王林林 ， 劉 波

（1.中國(guó)科學(xué)院空間科學(xué)與應(yīng)用研究中心 北京 100190；2.中國(guó)科學(xué)院大學(xué) 北京 100190）

隨著火箭探空事業(yè)的發(fā)展，探空火箭所搭載的科學(xué)試驗(yàn)有效載荷種類越來越多，并且每次任務(wù)有效載荷的類型變化大、任務(wù)需求靈活多樣，這對(duì)探空火箭箭載綜合服務(wù)系統(tǒng)提出了越來越高的要求[1]。傳統(tǒng)的基于分系統(tǒng)設(shè)計(jì)的方式已經(jīng)越來越不能滿足探空火箭發(fā)展的需要，無(wú)法充分發(fā)揮探空火箭任務(wù)響應(yīng)快速、機(jī)動(dòng)靈活、適應(yīng)性強(qiáng)的特點(diǎn)，因此國(guó)際上相關(guān)機(jī)構(gòu)都在開展新型探空火箭箭載綜合服務(wù)系統(tǒng)的研制工作[2]。為了促進(jìn)我國(guó)探空火箭型譜化、系列化的發(fā)展，作者在“國(guó)家863計(jì)劃”的資助下開展探空火箭箭載綜合服務(wù)系統(tǒng)模塊化、小型化、通用化的研究。箭載姿態(tài)測(cè)量系統(tǒng)作為箭載綜合服務(wù)系統(tǒng)的重要組成部分，為了能夠滿足小型化要求，并作為一個(gè)模塊集成到箭載綜合服務(wù)系統(tǒng)里，引入了微機(jī)電系統(tǒng)（MEMS）慣性儀表作為微型慣性測(cè)量單元（MIMU）。

MEMS是伴隨著微機(jī)械制造技術(shù)、納米技術(shù)和集成光學(xué)芯片技術(shù)等技術(shù)的發(fā)展而迅速發(fā)展起來的一個(gè)領(lǐng)域，是指集微型結(jié)構(gòu)、微型傳感器、微型執(zhí)行器以及信號(hào)處理電路、接口、通訊和電源于一體的微型器件或系統(tǒng)[3]。MEMS器件具有集成度高、功能強(qiáng)、重量輕、功耗小、熱常數(shù)低、可抗振動(dòng)、抗沖擊和耐輻射的優(yōu)勢(shì)。因此，在汽車工業(yè)、生物醫(yī)學(xué)工程、航天航空、精密儀器、移動(dòng)通信、國(guó)防科技等方面表現(xiàn)出良好的發(fā)展前景，目前國(guó)內(nèi)外均積極開展MEMS器件在航天領(lǐng)域的應(yīng)用研究[4-5]。MIMU是作為MEMS的一個(gè)分支發(fā)展起來的，它由微型陀螺儀、微型加速度計(jì)、專用集成電路（ASIC）等組成，能夠完成和慣性測(cè)量單元（IMU）同樣的功能。它具有隱蔽性好、數(shù)據(jù)更新率高、短期精度和穩(wěn)定性好、體積小、重量輕、功耗低等特點(diǎn)，因此在軍事和民用導(dǎo)航領(lǐng)域均得到越來越高的重視[6]。本文采用MIMU，并基于MIMU/GPS組合導(dǎo)航技術(shù)設(shè)計(jì)了箭載姿態(tài)測(cè)量系統(tǒng)。

1 總體方案設(shè)計(jì)

慣性導(dǎo)航系統(tǒng)以牛頓力學(xué)定律為基礎(chǔ)，不需要來自外部的任何信息，也不會(huì)向外部輻射任何信息，可以在任何環(huán)境條件下實(shí)現(xiàn)自主導(dǎo)航，在給定載體的初始位置和初始速度的情況下，能夠?qū)崟r(shí)輸出載體的位置、速度、方位、姿態(tài)和航向等信息，具有完全自主、不易受干擾、輸出數(shù)據(jù)平穩(wěn)、實(shí)時(shí)性強(qiáng)、短期穩(wěn)定性好等優(yōu)點(diǎn)，從而在航空、航天、航海等軍用和許多民用領(lǐng)域得到廣泛的應(yīng)用。但是由于其工作原理是基于積分計(jì)算，所以它又具有導(dǎo)航誤差隨時(shí)間累積，導(dǎo)航精度隨時(shí)間發(fā)散，無(wú)法保證長(zhǎng)時(shí)間的高精度穩(wěn)定工作的缺點(diǎn)。全球衛(wèi)星定位系統(tǒng)（GPS）能夠在全球范圍內(nèi)全天候的向用戶提供高精度、連續(xù)、實(shí)時(shí)的測(cè)速、定位和授時(shí)等服務(wù)，具有觀測(cè)時(shí)間短、操作簡(jiǎn)單、精度高、誤差不隨時(shí)間積累等優(yōu)點(diǎn)。但是GPS系統(tǒng)也具有如下的缺點(diǎn)：自主性能差，容易受干擾，數(shù)據(jù)更新率低、難以滿足實(shí)時(shí)導(dǎo)航的要求，且天線信號(hào)容易受障礙物遮擋造成信號(hào)失鎖。慣性導(dǎo)航系統(tǒng)和GPS組合導(dǎo)航系統(tǒng)可以發(fā)揮各自的優(yōu)點(diǎn)，克服對(duì)方的缺點(diǎn)，有效減小系統(tǒng)誤差，提高系統(tǒng)精度，實(shí)現(xiàn)在高動(dòng)態(tài)和強(qiáng)電子干擾的環(huán)境下的實(shí)時(shí)、高精度導(dǎo)航和定位，因此，慣性導(dǎo)航系統(tǒng)和GPS組合導(dǎo)航在航空、航天、航海導(dǎo)航和武器精確制導(dǎo)等方面得到越來越廣泛的應(yīng)用[7]。

MIMU/GPS組合導(dǎo)航系統(tǒng)以慣性導(dǎo)航系統(tǒng)作為組合導(dǎo)航系統(tǒng)的關(guān)鍵子系統(tǒng)，而GPS作為輔助子系統(tǒng)。通過組合，使用GPS輸出的位置、速度等信息來修正陀螺漂移、加速度計(jì)偏差和初始失準(zhǔn)角等引起的MIMU位置、速度和姿態(tài)的誤差，從而獲得高精度的導(dǎo)航信息。如圖1所示為MIMU/GPS組合導(dǎo)航總體方案示意圖，MIMU和GPS之間采用松散耦合方式進(jìn)行組合，兩個(gè)子系統(tǒng)獨(dú)立工作，各自輸出導(dǎo)航參數(shù)。這種組合方式采用位置和速度組合，將MIMU的誤差方程作為組合導(dǎo)航系統(tǒng)的狀態(tài)方程，將GPS和MIMU各自輸出的位置、速度之差作為觀測(cè)量，采用卡爾曼濾波器對(duì)MIMU的位置誤差、速度誤差、姿態(tài)誤差及慣性儀表誤差進(jìn)行最優(yōu)估計(jì)，然后對(duì)MIMU進(jìn)行輸出反饋校正。

圖1 MIMU/GPS組合導(dǎo)航總體方案示意圖Fig.1 Schematic diagram of MIMU/GPS combined navigation general scheme

這種組合方式的優(yōu)點(diǎn)是可估計(jì)出組合導(dǎo)航系統(tǒng)的速度誤差和位置誤差，并可適當(dāng)抑制姿態(tài)發(fā)散，通過補(bǔ)償能夠大幅度提高系統(tǒng)的定位精度，使MIMU具有動(dòng)基座和空中對(duì)準(zhǔn)能力。此外，由于此方式原理簡(jiǎn)單，容易工程實(shí)現(xiàn)，子系統(tǒng)可獨(dú)立工作，并具有一定的系統(tǒng)冗余度，所以在實(shí)際組合導(dǎo)航系統(tǒng)中采用較多。

2 系統(tǒng)硬件設(shè)計(jì)

箭載姿態(tài)測(cè)量系統(tǒng)的硬件電路由MEMS慣性測(cè)量電路，GPS信號(hào)接收電路和導(dǎo)航計(jì)算機(jī)構(gòu)成。其中，MEMS慣性測(cè)量電路，使用的是InvenSense公司生產(chǎn)的MPU6050，包括三軸陀螺儀和三軸加速度計(jì)，通過I2C接口輸出3軸旋轉(zhuǎn)角速率和3軸加速度；導(dǎo)航計(jì)算機(jī)采用的是恩智浦公司生產(chǎn)的ARM9系列芯片LPC3250，此芯片自帶矢量浮點(diǎn)協(xié)處理器（VFP），在計(jì)算能力上可以媲美DSP；GPS信號(hào)接收電路采用TI公司生產(chǎn)的3V增強(qiáng)型CMOS四路差分線路接收器DS26LV32AT來接收箭載GPS系統(tǒng)以RS422格式發(fā)來的GPS信號(hào)。如圖2所示，給出了系統(tǒng)硬件電路的結(jié)構(gòu)框圖。

圖2 系統(tǒng)硬件電路結(jié)構(gòu)框圖Fig.2 Structure diagram of the system's hardware circuit

MPU6050是采用MEMS技術(shù)制造的姿態(tài)測(cè)量單元，是世界上首款并且是唯一一款6軸運(yùn)動(dòng)跟蹤器件，具有低功耗、低成本和高性能等特點(diǎn)。內(nèi)部包括3軸陀螺儀、3軸加速度計(jì)和一個(gè)數(shù)字運(yùn)動(dòng)處理器，6個(gè)16 bit的ADC用于同時(shí)采集陀螺儀和加速度計(jì)的信號(hào)，采用尺寸為4×4×0.9 mm的24腳QFN封裝，通過I2C總線和導(dǎo)航計(jì)算機(jī)進(jìn)行通信，最大通信速率400 kbps，具有1024字節(jié)的FIFO用于緩存數(shù)據(jù)。具有如下一些特性：

*數(shù)字化輸出3個(gè)軸的角速率，并且角速率范圍是用戶可編程的，可選的范圍包括±250、±500、±1 000 和±2 000°/sec；

*數(shù)字化輸出3個(gè)軸的加速度，用戶可編程范圍為±2g，±4g，±8g 和±16g；

*寬范圍數(shù)據(jù)采樣率，根據(jù)用戶要求采樣率可以在4~8 000 Hz（陀螺）或 4~1 000 Hz（加速度計(jì)）之間；

*低功耗，最高功耗為12.87 mW（3.3 V×2.9 mA）；

LPC3250是恩智浦公司生產(chǎn)的基于ARM926EJ-S CPU的ARM產(chǎn)品，非常適合用于既要求高性能又要求低功耗的嵌入式領(lǐng)域，主要用來完成GPS信號(hào)的接收、MIMU加速度和角速率采集、姿態(tài)解算、卡爾曼濾波等。此款A(yù)RM具有如下主要特點(diǎn)：

*CPU運(yùn)行時(shí)鐘頻率可高達(dá)266 MHz；

*具有32 kbyte指令高速緩存和32 kbyte數(shù)據(jù)高速緩存；

*支持ARMv5TEJ指令集、Jazelle指令集、DSP擴(kuò)展指令；

*帶有矢量浮點(diǎn)協(xié)處理器（VFP），這是一個(gè)數(shù)據(jù)運(yùn)算功能非常強(qiáng)大的處理器，該處理器完全支持單精度和雙精度的加、減、乘、除和乘加操作。它遵循IEEE754標(biāo)準(zhǔn)，可用于二進(jìn)制浮點(diǎn)運(yùn)算；采用流水線設(shè)計(jì)，包含有MAC操作、除法或平方根操作、Load/Store操作3種獨(dú)立的流水線，這些流水線可以平行工作，也可以亂序工作；此外還提供浮點(diǎn)數(shù)和整數(shù)之間的轉(zhuǎn)換功能；

*高達(dá)256 kbyte的內(nèi)部SRAM，可用于存儲(chǔ)代碼或/和數(shù)據(jù)，可作為8位、16位或32位訪問；

*帶有 1個(gè) NAND Flash接口、1個(gè)支持 SDR/DDR SDRAM和靜態(tài)設(shè)備的外部接口；

*采用TFBGA296封裝，封裝大小只有15 mm×15 mm×0.7 mm。

3 系統(tǒng)軟件設(shè)計(jì)

為了滿足系統(tǒng)的實(shí)時(shí)性和可靠性要求，在LPC3250上移植了嵌入式實(shí)時(shí)多任務(wù)操作系統(tǒng)uC/OS-II，此系統(tǒng)在諸多領(lǐng)域內(nèi)得到廣泛應(yīng)用，包括手機(jī)、飛行器、儀器儀表、醫(yī)療設(shè)備和工業(yè)控制等。本設(shè)計(jì)所移植的V2.52版本的操作系統(tǒng)在2000年得到了美國(guó)航空航天管理局（FAA）對(duì)用于商用飛機(jī)的、符合RTCA DO-178B標(biāo)準(zhǔn)的認(rèn)證，表明uC/OS-II具有足夠的安全性和穩(wěn)定性，可以用于航空航天設(shè)備。

圖3 軟件設(shè)計(jì)的流程圖Fig.3 Flow chart of the software design

如圖3所示為系統(tǒng)軟件設(shè)計(jì)的基本流程圖。根據(jù)系統(tǒng)所要實(shí)現(xiàn)的功能把系統(tǒng)軟件分成了5個(gè)任務(wù)：初始化任務(wù)、監(jiān)控任務(wù)、初始對(duì)準(zhǔn)任務(wù)、純慣性導(dǎo)航任務(wù)和組合導(dǎo)航任務(wù)，分別用來完成如下功能：

1）初始化任務(wù)主要是用來完成操作系統(tǒng)初始化、LPC3250初始化和MPU6050初始化；

2）監(jiān)控任務(wù)主要用來完成MPU6050的上電自檢并給出自檢結(jié)果，GPS狀態(tài)的判定，讀入GPS數(shù)據(jù)，系統(tǒng)導(dǎo)航的初始參數(shù)裝訂，給初始對(duì)準(zhǔn)任務(wù)提供初始參數(shù)，系統(tǒng)內(nèi)部的通信及時(shí)序管理，以及和系統(tǒng)外的通信；

3）初始對(duì)準(zhǔn)任務(wù)是在導(dǎo)航系統(tǒng)工作前，根據(jù)監(jiān)控任務(wù)所提供的初始姿態(tài)信息和位置信息，進(jìn)行解析式粗對(duì)準(zhǔn)和和采用卡爾曼濾波的精對(duì)準(zhǔn)2個(gè)過程，計(jì)算出系統(tǒng)的初始捷聯(lián)矩陣，然后導(dǎo)航系統(tǒng)以此捷聯(lián)矩陣為基礎(chǔ)開始工作；

4）純慣性導(dǎo)航任務(wù)是在GPS信號(hào)無(wú)效的情況下，根據(jù)所得到的初始捷聯(lián)矩陣，利用陀螺所提供的角速率和加速度計(jì)所提供的加速度，采用四階龍格-庫(kù)塔法解四元數(shù)微分方程進(jìn)行姿態(tài)解算，實(shí)時(shí)解算出探空火箭的位置、姿態(tài)角和飛行速度；

5）在GPS信號(hào)有效的情況下啟動(dòng)組合導(dǎo)航任務(wù)，利用陀螺儀所提供的角速率和加速度計(jì)所提供的加速度解算出火箭的位置、姿態(tài)角和飛行速度，然后利用GPS所提供的火箭位置和速度信息作為外部參考信息，進(jìn)行卡爾曼濾波，估計(jì)出位置誤差、速度誤差、姿態(tài)誤差及慣性儀表誤差，然后根據(jù)卡爾曼濾波的結(jié)果對(duì)即時(shí)捷聯(lián)矩陣和位置矩陣進(jìn)行修正，從而達(dá)到對(duì)探空火箭的位置、姿態(tài)和速度數(shù)據(jù)的修正。此外還利用GPS輸出的火箭的速度、位置的垂直分量對(duì)慣導(dǎo)高度通道的速度、位置兩個(gè)環(huán)節(jié)進(jìn)行阻尼，從而得到最優(yōu)高度解。具體的組合導(dǎo)航算法過程如圖4所示。

圖4 組合導(dǎo)航算法流程圖Fig.4 Flow chart of the combined navigation algorithm

進(jìn)入組合導(dǎo)航任務(wù)后，首先要確定的是初始值，根據(jù)初始條件不同初始值也不同，若為剛開始執(zhí)行導(dǎo)航任務(wù)，則初始值為初始對(duì)準(zhǔn)階段所獲得初始捷聯(lián)矩陣和火箭初始位置，否則初始值為上次修正后的捷聯(lián)矩陣T、位置矩陣C等。然后以100 Hz的采樣頻率采集MEMS加速度計(jì)的3軸加速度和MEMS陀螺儀的3軸角速率，并和上次卡爾曼濾波的結(jié)果一起對(duì)捷聯(lián)矩陣T進(jìn)行即時(shí)修正。由于加速度計(jì)輸出的加速度是在載體坐標(biāo)系內(nèi)，所以需要在得到捷聯(lián)矩陣T之后轉(zhuǎn)換到導(dǎo)航坐標(biāo)系內(nèi)。在得到導(dǎo)航坐標(biāo)系內(nèi)的加速度后，就可以通過解地速的微分方程得到地速的即時(shí)修正值。接下來根據(jù)上次卡爾曼濾波的結(jié)果和上次解算得到的位置矩陣C，對(duì)位置矩陣C進(jìn)行即時(shí)修正，并據(jù)此計(jì)算出曲率半徑RM、RN及地球速率。通過對(duì)GPS給出的火箭垂直方向上的位置和速度進(jìn)行阻尼，并結(jié)合修正之后的位置矩陣C，可得到火箭的高度h，并據(jù)此計(jì)算出加速度g的值。最后根據(jù)修正的捷聯(lián)矩陣T計(jì)算火箭的姿態(tài)角和速度，根據(jù)修正的位置矩陣C計(jì)算火箭位置，并把火箭的位置和速度送入卡爾曼濾波器進(jìn)行卡爾曼濾波，并把卡爾曼濾波的結(jié)果作為下次捷聯(lián)矩陣T和位置矩陣C進(jìn)行即時(shí)修正的輸入。

4 系統(tǒng)測(cè)試結(jié)果

完成系統(tǒng)的軟硬件設(shè)計(jì)之后，專門設(shè)計(jì)了上位機(jī)軟件通過串口接收組合導(dǎo)航系統(tǒng)發(fā)過來的加速度、角速率、姿態(tài)角、位置和速度數(shù)據(jù)，并實(shí)時(shí)在上位機(jī)上顯示，由于篇幅原因上位機(jī)軟件不作過多介紹。對(duì)組合導(dǎo)航系統(tǒng)進(jìn)行半物理仿真和系統(tǒng)測(cè)試，測(cè)試結(jié)果如下：1）初始對(duì)準(zhǔn)時(shí)間小于5分鐘；2）組合導(dǎo)航姿態(tài)角誤差≤1°；3） 滾動(dòng)角速度測(cè)量范圍±2 000°/s；4）加速度測(cè)量范圍±16g；5）數(shù)據(jù)輸出頻率20 Hz，串口波特率19 200 bps；6） 工作溫度－40～+85 ℃；7） 動(dòng)態(tài)功耗 980 mW（196 mA@+5 V）；8）總重量 230 g。

為了考察本系統(tǒng)在探空火箭飛行環(huán)境下的可靠性，對(duì)此系統(tǒng)進(jìn)行了包括考察力學(xué)和溫度特性的環(huán)模試驗(yàn)。試驗(yàn)具體內(nèi)容包括：首先對(duì)整個(gè)系統(tǒng)進(jìn)行了-10℃到+60℃的高低溫循環(huán)試驗(yàn)，共做了6個(gè)循環(huán)；然后沿X、Y、Z 3個(gè)軸向進(jìn)行了總均方根加速度值為16.9 grms的隨機(jī)振動(dòng)試驗(yàn)和總沖擊加速度值為35 g的沖擊試驗(yàn)。在試驗(yàn)過程中本系統(tǒng)均正常工作，表明此系統(tǒng)能夠經(jīng)受住探空火箭苛刻的飛行環(huán)境考驗(yàn)，能夠應(yīng)用于探空火箭任務(wù)。

5 結(jié) 論

本文針對(duì)探空火箭的應(yīng)用需求，采用MEMS陀螺儀和MEMS加速度計(jì)，設(shè)計(jì)了基于MIMU/GPS組合導(dǎo)航的箭載姿態(tài)測(cè)量系統(tǒng)，并給出了組合導(dǎo)航系統(tǒng)的硬件設(shè)計(jì)和軟件設(shè)計(jì)。組合導(dǎo)航算法采用卡爾曼濾波進(jìn)行誤差控制，采用四元數(shù)法進(jìn)行捷聯(lián)矩陣和位置矩陣的即時(shí)修正，采用四階龍格-庫(kù)塔法求解微分方程。首先對(duì)所設(shè)計(jì)的系統(tǒng)進(jìn)行了半物理仿真和系統(tǒng)測(cè)試考察系統(tǒng)的性能，然后對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行了環(huán)境模擬試驗(yàn)考察系統(tǒng)的可靠性。測(cè)試和試驗(yàn)結(jié)果表明本系統(tǒng)具有初始對(duì)準(zhǔn)速度快、動(dòng)態(tài)范圍廣、系統(tǒng)誤差小、功耗低、重量輕、安裝方便、可靠性高、抗振動(dòng)和抗沖擊等特點(diǎn)，能夠滿足探空火箭在性能指標(biāo)上的要求，適合應(yīng)用于探空火箭任務(wù)，計(jì)劃在863探空火箭項(xiàng)目中進(jìn)行搭載試驗(yàn)。

[1]姜秀杰，劉波，于世強(qiáng)，等.探空火箭的發(fā)展現(xiàn)狀及趨勢(shì)[J].科技導(dǎo)報(bào)，2009，27（23）:101-110.

JIANG Xiu-jie，LIU Bo，YU Shi-qiang，et al.Development status and trend of sounding rocket[J].Science and Technology Review，2009，27（23）:101-110.

[2]Horst Pfeuffer，Josef Ettl，F(xiàn)rank Haenpflug. NEW TECHNIQUES AND INSTRUMENTATION TEXUS SERVICE MODULE （TSM）[C]//Proceedings of the 19th ESA Symposium on European Rocket and Balloon Programmesand Related Research， Bad Reichenhall，Germany， 7-11 June 2009.ESA Publications，2009，671:315-320.

[3]王亞珍，朱文堅(jiān).微機(jī)電系統(tǒng) （MEMS）技術(shù)及發(fā)展趨勢(shì)[J].機(jī)械設(shè)計(jì)與研究，2004，20（1）:10-12.

WANG Ya-zhen，ZHU Wen-jian.MEMS technology and developing trend[J].Machine Design and Research，2004，20（1）:10-12.

[4]Shea H R.MEMS for pico-to micro-satellites[C]//Society of Photo-Optical Instrumentation Engineers（SPIE）Conference Series，2009，7208:21-28.

[5]吳向東.MEMS器件在航天領(lǐng)域的應(yīng)用及發(fā)展[J].微納電子技術(shù)，2012，49（8）:542-547.

WU Xiang-dong.Application and prospectsofMEMS devices for space[J].Micronanoelectronic Technology，2012，49（8）:542-547.

[6]李榮冰，劉建業(yè)，曾慶化，等.基于 MEMS技術(shù)的微型慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的發(fā)展現(xiàn)狀[J].中國(guó)慣性技術(shù)學(xué)報(bào)，2004，12（6）:88-94.

LI Rong-bing，LIU Jian-ye，ZENG Qing-hua，et al.Evolution of MEMS based micro inertial navigation systems[J].Journal of Chinese Inertial Technology，2004，12（6）:88-94.

[7]李鵬奎，錢山，蔡洪.MIMU/GPS組合導(dǎo)航技術(shù)研究[J].系統(tǒng)仿真學(xué)報(bào)，2009（15）:4797-4800.

LI Peng-kui，QIAN Shan，CAI Hong.Research on Integrated MIMU/GPS System[J].Journal of System Simulation，2009（15）:4797-4800.