皇甫德俊，張 玉，汪長嶺，羅 兵，朱羞陽，黃潯生，周曉東*

（1．空軍杭州特勤療養(yǎng)中心療養(yǎng)四區(qū)，南京 211131；2.東部戰(zhàn)區(qū)總醫(yī)院醫(yī)學(xué)工程科，南京 210002；3．空軍杭州特勤療養(yǎng)中心療養(yǎng)二區(qū)，杭州 310007）

0 引言

飛行員在不同飛行高度和飛行姿態(tài)下身體狀態(tài)會有所不同。為了研究飛行員飛行狀態(tài)中身體的變化數(shù)據(jù)，需同步采集飛機飛行的狀態(tài)數(shù)據(jù)。但飛機飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)大多是在實驗室模擬產(chǎn)生的數(shù)據(jù)[1]，與真實環(huán)境下的飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)有差異。為了獲取飛機飛行狀態(tài)變化的真實數(shù)據(jù)，需要一款飛行數(shù)據(jù)采集記錄裝置。在實際飛行的飛機上雖有飛行數(shù)據(jù)監(jiān)測記錄系統(tǒng)，俗稱“黑匣子”，但想在飛行時共享“黑匣子”中的數(shù)據(jù)幾乎不可能。原因是飛機對飛行安全要求極高的特性決定了其不可接入性，同時各飛機制造廠商對此數(shù)據(jù)也不予開放。為此本文側(cè)重飛機飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)采集處理和處理算法部分，設(shè)計了一款便攜式、高精度、具有九軸運動姿態(tài)傳感器的飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)。本系統(tǒng)較六軸運動處理傳感器[2-3]精度和性能更高，其高精準的數(shù)據(jù)分析得到的結(jié)果偏差較小。本系統(tǒng)主要是采集飛機的飛行體姿態(tài)、角速度、高度、氣壓、溫度等飛行變化數(shù)據(jù)，這些數(shù)據(jù)可間接地反映出飛行員在高空中體姿態(tài)的真實變化，對飛行員在飛行狀態(tài)下體征信息變化的采集匯總有著不可或缺的作用，可為下一步融合飛行員生理數(shù)據(jù)進行精準分析提供依據(jù)，也對后期飛行員駕機飛行中體征數(shù)據(jù)的匯總分析和仿真建模有一定的參考價值。

1 系統(tǒng)設(shè)計

考慮到便捷性，本系統(tǒng)采用微型化、嵌入式設(shè)計，系統(tǒng)框圖如圖1 所示。傳統(tǒng)的飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)采用單獨的陀螺儀、加速度計、磁場強度計等多個傳感器組合進行姿態(tài)檢測，存在多個芯片占用空間大、姿態(tài)數(shù)據(jù)存在軸間誤差、數(shù)據(jù)融合精度欠佳等問題[4]。為此，本設(shè)計選用集三軸陀螺儀、三軸加速度計、三軸磁力計為一體的MPU9250 九軸運動姿態(tài)傳感器作為運動變化跟蹤采集的傳感器，消除了多傳感器軸間差問題[5-6]。MPU9250 九軸運動姿態(tài)傳感器可直接采集加速度計、陀螺儀和磁力計數(shù)據(jù)，采集后的數(shù)據(jù)以16 位AD 數(shù)字信號輸出，通過電路接口同微控制器進行數(shù)據(jù)交互。微控制器采用ST 公司的STM32F407單片機作為主控芯片。STM32F407 是一種功能比較強大的32 位單片機，集成了眾多功能模塊，具有功耗低、運行速度快、數(shù)字處理能力強、整體性能高、易于開發(fā)等特點[7]。MPU9250 九軸運動姿態(tài)傳感器采集的實時傳感數(shù)據(jù)、BMP280 氣壓傳感器采集的氣壓數(shù)據(jù)、SHT20 溫濕度傳感器采集的溫濕度數(shù)據(jù)通過串口或I2C 傳送至STM32F407 單片機，經(jīng)實時狀態(tài)計算和姿態(tài)解算及卡爾曼濾波等核心算法處理后[8]，得出實時的飛機運動變化狀態(tài)。這些數(shù)據(jù)信息通過存儲電路存入系統(tǒng)自帶的大容量TF 存儲卡中，方便導(dǎo)出和匯總，為下一步的建模分析提供了數(shù)據(jù)支撐。觸摸屏采用 2.8 in（1 in=25.4 mm）ALIENTEK 薄膜晶體管（thin film transistor，TFT）LCD 電阻式觸摸屏，利用壓力感應(yīng)方式進行觸點檢測控制。本系統(tǒng)體積小、功耗低，對外無干擾信號發(fā)出，可隨飛行員帶入飛機座艙或飛行模擬器座艙獲取飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)。

2 硬件設(shè)計

2.1 傳感器

圖1 飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)框圖

MPU9250 九軸運動姿態(tài)傳感器體積只有3 mm×3 mm×1 mm，是InvenSense 公司的第二代運動姿態(tài)傳感器，其內(nèi)部集成的三軸陀螺儀含有3 個獨立檢測X、Y 和 Z 軸的微機電系統(tǒng)（micro-electro-mechanical systems，MEMS）[9]。每個軸的轉(zhuǎn)動變化是采用科里奧利效應(yīng)進行信號檢測的，某個軸一旦發(fā)生變化，相對應(yīng)的電容傳感器信號值也會改變，變化的信號經(jīng)放大、濾波、解調(diào)后產(chǎn)生與角速度成正比的電壓，然后將對應(yīng)每個軸的電壓值轉(zhuǎn)換為16 位的數(shù)據(jù)輸出。集成的三軸加速度計單獨分開測量每個軸的加速度，基于每個軸上的電容值來測量軸的偏差程度，降低了由各種因素引起的測量偏差。當處于水平面時，可測出重力加速度在X 和Y 軸上為0、在Z 軸上為1g。三軸磁力計采用較高精度霍爾傳感器，通過內(nèi)部信號放大、計算和驅(qū)動電路來處理采集的地磁場信號在 X、Y、Z 軸上的電磁強度。MPU9250 九軸運動姿態(tài)傳感器內(nèi)部還集成有數(shù)字運動處理器，可以直接處理九軸運動姿態(tài)傳感器采集的數(shù)據(jù)，甚至可以直接讀取計算后的數(shù)值并送至微控制器，從而減少主控芯片的任務(wù)，使微控制器運行更靈活。三軸陀螺儀的角速度測量范圍為±250°/s～±2 000°/s，具有良好的動態(tài)響應(yīng)。三軸加速度計的測量范圍為±2g～±16g，靜態(tài)測量精度高。三軸磁力計磁感應(yīng)強度最高可測±4 800 μT，可用于對偏航角的輔助測量。其輸出信號均為16 位數(shù)字量，數(shù)據(jù)可以通過集成電路總線接口與主控處理器交換，通信采用400 kHz 的I2C 和1 MHz 的串行外設(shè)接口（serial peripheral interface，SPI），可滿足慢速或者快速的精確運動跟蹤[10]。

BMP280 氣壓傳感器是壓阻式數(shù)字絕對氣壓傳感器，體積小巧，壓力量程在300～1 100 hPa，可通過測量的大氣壓力值精確計算出海拔高度，具有精度高、線性度好以及長期工作穩(wěn)定的特點[11]。SHT20 溫濕度傳感器是新一代瑞士Sensirion 公司生產(chǎn)的檢測濕度和溫度的傳感器，在小體積封裝中集成了一個電容式相對濕度傳感器和一個能隙溫度傳感器，同時包含一個放大器、A/D 轉(zhuǎn)換器、一次性可編程（one time programmable，OTP）存儲單元和數(shù)字處理單元。其輸出接口是I2C，相對濕度工作范圍為0～100%，溫度工作范圍為-40～125 ℃，能耗為 3.2 μW（在 8 位測量、1 次/s 條件下）[12]。

傳感器集成設(shè)計實物圖如圖2 所示。

圖2 傳感器集成設(shè)計實物圖

2.2 微控制器

STM32F407 微控制器是一款帶有Cortex-M4內(nèi)核的32 位處理器。該微控制器采用哈佛結(jié)構(gòu)，具有獨立的指令總線和數(shù)據(jù)總線，允許并行讀取和數(shù)據(jù)訪問。其數(shù)據(jù)訪問不占用指令總線，強大的浮點運算能力和數(shù)字信號處理（digital signal process，DSP）指令使計算性能得以提高，自適應(yīng)實時加速器可以完全釋放Cortex-M4內(nèi)核的性能，實現(xiàn)在相同的主頻條件下一定程度上處理更多任務(wù)。當CPU 在允許的頻率下運行時，閃存中運行的程序可以實現(xiàn)相當于零等待的周期特性，響應(yīng)實時性好。同時在存儲空間中有高達1 MiB 的片上閃存以及靈活的外部存儲器接口，使得外部存儲空間可自由擴展。ST 公司的90 nm 工藝可使CPU 內(nèi)核工作電壓低至1.2 V，更易選擇電池供電。高性能、低功耗、小硅片面積和豐富的外設(shè)使得STM32F407微控制器成為此次設(shè)計的理想選擇。微控制器與各傳感器的主要連接部分原理圖如圖3 所示。

圖3 微控制器與各傳感器的主要連接部分原理圖

3 軟件核心算法

MPU9250 九軸運動姿態(tài)傳感器傳輸?shù)慕嵌?、角速度、加速度、磁感?yīng)強度等信息需要解算成姿態(tài)角度信息。本設(shè)計采用姿態(tài)解算和卡爾曼濾波算法實現(xiàn)。

3.1 姿態(tài)解算

常用的姿態(tài)解算描述方法有歐拉角法、方向余弦法和四元數(shù)法[13]。歐拉角法比較直觀，將一個物體的旋轉(zhuǎn)分解到3 個坐標軸上的旋轉(zhuǎn)，計算時無需進行正交化處理，但在俯仰角接近±90°時會出現(xiàn)奇點，這是此法致命的缺點，因此不能進行全姿態(tài)解算；方向余弦法可直接求得姿態(tài)矩陣，但計算量大，存在非正交化誤差，因此該法在實際應(yīng)用中不太普遍；四元數(shù)法用四維的向量形象地表示出一個三維空間的運動姿態(tài)，通過引入一個四維空間超復(fù)數(shù)，當實數(shù)部分為零時，運用四元數(shù)的性質(zhì)和運算規(guī)則建立起四維空間和三維空間的聯(lián)系。利用四元數(shù)解算姿態(tài)角可以避免歐拉角法中的萬向節(jié)死鎖問題[14-15]，彌補了歐拉角法和方向余弦法的不足，因此本研究采用四元數(shù)法進行姿態(tài)解算。

四元數(shù)法實際是由一個實數(shù)元素加上3 個復(fù)數(shù)元素 i、j、k 組成，可表示為 Q=q0+q1i+q2j+q3k。式中，q0指四元數(shù)的標量部分，也就是實數(shù)部分；q1i、q2j、q3k表示四元數(shù)的矢量部分，也就是虛數(shù)部分。當四元數(shù)的實數(shù)部分q0=0 時，Q=0+q1i+q2j+q3k，四元數(shù)正好由三維矢量構(gòu)成，由此看出三維空間向量同四維空間向量有著緊密聯(lián)系，四元數(shù)也可以用來描述三維空間的矢量。四元數(shù)法的姿態(tài)解算具體如下。

（1）初始四元數(shù)。

為了更好地說明飛機的姿態(tài)變化過程，將飛行員進入飛機座艙或飛行模擬器內(nèi)的初始姿態(tài)表示為初始態(tài)，其載體的姿態(tài)角（俯仰角、橫滾角和偏航角）由航空常用的載體坐標系b 系相對于導(dǎo)航坐標系n 系的 X、Y、Z 三軸角度得出。假設(shè)參考坐標系n 系固定于地面保持靜止，而隨飛行員駕駛的飛機或飛行模擬器所處坐標系b 系與初始狀態(tài)n 系重合且靜止條件下[16-17]，MPU9250 九軸運動姿態(tài)傳感器中的三軸 R（z，Φ）、R（y，θ）、R（x，γ）初始姿態(tài)矩陣如下:

按照航天航空領(lǐng)域習(xí)慣上的規(guī)定，繞X 軸旋轉(zhuǎn)的橫滾角用γ 表示，繞Y 軸旋轉(zhuǎn)的俯仰角用θ 表示，繞Z 軸旋轉(zhuǎn)的偏航角用Φ 表示。以Z-Y-X 軸的順序運動計算得到當前姿態(tài)矩陣如下：

（2）獲取四元數(shù)矩陣和姿態(tài)角。

通過計算得四元數(shù)矩陣為：Q=（q0，q1，q2，q3），其對應(yīng)的四元數(shù)姿態(tài)角如下：

（3）更新四元數(shù)。

因載體在不斷運動，四元數(shù)Q 可以表示為一個時變的函數(shù)，通過對角速度三維矢量數(shù)據(jù)進行積分，可建立如下的四元數(shù)方程：

式中，Qt為 t 時刻的四元數(shù)；A（t）為加速度計 3 個軸的角速度；Qt-1為t 時刻上一次的四元數(shù)。上式矩陣形式表現(xiàn)如下：

3.2 卡爾曼濾波

卡爾曼濾波算法其實是一種線性最小方差估計，根據(jù)系統(tǒng)的輸入及輸出變化來觀測數(shù)據(jù)，在已知條件的情況下，對含有一連串夾雜噪聲的數(shù)據(jù)綜合運用上一狀態(tài)的統(tǒng)計學(xué)誤差和現(xiàn)在測定值的誤差推導(dǎo)出現(xiàn)在狀態(tài)的最佳值。這是一種最佳優(yōu)化估算推定系統(tǒng)狀態(tài)的算法，是真實的去除噪聲、復(fù)原真實數(shù)據(jù)的處理方法。多傳感器數(shù)據(jù)采集融合卡爾曼濾波算法使最終數(shù)據(jù)無限趨于實際值[18-19]。卡爾曼濾波過程主要分為5 個步驟[20]：

（1）狀態(tài)預(yù)測。

假設(shè)現(xiàn)在的系統(tǒng)狀態(tài)是k，根據(jù)系統(tǒng)模型可以基于系統(tǒng)的上一狀態(tài)而預(yù)測出現(xiàn)在的狀態(tài)。狀態(tài)xk預(yù)測方程如下：

式中，A 為上一狀態(tài)k-1 到現(xiàn)在狀態(tài)k 的狀態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣；xk-1為上一狀態(tài)最優(yōu)的結(jié)果；B 為輸入控制向量的增益矩陣；uk-1為上一狀態(tài)的控制量。

（2）協(xié)方差預(yù)測。

協(xié)方差預(yù)測方程為

式中，Pk為 xk對應(yīng)的協(xié)方差矩陣；Pk-1為 xk-1對應(yīng)的協(xié)方差矩陣為 A 的轉(zhuǎn)置矩陣；Q 為系統(tǒng)過程的協(xié)方差矩陣。

（3）卡爾曼增益計算。

卡爾曼增益計算公式為

式中，G 為卡爾曼增益矩陣；H 為狀態(tài)量到觀察量的增益矩陣為H 的轉(zhuǎn)置矩陣；R 為觀測噪聲的協(xié)方差矩陣。

（4）方差更新。

方差更新方程為

式中，zk為 k 次的觀測量為更新的方差。

（5）協(xié)方差更新。

協(xié)方差更新方程為

4 軟件設(shè)計

系統(tǒng)軟件采用C 語言設(shè)計，以Keil μVision5 IDE為開發(fā)平臺。因Keil μVision5 IDE 是一個窗口化的軟件開發(fā)平臺，集成了功能強大的編輯器、工程管理器以及各種編譯工具，開發(fā)更加便捷。系統(tǒng)運行流程如圖4 所示。

圖4 系統(tǒng)運行流程

開機后，首先對STM32F407 微控制器內(nèi)部的中斷、時鐘、看門狗、串口通信等進行初始化，結(jié)束后系統(tǒng)對MPU9250 九軸運動姿態(tài)傳感器、BMP280 氣壓傳感器、SHT20 溫濕度傳感器、觸摸屏、存儲電路及存儲介質(zhì)進行在線狀態(tài)檢測，確認其工作狀態(tài)正常與否。若各狀態(tài)正常，則進行參數(shù)設(shè)置（包括傳感器采集方式、量程選擇、傳輸速率、采樣精度等）。設(shè)置完成后，系統(tǒng)會按照設(shè)定對MPU9250 九軸運動姿態(tài)傳感器、BMP280 氣壓傳感器、SHT20 溫濕度傳感器等各傳感器數(shù)據(jù)進行逐一采集。當采集到有效數(shù)據(jù)時，對采集的數(shù)據(jù)進行去噪濾波處理，運用卡爾曼濾波和姿態(tài)解算算法，最終得出真實的狀態(tài)傳感數(shù)據(jù)，并借助存儲電路將傳感數(shù)據(jù)存入TF 存儲卡中。當停止采集數(shù)據(jù)后，可通過TF 存儲卡導(dǎo)出數(shù)據(jù)信息。

5 測試

為驗證本系統(tǒng)是否達到設(shè)計要求，對其進行運行姿態(tài)測試、高低溫氣壓測試和模擬飛行測試。

運行姿態(tài)測試設(shè)備采用中國航空工業(yè)集團公司北京航空精密機械研究所設(shè)計制造的SGT320E 型三軸多功能仿真測試轉(zhuǎn)臺，該轉(zhuǎn)臺采用U-O-O 結(jié)構(gòu)，即U 型外框繞方位軸旋轉(zhuǎn)、O 型中框繞俯仰軸旋轉(zhuǎn)、O 型內(nèi)框繞橫滾軸旋轉(zhuǎn)，可連續(xù)無限旋轉(zhuǎn)。其外框軸為鉛垂，中框軸為水平，內(nèi)框軸繞中框軸可處于不同空間位置。采用測試轉(zhuǎn)臺本機控制方式測試，將轉(zhuǎn)臺的旋轉(zhuǎn)速度設(shè)為10°/s，各方向的角獨立測量，測量時其余方向的角置于零位。橫滾和俯仰角在-90°～90°范圍、航向角在0°～360°范圍進行測量。為確保測量準確，使本系統(tǒng)的零點位置和轉(zhuǎn)臺的零點重合，軸方向同轉(zhuǎn)臺也保持一致，向右為X 軸、向上為Y軸、垂直向外為Z 軸。轉(zhuǎn)臺轉(zhuǎn)動時每10°測量一次。測試結(jié)果為橫滾和俯仰角的誤差基本在±1°以內(nèi)，航向角的誤差基本也在±1°以內(nèi)。

高低溫氣壓測試采用宇航志達YH-DY-250G高低溫低氣壓試驗箱，該試驗箱不僅可以對不同溫度、氣壓條件下的實際性能進行有效檢測，還可以通過電控顯示柜的控制按鈕手動調(diào)節(jié)不同的測試環(huán)境。試驗方法如下：將本系統(tǒng)放置在試驗箱中，通過試驗箱側(cè)壁50 芯的航空插座接口連至試驗箱外進行數(shù)據(jù)顯示。溫度測試范圍為-20～70 ℃，壓力測試范圍為300～1 100 hPa。升降溫時速度平穩(wěn)、均勻，溫度每變化2 ℃記錄一次，壓力每變化50 hPa 記錄一次。測試結(jié)果為溫度的精度基本上為±1 ℃，壓力精度為±0.15 hPa，證明本系統(tǒng)滿足設(shè)計要求。

為了更直觀地觀察系統(tǒng)達到的效果，進行模擬飛行測試。將本系統(tǒng)在通信接口TTL 轉(zhuǎn)USB 電平模塊下直連至上位機，借助MiniIMU 官方版上位機的模擬軟件，可以直觀地觀察到各傳感器的實時數(shù)據(jù)變化。上位機數(shù)據(jù)界面如圖5 所示，3D 模擬界面如圖6 所示。

圖5 上位機數(shù)據(jù)界面

圖6 3D 模擬界面

6 結(jié)語

本文設(shè)計的飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)體積小、攜帶方便，不占用飛機機艙或飛行模擬器艙內(nèi)操作空間，可隨飛行員駕機進行飛機飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)采集，對飛機飛行狀態(tài)進行實時記錄。運用核心軟件算法能有效濾除干擾信號，還原出較為真實的實際數(shù)據(jù)，同時結(jié)合解算算法得出真實的飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)。通過本系統(tǒng)可獲取大樣本的飛行員駕機飛行數(shù)據(jù)，為深入研究飛行狀態(tài)下飛行員的身體變化數(shù)據(jù)提供了基礎(chǔ)。出于安全考慮，本系統(tǒng)未做信號輻射干擾測試，下一步需完善此項工作。