . t h e nav l g a ti onsyst e misone ofthe most面po恤 t p 肚 招ofthe 而ni a tu 化b e li c o p 喊 asit isthe b as e ofitss e c u ri tyand night c o n trol 】j n g. t ll l s th es is丘 蛇 u ses on the d es i gn and l 叮 甲 1 。 盯 enta ti on of咖 访 t e gra囚 n a v l g a ti on sy s t e mofthe 而cro u 别 m a n n edh e l i co p t er.1 七 e syste m ， w hi che m p 】 o ysd s pasits c o r e h 田 月 w are， inc】 u d es the o r( 刀 1 卿 m 浏u l es 加 n c ti on in s e n 剐 兀d 别 以c o l l ecti on， motor 啊 trou i n g ， w i 代 l ess c o n 刀 刀 u m ca 石 ons andpow ersu pply. 八 习 dseve 阁 so ft w 田 总m o d u les such asd ata c o l l e c ti on andpr oces s in g ， nav i g a t l on arith m e ti c and伍 ght c o n 仕 o l u n g价 汕p 】 e m e n t ed on it . 丁 h i s tb e s l s 扛 匕 oado p tsthe fed。 习 t ed k a 加 叶 m6 l t erin gs che r n e for 5 取s igp s /dcl n t e g 旧 t ed sy s t 曰 .胡dbuilds the c o rr e s pon d 吨 双 以 t h e m 画c m odel s . the 幻 胃 。 sub 一 s ys t e l n s ， globalp o s i ti onsys te m阴d 压乡 因c o m p as s ， 毋 us edtoin 沈 g ra tewith 5 加p ， d o wn ln e rt i ai navi g a ti on s y s t em (s 职5). t h esi mul ation 嘟ul tsin d l c a t ethe e 巧 改 ti v e n e s s ofth e 丘 月 。 忍 让 月k al m a n fi 】 t e ri n g 义 h e r d e . n u c r d皿m胡d ed ds p in t e g 旧 ted nav l g ation; 众 月 。 习 抚 月k al l l 团l fi l t e ri n g ; 声明 本学位论文是我在导师的指导下取得的研究成果，尽我所知，在本 学位论文中，除了加以标注和致谢的部分外，不包含其他人己经发表或 公布过的研究成果，也不包含我为获得任何教育机构的学位或学历而使 用过的材料。与我一同工作的同事对本学位论文做出的贡献均已在论文 中作了明确的说明。 研究生签名: 2 . 矜 7 月 扣 日 学位论文使用授权声明 南京理工大学有权保存本学位论文的电子和纸质文档，可以借阅或 上网公布本学位论文的部分或全部内容，可以向有关部门或机构送交并 授权其保存、借阅或上网公布本学位论文的部分或全部内容。对于保密 论文，按保密的有关规定和程序处理。 研究生签名:如 刃 年7 月 /o 日 南京理工大学硕士学位论文微型无人直升机组合导航系统研究与设计 1绪论 l l研究目 的及意 义 无人机 ( u a v ， 伽， 。 eda 出al垅h i cl e) 是一种无人驾驶，可重复使用的航空 器的简称。早在80多年前， 无人机就已问世，开始时称为 “ 遥控飞行器 ( r p v )， 大多用做靶机。 近几十年来， 微电子、 控制和制导技术的飞速发展为无人机的发展提 供了坚实的技术基础。 无人机技术集航空技术、 控制技术、 计算机技术、 导航技术及 通讯技术于一体，是现代高技术的集中体现。 无人直升机作为无人机中独特的一员， 成为国内外的研究热点。 由于无人直升机 的独特飞行特性和控制特点， 它可以完成其它无人飞行器和有人直升机所不能执行的 任务。与固定翼无人飞机相比，无人直升机具有起飞着陆场地小、可垂直起陶 空中 悬停、 使用灵活等一系列特点。 与有人直升机相比， 无人直升机具有无人员伤亡、体 积小、 造价低、 战场生存力高等有人驾驶直升机无法比拟的优越性。 正是由于这些特 点，无人直升机有着广阔的应用前景: 在军事领域可用于战场侦察、 通信中继、通信 情报侦察、 军事测绘等; 在民 用领域可用于环境研究、自 然灾害的监视与支援、 边境 巡逻、农业勘测等。 目 前越来越多的 政府和研究机构以 微型无人直升机作为研究平台， 究其原因大致 有以下两点:第一， 微型无人直升机造价低、 体积小、重量轻、飞行相对灵活，起落 受限制很少，具有很强的适应性，能在恶劣、 狭小、复杂的环境中作业， 有着广泛的 应用背景: 第二， 微型无人直升机的控制难度大，是一个典型的非线性、多输入多输 出、 强噪声、 强祸合的复杂控制系统， 可在这一平台上进行多种控制算法的研究与试 验。 导航系统是无人直升机的重要组成部分之一，其作用按字面理解就是 “ 引导航 行” ，即确定告知载体 所处的即时位置， 确定载体往何方向、 运动到何处。 具体说来， 导航系统的作用可以 描述为: 有目 的地、安全有效地引导运动体 ( 船只、 潜艇、 地面 车辆、 飞 机、 宇宙 飞 船 等) 从 一 地到另一地的 过程阅。 导航系 统的主 要任务为测量无 人直升机姿态、 速度和位置， 为无人直升机的飞行控制与任务完成提供准确可靠的信 息。因此导航系统在整个飞行平台中起着至关重要的作用。 现有的各种导航方法， 如 惯性导航、 c p s导航、罗盘导航等各自 都有其优点和特色，但也有固 有的不足之处。 因此， 结合各种导航方法的优点， 研究基于多传感器融合的组合导航系统具有重要的 理论意义和应用价值。 绪论 硕士论文 1 2国内 外研究现状 组合导航技术从其诞生之日 起就与数字化和信息化技术结下不解之缘。 晶体管式 数字计算机的诞生使得第一台惯导系统 ( 加5) 在 1 9 50年诞生。由于 ins的速度、 位置参数随时间而发散，因此在应用时需要与有较高定位精度的其他导航系统相结 合，发展形成的组合导航系统促使信息融合技术的出现。1960 年左右卡尔曼提出的 最优线性递推滤波一 一创 卡尔曼滤波是线性的、无偏、方差最小并具有实时性的滤波， 为 组合导 航技术的发展提供了 融合 手段1 151 . 在组合导 航 系统中 ， 往 往以 纯惯导 系统作 为主导航系统，而将其它一般的导航系统作为辅助导航系统。 2 0世纪60年代中， 卡尔曼滤波就己经广泛用于ins与多普勒雷达、罗兰、星体 跟踪、卫星导航等导航设备的组合之中1 16。 80 年代起， 可供运载体装备的导 航系统 越来越多， 非相似导航子系统的增加使量测信息增多， 这对提高组合导航系统的精度 十分有利。 但是， 集中式卡尔曼滤波存在维数多计算量大和容错性差两个不足。 1 9 8 8 年起，c arls on 提出了联邦滤波理论，旨在为容错组合导航系统提供设计理论。目前 美国 空军己 将联邦滤波器确定 为新一 代导航 系统的 通用滤波器 11 。 不 管是集中 式卡尔 曼滤波， 还是联邦卡尔曼滤波， 都是基于精确的数学模型。 为了 克 服这种不足，人们 开始考虑把模糊算法、自 适应技术以及神经网络用于组合导航系统的滤波。k 泊 】 m 汕 滤波衰减因子自 适应估计算法就是采用自 适应的方法调节滤波器的建模误差， 在解决 系 统的不 确定 性上起到了 很大作用 181 。 当 然这些还停留 在在理 论 研究阶段， 没 有真正 用于实际。 对于微型直升机的组合导航系统， 国外研究开始得比较早， 从多个著名无人机项 目中微型直升机稳定的自 主飞行以及一年一度的空中机器人比 赛( 玩 t e rn a t ionata e ri al rob oticsc o m 洋 ti on， 简 称认 只 c ) 中 它 们出 色的 表现 可以 看出 ， 微型 无 人 直升机的 导航系统已发展得相对成熟。从世界范围看，低成本的 insl g p s组合导航系统是很 多 著名 大 学 和科 研机 构的 研 究 热 点 1151 。 枷v 毗ityof以9 别 ，对 低成本多 传 感器的 水sl g p s 组合导 航系统 进行了 研究和测试1491。 韩国 航空 研究所 采 用 精度不高的3 个单 轴陀螺、 1 个三轴加速度计和1 个g p s 接收机作为微型无人机导 航系统传感器， 采集 的数据经过卡尔曼滤波得到导航信息， 地面测试表明该导航系统可以提供良 好的姿态 信息和位置信息 145. 悉尼大 学把低成本gps 删5导航 系统成 功 应 用于无人机的自 主 飞行中， 在文献份 01中 给出了 实时导航曲 线。 考虑到各导航设 备的 互补性及导航信息 的冗余性，许多无人机项目 还以其它多种传感器作为辅助。2 加3年 p 卫 c冠军 美国 佐治亚理工学院( geo r gi a 此ti tute ofte c hno lo gy) 的无人 直升 机采用陀 螺仪、 加 速度计、 差分gps 、 双轴磁力 计、声纳、雷达高度计等的组合导 航方式， 文献 461 详 细阐述了怎样通过一个扩展卡尔曼滤波器对这些多源传感器信息进行融合。 南京理工大学硕士学位论文微型无人直升机组合导航系统研究与设计 国内 对于无人直升机的 研究起步较晚，导航系统发展还不完善。一些高等院校、 研究所和企业公司也开展了 无人直升机各项技术的 研究， 清华大学、 浙江大学、 南京 航空航天大学等高校都在无人直升机导航系统方面做了不少研究。 文献1 2 3 提出并实 现了一种基于多传感器融合的无人直升机导航方法，采用分级融合的结构，应用 u n sc en扭 d 卡尔曼滤波和最小方差融合算法实现信息融合实现对直升机姿态、速度和 位置的测量，并进行了测试:文献 6 研究了 基于联邦滤波的s ins 从 刃s fl 人 c a n 的机 载组合导航系统， 以一条典型的飞行轨迹进行了全航线的仿真研究证明了该组合导航 系统具有较高的导航定位精度;文献7分析了组合导航系统中常用滤波方法一一集 中卡尔曼滤波、联邦卡尔曼滤波以 及神经网络滤波的 优点和不足，并以 s ins z g p s 组 合导航系统为例进行了 仿真， 结果表明 三种滤波方 法精度相当， 但神经网 络的滤波平 稳性高于另两种算法。 i j本文主要内 容及安排 本文进行了微型无人直升机组合导航系统的总体方案设计、 硬件设计、 软件设计; 完成了以d s p为核心的硬件平台实现，并在集成开发环境c c s中编程实现了软件功 能: 研究组合导航中的联邦滤波算法， 并应用于s ins 尹 g p s/罗盘组合导航系统中进行 了仿真。 本论文各章内容如下: 第一章绪论部分主要介绍了本课题的研究目的及意义和国内外微型无人直升机 组合导航系统的研究现状; 并且在本章最后简述了 本文的主要内容安排。 第二章介绍了 文中所用导航方法的原理和特点， 包括惯性导航、 c p s 导航和罗盘 导航，以及组合导航技术中的集中卡尔曼滤波和联邦卡尔曼滤波的基本滤波方程。 、 第三章首先了对飞行平台即试验用直升机进行了介绍; 接着在需求分析的基础上 进行了组合导航系统的总体方案设计。 第四章围 绕着硬件原理框图介绍了 核心处理器、 导航传感器、 无线通讯模块以 及 舵机等主要器件: 并详细介绍了 数据采集模块、 舵机驱动模块、 无线模块、 电 源模块 的硬件电路设计;最后对pcb设计中应注意的问 题作了简要说明。 第五章主要讨论了 飞行控制系统的软件设计， 介绍了 编程环境， 并且对初始化模 块、数据采集与处理模块、 导航算法模块、 控制模块和无线通讯模块软件实现进行了 详细的讨论，并对联邦滤波算法进行了仿真。 最后对本文研究内容进行了总结，并对后续工作进行了展望。 导航技术硕士论文 2导航技术 2. 1常用导航方法介绍 对于无人机的导航系统而言， 有诸多的导航技术如无线电导航、 天文导航、卫星 导航、惯性导航等都己得到广泛应用，但目 前应用主要是以惯性导航和g p s导航为 主 1 1 。 微型无人直升 机常用的导 航方法大体可分为 两类: 航位推算 和 方 位参 考。 航位 推算是指按直升机初始位置和运动状态信息， 逐步推算出其即时位置的方法， 主要包 括惯性导航、 里程计导航等;而方位参考指的是依靠外界参考点的方位或信息， 求解 出直升机自身位置的方法， 主要包括罗盘罗经导航、 天文导航、 g p s 导航、 机器视觉 导 航 等 12 1 。 2. l i惯性导航 2. l l i惯性导航原理 惯性导航的基本工作原理是以牛顿力学定律为基础，依靠在载体内部测量载体 ( 飞机、 舰船、火箭等)的加速度 ( 惯性) ，经积分运算得出载体的瞬时速度和位置， 以及测量载体的姿态。 惯导系统的优点是: 完全依靠机载设备自 主完成导航任务， 工作时不需要任何外 来信息也不向 外辐射任何信息， 可在任何介质和任何环境条件下实现导 航， 是一种自 主式的导航系统;其次惯导系统能输出飞机的位置、速度、方位和姿态等导航参数， 系统的频带宽，能跟踪载体的任何机动运动， 导航输出数据平稳， 短期稳定性好。但 惯导系统具有固定的缺点: 导航精度随时间发散， 即长期稳定性差. 影响导航参数精 度的主要原因是惯性传感器本身的精度， 而提高惯性传感器的精度是有限的， 所以应 该寻找更合理的解决途径， 即把惯性导航系统作为导航系统中的主导航系统， 再辅助 其他方式导航系统来克服这个缺点。 2. l i j捷联惯性导航 按惯性测量装置在载体上的安装方式分， 惯性导航系统有两大类: 平台 式惯性导 航系统和捷联式惯性导航系统。 平台 惯导系统中包含一个稳定平台， 安装有惯性传感器的 平台台体通过平台轴与 载体隔离， 通过平台稳定回路使得惯性传感器与载体的角运动隔离， 使平台跟踪导航 坐标系 ( 通常为地理坐标系) 。通过沿平台的三个轴向安装的三个加速度计测出三个 轴向的比力， 即载体在这三个方向上的加速度， 通过积分和给定的载体初始条件便可 以得到载休的位置信息; 而载汰的姿态角贝 u 可以通过设置布机体兰亚台轮之间的角度 4 南京理工大学硕士学位论文徽型无人直升机组合导航系统研究与设计 信号传感器读取。 平台惯导系统利用平台直接建立导航坐标系， 具有计算量小， 容易 补偿和修正测量仪表的输出的优点。 但是结构复杂，尺寸大。 捷联惯导系统则不需要实体的导航平台，它是把惯性测量元件直接安装在载体 上， 用计算机数学平台来代替传统的机械平台。 相较于平台惯导系统， 捷联惯导系统 的体积、 重量大大降低， 可靠性与可维护性则有所提高，随 着计算机技术的发展， 其 巨大计算量的问题也己 经得以 解决， 成为目 前使用最广泛的 惯导系统。 2. i jg 玲 导舰 全球定位系统 ( g p s )是美国国防部于 1 973年组织陆、海、空三军共同研制的 新一代卫星导航系统， 主要目 的是为三军建立一个共同的战略高精度全球卫星导航系 统。 该系统由 地面控制部分、 空间部分和用户装置部分构成。 地面控制部分包括主控 站、 监控站和通讯设备， 负责监控导航卫星的工作并向其输入导航电文: 空间部分由 分布在六个轨道平面上， 包括3颗备用卫星在内的24 颗运行在2 .0 2万千米高空的 c p s 卫星组成;用户装置部分包括用户的卫星天线和g p s 接收机， 将接收到的g p s 电文转换为可用的导航信息。 c p s定位的基本原理是: 环绕地球的卫星不间断地发送自身的星历参数和时间信 息， 用户收到这些信息后， 经过计算求出接收机的三维位置、 三维方向以及运动速度 和时间信息。 一般情况下， g p s 接收机接收到4 颗卫星的信号， 便可实现三维定位( 经 度、纬度和高程) 乃至解算出姿态信号。式 ( 2. 1 . 1) 即为 gps定位的最基本原理方 法。 (xl 一 x 。 ) ， + ( 又 一 ， 。 ) ， + ( 2 ， 一 2 。 ) ， = (尺 一 几 ) ，( 2 .1 .1 ) 其中， 风(i = 1， 2， 3 ，4)为 伪距离， r = c xt ( c 为光速; 丸 为 信号从一个卫星到达接收 机的 时间) ; 毛 ， 夕 ， ， 2 ， ( 1 = 1 ， 2 ，3 ，4) 为 卫 星 位置;凡 ， 夕 。 ， 2 。 为 用 户 位置;c ， 为用 户时 钟偏差。 这样求出的位置坐标位于wg s 一 84坐标系中， 即地心空间大地直角坐标系。 在用 于导航系统之前，必须进行坐标转换，以得到当地坐标系坐标. 2. i j罗盘导婉 几个世纪以来， 人们在导航中一直使用磁罗盘。 早在二千多年前中国人就开始使 用天然磁石-种磁铁矿来指示水平方向。其基本原理是利用平行分布在地球表 面，强度约为0. 5 至0. 6 高斯，始终指向磁北极的地磁场来确定某物体方向与地理南 北向的关系。 但是地磁北极与地理北极并不一致， 在地球的不同位置上， 磁北与真北 相差0 2 5度不等，这一角度称为磁偏角。因此，利用磁场定位时需要查表确定磁偏 导航技术硕士论文 角，修正后才能确定物体相对于地理坐标系的方位。 由于罗盘是依靠微弱的地磁信号给出航向信息的，比较容易受强交变磁场的影 响， 因此使用罗盘时应尽量远离强交变磁场， 否则航向 信号将严重失真， 甚至无法正 常输出。 z j组合导 航技术 随着科学技术的发展， 可资利用的导航信息源越来越多， 导航系统的种类也越来 越多。以航空导航为例， 从上一节的介绍可以看出， 惯性导航、 g p s 导航、罗盘导航 这些导航系统各有特色， 优缺点并存。 所以可采用组合导航技术将这些性能各异的不 同导航系统有机地组合起来，以提高导航系统的整体性能。 2 么1组合导航原理11 各种导航系统单独使用时很难满足导航性能要求， 提高导航系统整体性能的有效 途径是采用组合导航技术，即用两种或两种以上的非相似导航系统对同一导航信息 ( 如姿态、 速度或位置信息) 做测量并解算以形成量测量， 从这些量测量中计算出导 航系统的误差并校正之。 采用组合导航技术的系统称为组合导航系统， 参与组合的各 导航系统称为子系统. 实现组合导航有两种基本方法: ( 1 )回路反馈法，即采用经典的回路控制方法，抑制系统误差，并使各子系统 间实现性能互补; (2) 最优估计法，即采用卡尔曼滤波或维纳滤波，从概率统计最优的角度估计 出系统误差并消除之。 两种方法都使各子系统内的信息互相渗透， 有机结合， 起到性能互补的功效。 但 由于各子系统的误差源和量测误差都是随机的， 所以 第二种方法优于第一种方法。 设 计组合导航系统时一般都采用卡尔曼滤波。 组合导航系统一般具有如下功能: ( 1) 协和超越功能:利用各子系统的导航信息并作有机处理，形成单个子系统 不具备的功能和精度; (2) 互补功能:组合导 航系统综合利用了 各子系统的信息， 使各子系统取长补 短，扩大使用范围; (3)余度功能:各子系统感测同一信息源，测量值冗余，增加了导航系统的可 靠性。 z j j卡尔曼滤波技术 在组合导敲中.应用最广泛的信息融合技犬就是卡尔曼滤波。 南京理工大学硕士学位论文徽型无人直升机组合导肮系统研究与设计 2 2 ) .1卡尔里注波撅述 卡尔曼滤波是由 美籍匈牙利数学家r.e. k 缸 m an在1 9 6 0 年提出的著名算法。 它是 一种线性无偏、 以误差方差最小为准则的最优估计算法， 在系统能用线性模型描述且 系统和传感器的误差能用高斯白噪声模型化的情况下， 卡尔曼滤波能递归的提供统计 意义上的最优估计。 对于非线性系统， 也可以 使用扩展卡尔曼滤波， 它围绕估计值附 近将系统方程和观测方程线性化，然后按线性方程进行估计。 卡尔曼滤波具有如下特点: ( 1) 算法是递推的，且使用状态空间法在时 域内 设计滤波器， 所以 卡尔曼滤波 适用于对多维随机过程的估计; (2)采用动力学方程即状态方程描述被估计量的动态变化规律，被估计量的动 态统计信息由 激励白 噪声的统计信息和动力学方程确定。由于激励白噪声是平稳过 程， 动力学方程己知， 所以被估计量既可以 是平稳的， 也可以是非平稳的，即卡尔曼 滤波也适用于非平稳过程; (3) 卡尔曼滤波具有连续型和离散型两类算法，离散型算法可直接在数字计算 机上实现。下面就来介绍离散形式的卡尔曼滤波方程。 2 2 忍 2基本滤波方程 设有一随机动态系统，其状态方程和测量方程为 x = 。 * 泪x ， 、 + 几 一 巩一( 2 .2 1 ) 2 * = h * x * + 竹( 2 .2 .2 ) 式中x * 为k 时 刻 的n 维 状态矢量; 二为k 时 刻的m维 测量 矢量; 。 。 、 为k 一 1 到k 时刻的一 步状态转移 矩阵(nx n 阶) ; 毗刁 为k 一 1 时 刻的 系 统噪声(r维) ; 几 -1 为系统噪声矩阵(nx r 阶) ， 它表征由k 一1 时刻到k 时刻的各个噪声分别影响各个状 态的 程度; h * 为k 时 刻的 测量 矩阵( m x n 阶) ; 叭为k 时刻的m维测量 噪声。 要求 叭 和 凡 是互不 相关的 零 均值的白 噪 声序列。 有 e 叭可卜q 。 凡( 2 .2 3 ) e 砚 可卜r : 凡( 2 .2 .4 ) q * 称为 系统噪声 的 方差 矩阵;r * 称为测量噪 声的 方差 矩阵 。 在卡尔曼滤波中 要 求 它 们 分 别 是已 知 值 的 非 正 定 阵 和 正 定 阵 . 凡是k ro o ec ker占 函 数， 即 ( 2 . 2 一 5) 初始状态的 统计 特性为曰x 。 = m 功 ， vad x 。 = c 月 ， 卡尔曼 滤波要求m xo 和几 已 知且x 。 与笼 巩 和 vk) 互不 相关。 导航技术 硕士论文 对于上面描述的系统， 状态一步预测方程 卡尔曼滤波方程为 x * 。 _ 1 = 中 ， 活 _ i x卜 1 ( 2 . 2 . 6 ) 状态估计方程 滤波增益方程 。 =x* 。* 、 +k * ( 2 ， 一 h* xk 。 、 ) ( 2 . 2 . 7 ) 尤 ， = 凡 ， 一 万 万 ( 万 ， pk ， _ ， h 二 + r 。 ) 一 ， ( 2 2名) 一步预测均方误差方程 爪刁 = 叭， 一 : pk 一 : ， 一 1 + rk 一 1 么 一 1吃 ( 2 . 2 . 9 ) 估计均方差方程 凡= ( 1 一 k * h * ) pk 卜 1 ( 1 pk= ( 1 一 k * h 。 ) 凡 卜 t * 万 * ) t + k * r * 吃( 2 .2 . 1 0 ) 或 2 2 3联邦卡尔受涟波 按标准卡尔曼滤波， 同时处理来自 各个子系统的观测数据， 称为集中式卡尔曼滤 波法， 即系统的所有状态变量在一个滤波器同时处理。 集中式卡尔曼滤波虽然在理论 上可给出状态的最优估计， 但存在几种缺点: 一是集中式卡尔曼滤波器的状态维数高， 因而计算负担重， 严重影响了滤波器的动态性能和实时性: 降维滤波又损失滤波精度， . 甚至导致滤波的发散: 二是集中式卡尔曼滤波器容错性能差. 为解决这一矛盾， 人们 对分散化滤波技术进行了研究，在众多的分散化滤波方法中， c 州so n提出的联邦滤 波器 ( f ed e n 双 ed fil吐)以 其设计的灵活性和计算量小、容错性好而 倍受重视，美国 空军已 将联邦滤波器列为新一代导航系统通用的滤波器。 联邦滤波基本的思想就是先分散处理再全局融合。 在联邦滤波中， 标准的卡尔曼 滤波器分成对应于不同导航系统的多个子滤波器， 每个滤波器并行工作， 并通过主滤 波器进行信息分析和综合， 产生最优滤波结果网 。 2 j 3 .1联邦铭披方程 假定系统的状态方程和量测方程如式 (2.2.1) 和 (2.2.2)，子滤波器的状态方程 和量测方程为: x ， + 1 = 。 复 + ，* x ， + 几 + 1.， 凡 2 ， + : = h .k + ， 2 *， +l + 认 ， +l ( 2 . 2 . 1 1 ) ( 2 . 2 . 1 2 ) 其中， 叭的协方差 阵为么; 咋的 协方差阵为r 。 。 2 * = 1 2 几 ， 2 二 * ， ， ， ， ， 2 二 j t 其典型联邦滤波器算法的四个方程如下: 南京理工大学硕士学位论文徽型无人直升机组合导航系统研究与设计 ( 1 )信息的时间更新 信息分配就是在各子滤波器和主滤波器之间分配系统的信息。 系统的过程信息 9， 和刃按如下的 信息 分 配原 则在 各子 滤 波器 和主 滤 波器 之间 进 行 分 配: 么= 尸么凡= 式1 几x 。 = x * 其 中 戏 0 是 信 息 分 配 因 子 ， 并 满 足 信 息 分 配 原 理 : 艺 戏十 几= 10 子 习 在系统噪声分配过程中， 采用了方差上界技术， 所以得到的子滤波器的滤波结果 是次优的。 物理意义上是由于过程噪声方差被上界取代， 则每个滤波器更少的依靠时 间更新后的状态值，更多的依靠测量更新。 ( 2 )信息的测量更新 由于主滤波器没有测量量， 所以没有测量更新。 测量更新只在各个局部子滤波器 中进行，测量更新通过下式起作用: 只 泰= 只 毖 卜 ， + h 二 r 压 h 。( 2 .2 1 3 ) 只 公 ， 戈 ，.。 = 君 升 卜 :分 *+ h 百 ，几( 2 2 1 4 ) ( 3 )信息融合 联邦滤波器核心算法是将各个局部滤波器的局部估计信息按下式进行融合， 以得 到全局的最优估计。 凡 = 认 一 ， + 刃+. 二 + 形+ 刃r ( 2 . 2 . 1 5) x ， = p. 阮 ，戈 1 + p2- 戈 2 十 ， 二 + 件 分 。 + 嵘 ，戈 . j( 2 2 ; 6 ) 通过以上的信息分配、 添加过程 ( 时间和ll量币新) 和信息融合过程， 在局部滤 波器中由于方差上界技术引起的信息丢失，在融合过程中这种非最优性被重新合成， 得到全局最优解。 z j本章小结 本章首先介绍了文中所用导航方法的原理和特点， 包括惯性导航、 c p s 导航和罗 盘导航; 然后介绍了组合导航技术中的集中卡尔曼滤波以 及联邦卡尔曼滤波的基本滤 波方程。 南京理工大学硕士学位论文徽型无人宜升机组合导肮系统研究与设计 比相同性能咒1 以 系列通用处理器低很多， 且功耗和体积也小很多。 因此， 采用d s p 作为导航系统的核心处理器。 基于d s p的导航系统总体框图如图3 .3.1 所示。 其中虚线以上部分是空中机载平台，其核心是基于d s p的导航控制计算机，此 外还包括传感器模块、 执行器 ( 舵机) 、无线通讯模块以及电源模块等。 ( 1) 导航控制计算机是导航系统的核心计算部件， 它在每个控制周期内实时处 理采集的传感器数据， 完成导航算法， 得到直升机的姿态和位置信息， 结合无线模块 传送的 控制指令， 计算出控制量， 转化为相应的p v 月 以信号驱动舵机工作， 保持直升 机稳定飞行， 并将遥测信息通过无线通讯模块传送到地面控制站。 为了确保安全， 防 止自主飞行机构失控，添加了手咖 自 动切换功能。 (2) 传感器模块包括惯性测量单元模块 ( 包括 3 d陀螺仪、 3 d加速度计) 、电 子罗盘、g p s 接收机等重要的导航传感器。 (3) 执行器 ( 舵机)是飞行控制系统中不可缺少的组成部分，该模块按照计算 机指令驱动自 动倾斜器变距杆、尾桨桨距拉杆和油门变距杆实现对直升机的控制。 (4) 无线通讯模块负贵地面部分与机载部分之间信息交换，完成直升机状态和 航迹等信息的下传和地面控制站指令的上传任务。 本系统还有另一组通讯链路: 微型 无人直升机的遥控信号链路， 飞机操控员手持遥控器发射无线电 波， 机载无线接收器 根据遥控信号控制执行器来遥控直升机的飞行。 ( 5 )电 源模块为机载导航系统、 舵机等提供电源。对于微型无人直升机来说， 载重量有限，所以电源系统应该尽可能的轻，同时蓄能要多。综合上面的各种因素， 系统选择了 铿电池组作为电源。 系统所需各种电压通过电压转换模块来实现。 因为舵 机上电后的起动电流很大，容易造成电压过低，使得处理器和传感器不能正常工作， 本系统专门选用一套 4. 8 v12 0 (x)1l la l l的镍氢电 池组用于模型直升机接收机和舵机供 电。其它器件都由铿电池通过电源电路进行供电。 地面控制站和机载平台之间通过无线接收发送器进行数据交换， 地面控制站主要 负责飞行监控和飞行任务的制定， 而机载平台负责导航和飞行控制。 地面控制站接收 机载平台的飞行信号， 以 便飞 行控制人员监 控自 主飞行， 调整控制策略或者在必要的 时候将自 动飞行切换到手动，由飞行员通过遥控器来控制直升机的飞行。 3 .4本章小结 本章首先了 对飞行平台即试验用直升机进行了介绍， 然后在需求分析的基础上进 行了组合导航系统的总体方案设计，并对方案中的主要组成模块功能进行了简要说 明。 导航系统硬件设计硕士论文 4导航系统硬件设计 上一章主要介绍了导航系统的总体设计， 本章将在此基础上， 对系统的硬件选型 和电路实现做详细的介绍。 在设计过程中最大可能地保证了无人直升机组合导航系统 要求达到的结构紧凑、 体积小、 重量轻、 功耗小、成本低、 精度高、 运算速度快等特 点。 4. 1硬件原理框图 基于第二章的总体方案，设计硬件框图如下 图4 l i 系统硬件总体框图 系统的核心处理器采用 n 公司的 t ms320f2812 ，硬件设计中利用了 2 812的 g p 1 0口 和串行通讯接口进行传感器信号采集及无线通讯，并可以生成p wm波实现 对舵机的控制. 电源模块负责给各元器件供电。 下面对核心处理器和各模块一一进行 介绍。 4 .2核心处理器 从性能、接口、成本和开发难度方面综合考虑，选用德州仪器 ( tl)公司的 t ms320f2812 d s p ， 该芯片集实时处理能力和控制功能于一身， 其体系结构如图4. 2. 1 所示，主要由c p u 、总线、存储单元、事件管理器模块及众多的片内 集成外设构成。 南京理工大学硕士学位论文微型无人直升机组合导航系统研究与设计 翻 地 .创 飞日 “ 5 飞刃 月 1 口 公 目 净价. . 序 0 c ， 诊节. . 生 专 c闷石屁.臼 : 婴 尸i e 抽 洲丁 1 己 笠裂州翌 阴盘豁. 匕， 1 服 的 s a 日 八 甘 1 越 1 1 五 js燕ra朋 月 k义1 l1 5a 日a目 月 kll 6 睦由 1 匆kx 16于幼1 舞 1 2 6 k 月1 6 2 川4 ) 月 跳tl gt f z 习 1 毋 犷0臼ux 1 层侧巨 n n 吧 胜 薰 薰 经 石二二二.一二二二少一三拐” . c p u 阴c李二 曰 阴 拒 阳丈 二 1 落 石 瓦 五 面卜 立犷 自 0价 1 龙肛器1 6汇 c 湘1 外 笼 盆 峨盆1 6 c z 已 1 1 争 m洲x枯 峨 口幼】 讲 蓝rs xl lyr弓 叼目 小一竺 粉 jp l 口 j 旧 5 协赴口0 叮 亩国 p 目知翻 甘. 川 祠上 + 卜 . 如厄“ 口留仙勺 丽 c曰旧脚摆 黑 创 一 兰 己 氏 州睡目阁 日 。 图4. 2. l l ms320尺3 1 2 体系结构图 吕 从 ，1 石 压翻班r口翻 月书 产1 忘 t m s320f 2 812具有如下一些 特性， 使得它非常适合做飞行导航系统的核心处理 器: ( 1) 采用高 性能 静态c mo s 工艺制造，内 核电 压为1 . s v ， 芯片使用3 .3 v电源 供电， flash 编程电 压也为3. 3 v ，从而使芯片的功耗更低; (2) 犯位的运算精度， 系统的处理能力达1 5 0 m p s ， 可以 满足导航计算的要求; (3) 采用可调整的哈佛总线结构， 可选择工作在冯. 诺依曼模式。 c p u内的寄存 器包含独立的寄存器空间， 并不映射到数据存储空间， 而将所有的外设都映射到了数 据存储空间; (4)片内具有两个16xl6 ma c单元， 可执行 16位x 拓位和32位x32 位的乘法 l 5 导航系统硬件设计 硕士论文 及累加操作，可处理更多的运算; ( 5 )片上具有多达1 2 8 k b的r as h 、z k b的o t p r o m、1 8 k b的s a r a m，所 以本设计没有外扩存储器; (6)片上具有4 k b的引导r o m， 用于存放引导 程序和一些数学表; ( 7 )具有128 位的密钥，可有效保护r 韶 柑 o t p r o m和切几i s a r a m中的代 码; (8)片上具有两个事件管理器、串行通信口、串 行外设口、增强型c a n模块、 多通道缓冲串行口、12位精度的模拟数字转换单元等外设模块， 有56个可编程功能 复用通用f o引脚: (9 ) 源 代 码 与x 24x及x 24 “兼 容 ， 支 持 ansl c 暇 什 语 言 编 程 ， 具 有 系 统b lo s ， 可采用嵌入式操作系统。 4 3传感器信号处理电 路 这一节首先介绍导航传感器所选用的器件，然后再介绍其采集接口电路。 4 31导航传感器 由于模型直升机负载能力有限， 因此， 减小和减轻导航系统所用传感器的体积及 重量， 就显得尤为重要. 本文侧重于选用基于微电子机械系统( m 王 ms ， micro electro m ee h 画司s ys tems ) 技术的 惯性 传感器。 州 王 m s 惯 性传感 器与以 往惯性传感器相比 ， 具有体积小，重量轻，价格低，能大批量生产等优点。 4 盘l l角速率陀娜 角速率陀螺负责采集直升机三个方向的角速率 ( 横滚角速率、 俯仰角速率、 航向 角速率) 。 微机械陀螺 选用adi 公司的adx r sl5014 ， a d xrsl50的量 程、 带宽 及 零位电压可通过外部电阻和电容设定: 它内部包含电压输出式温度传感器、 +2s v基 准电压源和电荷泵式d c 了 d c电源变换器，并具有自 检功能;它采用密封装置，抗振 动、抗冲击能力强， 可 抑制1 0 (x)9 的 冲击。 性能指 标见 表4. 3. 1 。 表4. 3 1 a d x r sl5d性能指标 里程 短期稳定性偏差 噪音密度 标度因子 土 1 5 0 0 1 5 ; 信号线;数字地和模拟地分开布线，最后通过磁珠连在一起。 p c b 抗干扰设计是一门很深的学问，设计中要注意的问题举不胜举。由于能力 和经验的限制， 本人只能对上面一些显而易见的问题进行说明。 硬件调试的成功， 证 明上述问题确实是值得注意的。系统硬件电路板实物图见附录. 4. 8本章小结 本章围绕着硬件原理框图对主要器件进行了介绍， 包括核心处理器、 导航传感器、 无线通讯模块以 及舵机等; 详细讨论了数据采集模块、 舵机驱动模块、无线模块、电 源模块的硬件电路设计;最后对p c b设计中应注意的问题作了简要说明。 南京理工大学硕士学位论文 徽型无人直升机组合导航系统研究与设计 5导航系统软件设计 上一章详细介绍了系统的硬件设计， 这一章的主要内容是系统的软件设计。 首先 介绍了 所用的 编程环境， 接着围绕软件总体结构框图分模块对软 件设计做了介绍。 5. 1编程环境介绍 n公司 提供的 集成 开发环境c c s( c ode c o m 卯s e s 山 d i o ) 内 含标 准c 优化编 译 器，可以 进行c语言编程。调试时计算机通过d s p 上的 t a g接口 将可执行c o f f 文件下载到片上r a m或烧写到f l a s h中， 通过c c s 进行调试。 下面介绍一下软 件 图5 1 注 软件开发流程图 中阴影部分 是最常用的开 发路径. 下面简要介绍一 下所列出的工具141 : 导航系统软件设计 硕士论文 l)c i c 什编译器: 接收c和c + + 源代码并生成t ms 32笑2 8 x 汇编语言源代码， 编译器中包括集成 (s h ell) 程序、优化器和交叉引用列表程序: 集成程序使用户 能够一步完成编译、 汇编和链接过 程: 优化器优化代码以 提高c语言程序的 效率; 交叉引用列表程序使汇编语言输出和c源语句进行交互访问， 使其能与经编译器 编译后的代码相关联; (2)汇编器:将汇编语言源文件转换成机器语言c o ff 目 标文件。 源文件中 包 含指令、 汇编伪指令和宏伪指令。 用户可以使用汇编伪指令控制汇编过程的各个方面， 如源程序列表格式、数据排列以及段内容; (3) 链接器:将由 汇编器创建的目 标文件组合成一个可执行c o ff 目 标模块， 在它创建可执行模块的同时， 进行重定位( 把段重新定位到目 标系统的存储器映像中) 和解决外部引用。 链接器伪指令允许用户组合目 标文件段， 把段或符号约定在存储器 的某些地址范围内，并定义或重新定义全局符号。 两个链接伪指令: me mo r y伪指令允许用户定义目 标系统的存储器映像。 用户可以为存储器的某 一部分命名并制定其起始地址和长度。 s e c t 1 0 n s 伪指令告诉链接器如何将输入段组合到输出 段， 以 及将这些输出段存 放在存储器的什么地方。 命令文件 ( 后缀为.c m d ) 通常采用me mo r y和 s e c t 1 0 n s 伪指令实现对程序 存储器空间和数据存储器空间的分配。 s j软件总体结构 图5 2 . 1 软件总体结构框图 南京理工大学硕士学位论文微型无人直升机组合导航系统研究与设计 软件设计采用模块化设计思路， 使程序方便调试， 易于扩展。 软件设计总体结构 如图5. 2 . 1 所示，主要 包括: 初始 化模块、 数据采集与处理模块、导航算法模块、控 制模块和无线通讯模块。 各模块主要完成的任务如下: ( 1)初始化模块: 包括看门 狗、 系统时钟、 通用定时器、 g p 1 0 、 s ci、 s pi、 p w m、 捕获模块等的初始化: (2) 数据采集与处理模块: 完成导 航用传感器角速率陀螺、加速度计、电子罗 盘h m r 3 3 (x)、g p s数据的采集、提取及编码处理; (3) 导航算法模块:利用传感器所得数据来完成捷联惯导导航信息解算以及联 邦卡尔曼滤波算法; (4) 控制模块: 根据导航信息和导 航任务， 执行控制算法、 计算并输出控制量; (5) 无线通讯模块:完成空中 平台与地面站的数据交换。 下面具体讨论上述几个模块的主要功能实现。 s j初始化模块 上电 运行首先进入d s p的初始化程序， 流程图如图5 :31 所示。 对其中各步骤说 明如下: ( 1) 初始化系统控制寄存器 主要包括复位看门狗，初始化锁相环 ( p l l )以及各组片上外设时钟。 t ms 3 20凡812的片上外设按输入时钟可分为如下4 个组: 令 s y s o u t c l k组: 包括c p u定时器和eca n总线， 可由p l l c r寄存器动态 地修改; 令 o s c c l k组:主要是看门狗电 路，可由w d c r寄存器设置分频系数; 令 低速组:有s c i 、 s pi、m cbs p ，可由l o s pcp寄存器设置分频系数: 令 高速组:包括e m 气 旧、a d c ，可由h 】 s p c p 寄存器设置分频系数. ( 2 )配置 g p io 口 .刀 竹 s32 0 f2812数字信号处理器提供了多个通用目 的数字量f o引脚，这些引脚 绝大部分是多 功能复用引脚， 通过c p 1 0m u x寄存器来选择配置具体