基于SINS/RTK的動平臺起降無人機導航系統研制

李星海，閆志安，徐 亮，許常燕，李寶林，龔 巧

(1.中國電科重慶聲光電有限公司，重慶 400031；2.中電科特種飛機系統工程有限公司，四川 成都 610036)

0 引言

微小型無人機(UAV)具有無人員傷亡,質量小，體積小，成本低及航時長等優點，在目標搜索、監視與跟蹤、地理測繪、救災、信息中繼等領域具有重要價值，受到各國的重視?，F代裝備對無人機要求也越來越高，能夠在移動平臺上起降是對無人機提出的一項新的技術要求[1-4]。本文針對某型無人機在移動平臺上起降需求，研制了一款小型一體化導航飛控系統，其中導航系統是基于捷聯慣性導航系統(SINS)和動動載波相位差分(RTK)北斗衛星導航技術進行研制的。

1 基于SINS/動動RTK的導航系統架構

基于SINS/動動RTK的無人機動平臺導航系統由移動平臺(如船載)系統和無人機載一體化導航飛控系統組成，如圖1所示。

圖1 基于SINS/北斗RTK導航系統組成框圖

移動平臺載系統由衛星/SINS組合導航系統、北斗RTK移動基準站、數據鏈等部分構成，其中數據鏈劃分為兩個獨立的信道，信道1向無人機實時發送移動平臺的航向、姿態、速度、經緯高度等導航參數，信道2向無人機北斗移動站發送北斗基準站的RTK差分修正信息。

無人機載一體化導航飛控系統為無人機提供導航參數，完成無人機飛行控制、任務管理等功能。其中導航系統通過數據鏈實時接收移動基準站發送的RTK差分修正數據，進行動態RTK差分。采用卡爾曼濾波融合SINS和北斗RTK信息，實時解算以基準站為原點的坐標系下無人機東、北、天坐標及地理系下無人機的航向、姿態、速度、位置等導航參數，從而計算出基準站與無人機之間的厘米級精度矢量基線(包括相對水平距離和相對高度)，基準站(或附近設定點)的位置即是無人機預定的著艦點，引導無人機完成精確著艦。

2 系統硬件設計

無人機一體化導航飛控機載系統主要包括導航系統和飛控系統(見圖2)，其中系統主要由兩套對稱的主、輔導航微系統、北斗RTK模塊及二次電源等組成。系統采用兩余度冗余設計，其中每個導航微系統由慣性測量單元(IMU)、三軸磁場計、氣壓高度計、空速計(壓差傳感器)等組成的多源信息融合傳感器單元和微型導航計算機等構成。

圖2 無人機一體化導航飛控系統組成框圖

2.1 多源信息融合傳感器單元

多源信息融合傳感器單元是導航系統的核心，其中IMU是基于二十六所研制的石英微機械(MEMS)陀螺，并采用三維異構集成的微系統技術研制，系統集成了3個單軸的石英陀螺、1個三軸加速計、1個三軸磁場計、1個大氣壓力計、1個壓差傳感器(用作空速計)。這些高精度傳感器均為MEMS傳感器，其主要性能如下：

陀螺測量范圍：±400 (°)/s；

陀螺零偏穩定性：5 (°)/h；

加速度計測量范圍：±8g(g=9.8 m/s2)；

加速度計零偏穩定性：0.1 mg；

三軸磁力計測量范圍：±8×10-4T，分辨率：7.3×10-8T；

氣壓力計測量范圍：1～120 kPa，分辨率：0.001 8 kPa；

壓差傳感器測量范圍：±6.895 kPa，分辨率：0.6 Pa。

多源信息融合傳感器單元中的各種敏感器件都必須精確標定、補償。其中陀螺、加速度計、磁場計在帶溫控的轉臺上進行標定,然后補償零位、比例系數、溫度系數等；氣壓計和壓差傳感器使用標準的壓力標定系統進行標定，據此補償零位、比例系數、溫度系數。

2.2 動動RTK北斗模塊

RTK載波相位差分技術是以載波相位觀測值進行實時動態相對定位的技術，實時處理兩個測量站載波相位觀測量的差分方法，將基準站采集的載波相位發給移動站，移動站接收機計算出地理系下三維坐標，又采用RTK計算出相對坐標系下坐標。

北斗模塊主要技術指標如下:

支持雙天線衛星導航定位定向，支持北斗、GPS、GLONASS及Galieleo系統；

水平定位精度：1.5 m(單點)，0.4 m(偽距差分)，1 cm+1×10-6(RTK)；

高程定位精度：2.5 m(單點)，0.8 m(偽距差分)，1.5 cm+1×10-6(RTK)；

速度：≤0.05 m/s；

定向精度：≤0.2°/L(L為基線度)。

船載北斗模塊設置為移動基準站，輸出RTCM 3.0差分數據，頻率10 Hz。無人機載北斗模塊設置為北斗移動站，導航系統從中提取經度、緯度、高度、速度、經緯高度標準差、北斗航向及差分模式下東北天相對距離等。

2.3 組合導航計算機

無人機系統使用了兩套獨立的微型低功耗導航計算機，導航計算機的功能如下：

1) 提供與各種傳感器的硬件接口。

2) 多源信息融合傳感器數據采集。

3) 各種傳感器參數誤差補償。

4) 完成捷聯慣性導航解算，包括初始對準、捷聯姿態解算及速度、位置計算。

5) 完成慣導與北斗、磁場計、大氣數據的卡爾曼濾波信息融合，并對系統誤差狀態向量進行反饋校正。

自行研制微型導航計算機，其特點是：

1) 體積小(尺寸僅為2.9 cm×2.4 cm)。

2) 功耗低(0.45 W)。

3) 采用兩個ARM M7 CPU,每個CPU算力達到1 027 DMIPS。

4) 接口眾多，滿足與各種傳感器、飛控計算機、數據鏈、光電吊艙等通信需求。

3 系統算法

導航系統采用卡爾曼濾波信息融合，卡爾曼濾波狀態方程[5]：

(1)

式中：F(t)為狀態轉移矩陣；G(t)噪聲驅動矩陣；X(t)為18階狀態變量，分別是東北天速度誤差變量、緯度、經度、高度誤差變量、俯仰、滾動、航向誤差變量、x、y、z軸陀螺漂移變量、x、y、z軸加速度計零偏變量和x、y、z軸陀螺比例系數誤差變量，即

(2)

根據慣導系統平臺誤差角方程、速度誤差方程、位置誤差方程和陀螺、加速度計的隨機誤差方程，建立系統誤差向量狀態方程組[6]:

Z(t)=H(t)X(t)+v(t)

(3)

式中：H(t)觀測矩陣；v(t)觀測噪聲。

導航系統可在有北斗導航和無北斗導航模式下工作。當系統工作在SINS與北斗組合模式時，使用由動動RTK差分北斗輸出的導航參數作為觀測量，即

(4)

式中：LG、λG、hG分別為北斗輸出的緯度、經度及高度值；LI、λI、hI分別為捷聯慣導系統所輸出的緯度、經度和高度值；VGE、VGN分別為北斗輸出的東向、北向的速度；VIE、VIN分別為捷聯慣導系統輸出的東向、北向速度；ψG為北斗輸出的航向角；ψI為捷聯慣導系統輸出的航向角[7]。因此，可得系統的觀測方程[8]為

(5)

其中

(6)

式中:v為觀測信號的測量白噪聲;vVE、vVN、vL、vλ、vh、vψ分別為北斗的東向速度、北向速度、緯度、經度、高度、航向噪聲。

v與系統的驅動白噪聲W不相關。北斗導航測量的經度、緯度、高度、速度的誤差隨著環境、時間的變化而變化，因此，本文采用自適應卡爾曼濾波算法，實時動態改變觀測噪聲的分布特征，使導航系統對飛行環境適應能力更強、精度更高。

在北斗衛星導航正常時，特別是工作在高精度RTK模式時，系統以北斗衛星導航的數據作為觀測量對傳感器計算的磁航向、大氣數據機計算的氣壓高度、空速等參數進行再修正、學習，使其精度更高。

當北斗衛星導航系統定位無效時，系統工作在SINS與磁場計、大氣數據組合模式，主要由磁場計、氣壓高度計、空速計提供系統的觀測信息，構成觀測方程, 觀測量為

(7)

式中：VKE、VKN分別為修正后的空速計航位推算東、北向的速度；LK、λK為緯度，經度；hK為氣壓計輸出的高度值;ψM為磁場計計算的航向角。

4 系統試驗

無人機導航系統的質量為310 g，尺寸為135 mm×73 mm×48 mm，功耗為5.7 W。

轉臺測試中，導航系統姿態精度：航向角為0.068°(1σ)，俯仰角為0.035°(1σ)，滾動角為0.031°(1σ)。靜態試驗中，固定基準站RTK差分模式下的精度：水平定位為0.001 9 m(1σ)，高度為0.004 7 m(1σ)。

將北斗基準站設置為移動基準站RTK差分模式，圖3為導航系統地理系下經度、緯度及高度漂移曲線，水平定位為0.256 m(1σ)，高度為0.607 m(1σ)。圖4為動動RTK導航系統與基準站相對定位曲線，無人機導航系統與移動基準站間的水平定位為0.001 6 m(1σ)，高度為0.002 3 m(1σ)。

圖3 動動RTK地理系下導航系統定位曲線

圖4 動動RTK導航系統與基準站相對定位曲線

圖5為無人機導航系統與高精度標準慣導一起安裝在試驗車上進行跑車試驗的照片。圖6～8分別為跑車試驗中航向角、俯仰角及滾動角的對比曲線。無人機導航系統動態跑車試驗中航向角為0.15°(1σ)，俯仰角為0.09°(1σ)，滾動角為0.07°(1σ)。

圖5 導航系統與標準慣導跑車試驗照片

圖6 導航系統與標準慣導航向對比曲線

圖7 導航系統與標準慣導俯仰對比曲線

圖8 導航系統與標準慣導滾動對比曲線

在無人機導航系統與移動基準站之間相對RTK定位精度動態跑車試驗中，導航系統、基準站及北斗天線同時安裝在試驗車上，試驗前測量出無人機導航系統與移動基準站的間距，即水平距離為1.297 m，天向距離為0.007 m，試驗車以約40 km/h的速度行駛。圖9、10分別為跑車試驗中導航系統與移動基準站之間的相對定位水平距離和天向距離曲線，其中1～300 s時，水平距離為1.295 m，天向距離為0.009 m；300 s時，將基準站位置進行移動，導航系統輸出的水平距離為1.013 m，天向距離為0.008 m；試驗結束后，再次測量出導航系統與基準站的間距，即水平距離為1.015 m，天向距離為0.007 m。因此，無人機動態RTK相對水平定位精度為0.002 m(1σ)，高程定位精度為0.011 m(1σ)。

圖9 動動RTK相對定位水平距離曲線

圖10 動動RTK相對定位天向距離曲線

無人機導航系統測試完成后，安裝到某型旋翼固定翼混合布局無人機上進行飛行控制試驗。圖11為裝備導航系統的無人機在野外飛行試驗的照片。圖12為在某機場進行飛行試驗的照片。經超過40架次飛行測試表明，導航系統性能穩定、可靠。

圖11 裝備導航系統的無人機野外飛行試驗

圖12 裝備導航系統的無人機機場飛行試驗

5 結束語

基于SINS/動動RTK技術的無人機小型導航系統已初步滿足無人機對導航系統在移動平臺起降的導航參數要求。后續還將開展無人機在船載平臺上起降的大量試驗，進一步驗證導航系統的可靠性。