王 錦，劉 鵬，尹 川，連強(qiáng)強(qiáng)

(中國飛行試驗研究院，西安 710089)

?

機(jī)載北斗/GPS/SINS組合導(dǎo)航系統(tǒng)軟硬件設(shè)計

王 錦，劉 鵬，尹 川，連強(qiáng)強(qiáng)

(中國飛行試驗研究院，西安 710089)

針對單一導(dǎo)航導(dǎo)航系統(tǒng)在導(dǎo)航精度、穩(wěn)定性、設(shè)備成本以及導(dǎo)航信息完備性等方面的局限性，設(shè)計了衛(wèi)星導(dǎo)航/慣性導(dǎo)航組合導(dǎo)航系統(tǒng)；針對GPS導(dǎo)航系統(tǒng)受制于人及北斗導(dǎo)航系統(tǒng)發(fā)展尚不完善的特點，提出了基于北斗/GPS/SINS的軍用機(jī)載組合導(dǎo)航系統(tǒng)軟硬件設(shè)計；搭建了北斗/GPS/SINS組合導(dǎo)航系統(tǒng)硬件平臺，采用基于不確定度的加權(quán)平均數(shù)據(jù)融合算法提高組合導(dǎo)航系統(tǒng)的導(dǎo)航可靠性和準(zhǔn)確性；仿真結(jié)果表明，該組合導(dǎo)航系統(tǒng)穩(wěn)定性好，可靠性高，定位準(zhǔn)確。

衛(wèi)星導(dǎo)航；慣性導(dǎo)航；組合導(dǎo)航；不確定度；加權(quán)平均

0 引言

時間與空間是物理世界的基本屬性，因而對時間和空間關(guān)系的測量，就在現(xiàn)實世界中扮演著基礎(chǔ)而且關(guān)鍵的作用。機(jī)載導(dǎo)航定位技術(shù)就是獲取飛機(jī)的空間信息，安全且低成本的引導(dǎo)飛機(jī)，準(zhǔn)確的沿著選定的路線，準(zhǔn)時到達(dá)目的地的一種手段。

目前，機(jī)載導(dǎo)航系統(tǒng)主要采用GPS衛(wèi)星導(dǎo)航。GPS導(dǎo)航定位精度高、觀測時間短、提供三維坐標(biāo)、可測速、操作簡便并可提供全天候的導(dǎo)航信息。但是也存在衛(wèi)星信號容易受到遮擋物的干擾，GPS衛(wèi)星受制于美國政府并由此而帶來的在特殊時期導(dǎo)航系統(tǒng)不可靠性，衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)自身由于客觀條件而帶來的導(dǎo)航誤差等問題。

捷聯(lián)慣性導(dǎo)航(SINS)不依賴于任何外部信息，也不向外部輻射能量，不受外界電磁干擾的影響，能提供位置、速度、航向和姿態(tài)角數(shù)據(jù)，數(shù)據(jù)更新率高，在軍事方面廣泛應(yīng)用。但是慣性器件具有固定的漂移率，長期單獨使用誤差不斷增大，慣性導(dǎo)航解算時需要初始坐標(biāo)并且初始對準(zhǔn)時間較長。

從已有的研究來看，單個導(dǎo)航系統(tǒng)的發(fā)展已不能滿足國防科技、社會生產(chǎn)及人們的日常生活對導(dǎo)航系統(tǒng)的精度及穩(wěn)定性要求，組合導(dǎo)航已成為導(dǎo)航系統(tǒng)的發(fā)展趨勢[1-2]。本文利用GPS導(dǎo)航、SINS導(dǎo)航和我國自主研發(fā)的北斗導(dǎo)航系統(tǒng)設(shè)計了機(jī)載北斗/GPS/SINS組合導(dǎo)航系統(tǒng)，主要搭建了硬件平臺，設(shè)計了可靠的數(shù)據(jù)融合算法，提高了導(dǎo)航系統(tǒng)數(shù)據(jù)的可靠性與穩(wěn)定性。

1 硬件設(shè)計

在硬件設(shè)計方面，本系統(tǒng)采用ATmega128單片機(jī)作為核心處理器件[3]，整體結(jié)構(gòu)包括電源、IMU(慣性測量單元)數(shù)據(jù)采集單元、BD2/GPS雙系統(tǒng)數(shù)據(jù)采集單元、通信接口單元、運(yùn)算處理單元及顯示單元等。硬件設(shè)計框圖如圖1所示。

圖1 組合導(dǎo)航系統(tǒng)硬件設(shè)計框圖

2 軟件設(shè)計

2.1 總體設(shè)計

在軟件設(shè)計方面，本系統(tǒng)采用基于不確定度的加權(quán)數(shù)據(jù)融合算法對單一導(dǎo)航系統(tǒng)信息進(jìn)行融合，以提高組合導(dǎo)航系統(tǒng)的精度和穩(wěn)定性。首先，為了得到更為平滑穩(wěn)定的加速度和陀螺儀數(shù)據(jù)，IMU模塊的數(shù)據(jù)經(jīng)過卡爾曼濾波之后送入到主控芯片ATmega128，之后進(jìn)行SINS導(dǎo)航解算，得到SINS單一導(dǎo)航系統(tǒng)信息。然后，對北斗導(dǎo)航信息、GPS導(dǎo)航信息和SINS導(dǎo)航信息進(jìn)行不確定度計算，根據(jù)組合不確定度最小原則求得單一導(dǎo)航信息相應(yīng)的權(quán)值。最后，根據(jù)單一導(dǎo)航系統(tǒng)信息權(quán)值及導(dǎo)航結(jié)果，計算出組合導(dǎo)航系統(tǒng)的導(dǎo)航結(jié)果。

2.2 組合導(dǎo)航系統(tǒng)加權(quán)平均數(shù)據(jù)融合算法

組合導(dǎo)航系統(tǒng)的核心是數(shù)據(jù)融合算法，引入不確定度理論的加權(quán)融合算法可以在一定程度上提高組合導(dǎo)航系統(tǒng)的精度及穩(wěn)定性[4]。

本系統(tǒng)采用北斗/GPS/SINS松耦合導(dǎo)航方式，其單個導(dǎo)航系統(tǒng)的數(shù)據(jù)測量和輸出為動態(tài)過程，可采取“滑動窗”的方法進(jìn)行AR模型建模，不斷更新序列組數(shù)據(jù)，將舊數(shù)據(jù)移除，新數(shù)據(jù)加入。本文將導(dǎo)航系統(tǒng)的數(shù)據(jù)輸出序列采用AR(3)模型建模：

(1)

對于(1)式，問題為已知當(dāng)前及歷史數(shù)據(jù)，求取未知參數(shù)a1、a2、a3及εt的估計值。下面，用基于遺忘因子的遞推最小二乘法對其進(jìn)行估計，遞推公式如下：

(2)

(3)

其中:Q(k)為：

(4)

根據(jù)不確定度理論，測量標(biāo)準(zhǔn)不確定度由標(biāo)準(zhǔn)差表示，即：

(5)

通過(3)到(5)可以計算出動態(tài)模型序列的不確定度。

本文中組合導(dǎo)航系統(tǒng)的輸出值為北斗導(dǎo)航解算器輸出數(shù)據(jù)、GPS導(dǎo)航解算器輸出數(shù)據(jù)及SINS導(dǎo)航解算器輸出數(shù)據(jù)的加權(quán)平均。假設(shè)權(quán)值分別為w1、w2、w3，則組合導(dǎo)航系統(tǒng)輸出經(jīng)緯度信息為：

(6)

且滿足ω1+ω2+ω3=1。

對于組合導(dǎo)航系統(tǒng)，首先根據(jù)(5)式求取單個導(dǎo)航系統(tǒng)不確定度，再根據(jù)不確定度傳播規(guī)律，求取數(shù)據(jù)融合后導(dǎo)航參數(shù)的不確定度為：

(7)

即：

(8)

其中，sα1、sα2、sα3為單個導(dǎo)航系統(tǒng)的經(jīng)度不確定度，sβ1、sβ2、sβ3為單個導(dǎo)航系統(tǒng)的緯度不確定度，sα、sβ分別為組合導(dǎo)航系統(tǒng)的經(jīng)度和緯度不確定度，s為組合導(dǎo)航系統(tǒng)的合成不確定度。

組合導(dǎo)航系統(tǒng)的關(guān)鍵問題是求取加權(quán)因子w，如(8)所示，如果已求得單個導(dǎo)航系統(tǒng)的經(jīng)緯不確定度，在組合不確定度最小的原則下可以求得加權(quán)因子w，在此應(yīng)用拉格朗日函數(shù)法進(jìn)行求解，引入函數(shù)：

(9)

分別對w1、w2、w3求偏導(dǎo)，有：

(10)

同時又有w1+w2+w3=1，因此可以求得λ的值為：

(11)

則將(10)代入(11)式可以求得數(shù)據(jù)融合的權(quán)值為：

(12)

3 數(shù)據(jù)采集測試及仿真驗證

3.1 BD2/GPS雙系統(tǒng)模塊數(shù)據(jù)采集測試

本次BD2/GPS雙系統(tǒng)模塊數(shù)據(jù)采集于過程為10分鐘，利用上位機(jī)軟件完成對采集數(shù)據(jù)的接收及保存并利用Matlab繪制運(yùn)行軌跡，GPS/BD2經(jīng)緯度及誤差信息如圖3～4所示。

圖3 GPS/BD2導(dǎo)航系統(tǒng)經(jīng)度及雙系統(tǒng)定位誤差

圖4 GPS/BD2導(dǎo)航系統(tǒng)緯度及雙系統(tǒng)定位誤差

如圖3～4所示，GPS模塊和BD2模塊都會在某個時間點出現(xiàn)短暫失星現(xiàn)象，導(dǎo)致定位輸出不準(zhǔn)確。由GPS系統(tǒng)和BD2系統(tǒng)的定位差曲線可以看出，單一導(dǎo)航系統(tǒng)之間的定位差也比較大。

3.2 IMU模塊數(shù)據(jù)采集測試

STM8S003F3P6單片機(jī)對IMU模塊的輸出數(shù)據(jù)采集后，經(jīng)串口傳送至上位機(jī)，之后進(jìn)行基于卡爾曼濾波的SINS導(dǎo)航解算[5]，導(dǎo)航軌跡如圖5所示。

圖5 卡爾曼濾波后SINS系統(tǒng)經(jīng)緯度定位信息

如圖5所示，由于SINS導(dǎo)航系統(tǒng)具有誤差累積的特點，在進(jìn)行SINS導(dǎo)航系統(tǒng)解算時每隔100 s利用GPS導(dǎo)航系統(tǒng)對其進(jìn)行定時校準(zhǔn)，因此在曲線上每隔100 s會有較為突兀的點。

3.3 導(dǎo)航系統(tǒng)不確定度仿真驗證

導(dǎo)航系統(tǒng)動態(tài)輸出信息的不確定度反映了導(dǎo)航系統(tǒng)輸出信息的準(zhǔn)確性，為了驗證基于不確定度的組合導(dǎo)航系統(tǒng)加權(quán)平均算法的可行性，須對單一導(dǎo)航模塊的輸出經(jīng)緯度信息及組合導(dǎo)航系統(tǒng)輸出經(jīng)緯度進(jìn)行動態(tài)不確定度評定。單一導(dǎo)航系統(tǒng)經(jīng)緯度的動態(tài)組合不確定度如圖6所示。組合導(dǎo)航系統(tǒng)經(jīng)緯度不確定度如圖7所示。

圖6 單一導(dǎo)航系統(tǒng)經(jīng)緯度動態(tài)組合不確定度

圖7 組合導(dǎo)航系統(tǒng)經(jīng)緯度組合不確定度

如圖6～7所示，動態(tài)評定后的組合導(dǎo)航系統(tǒng)經(jīng)緯度動態(tài)不確定度要比單一導(dǎo)航系統(tǒng)的經(jīng)緯度動態(tài)不確定度小的多，說明了基于不確定度的加權(quán)數(shù)據(jù)融合算法提高了組合導(dǎo)航系統(tǒng)動態(tài)信息的準(zhǔn)確性。

根據(jù)不確定度準(zhǔn)則，由單一導(dǎo)航系統(tǒng)經(jīng)緯度動態(tài)不確定度計算組合導(dǎo)航系統(tǒng)經(jīng)緯度動態(tài)不確定度，根據(jù)組合不確定度最小原則，分別計算3個單一導(dǎo)航系統(tǒng)的動態(tài)輸出數(shù)據(jù)的權(quán)值，得到的加權(quán)融合后組合導(dǎo)航系統(tǒng)經(jīng)緯度信息如圖8所示。

圖8 加權(quán)平均后的組合導(dǎo)航系統(tǒng)經(jīng)緯度

如圖8所示，經(jīng)組合導(dǎo)航數(shù)據(jù)動態(tài)融合后，系統(tǒng)定位結(jié)果比單個導(dǎo)航系統(tǒng)定位數(shù)據(jù)平滑了很多，尤其是當(dāng)GPS或者BD2導(dǎo)航系統(tǒng)暫時失星(選取的衛(wèi)星信號不是最佳衛(wèi)星信號)時，也能輸出穩(wěn)定的導(dǎo)航信息，提高了組合導(dǎo)航系統(tǒng)數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確性，很好的驗證了基于不確定度加權(quán)平均算法的可行性。

4 結(jié)束語

通過數(shù)據(jù)測試仿真對比可以看出，單一導(dǎo)航系統(tǒng)由于其本身固有的缺陷，存在著受制于人、導(dǎo)航數(shù)據(jù)輸出不穩(wěn)定、誤差偏大、載體狀態(tài)信息不完善等問題。設(shè)計的組合導(dǎo)航系統(tǒng)通過對單一導(dǎo)航系統(tǒng)輸出信息進(jìn)行不確定度評定，判斷其可信度，可以在某個單一導(dǎo)航系統(tǒng)出故障時也可以輸出準(zhǔn)確可靠的導(dǎo)航信息。

[1] 張光理. 北斗/SINS組合導(dǎo)航系統(tǒng)研究[D]. 哈爾濱：哈爾濱工程大學(xué)，2012.

[2] 史 巖,朱 濤，傅 軍.基于WPS/GPS/MIMU組合的無縫定位技術(shù)研究[J].計算機(jī)測量與控制，2014，22(10)：3388-3391.

[3] 王少卿，霍迎輝. ATmega128在開發(fā)應(yīng)用中應(yīng)注意的問題[J]. 微型機(jī)與應(yīng)用,2004(2):15-17.

[4] 朱培逸. 不確定信息的融合方法及其應(yīng)用研究[D].無錫：江南大學(xué),2013.

[5] Hu C W, Chen W, Chen Y Q, et al. Adaptive Kalman filtering for vehicle navigation[J]. Journal of Global Positioning Systems,2003,2(1),42-47.

Hardware and Software Design for Airborne BeiDou/GPS/SINS Integrated Navigation System

Wang Jin, Liu Peng, Yin Chuan, Lian Qiangqiang

(Chinese Flight Test Establishment, Xi’an 710089, China)

Designed of the satellite navigation / Inertial Navigation Integrated Navigation System, owing to the navigation accuracy, stability, equipment costs and completeness of the navigation information and other aspects of limitations for a single Navigation system. Because of the kinds of GPS navigation systems controlled by others and the development of Beidou navigation system is not perfect, so proposed hardware and software design for military airborne Beidou / GPS / SINS integrated navigation system. Built Beidou / GPS / SINS integrated navigation system hardware platform, based on the weighted average data fusion algorithm uncertainty improve the reliability and accuracy of navigation integrated navigation system. The simulation results show that the integrated navigation system stability, high reliability, accurate positioning.

satellite navigation; inertial navigation; integrated navigation; uncertainty; weighted average

2015-10-26；

2015-11-06。

王 錦(1979-)，男，碩士，高級工程師，主要從事飛行試驗、測試系統(tǒng)方向的研究。

1671-4598(2016)03-0267-03

10.16526/j.cnki.11-4762/tp.2016.03.073

TP3

A