SINS∕GPS组合导舫系统设计.pdf

技术与应用_ T e c h n o l o g y A p p l i c a t i o n 摘要：捷联式惯性导航系统( S I N S ) 是一种自主性很强的导航方式，短时间内运行精度很高，然而 随时间积累定位精度变的很差。全球定位系统( G P S ) 长期误差特性较好，但是短期精度不高。因 此S I N S G P S 组合导航系统能够各取所长，是一种理想的导航系统。采用惯性测量单元提供线加 速度和角速度输出，结合G P SO E M 板提供的G P S 信息，使用D P S 的强大计算能力解算出导航 参数，经实验验证达到了预期目的，可以应用于工程实践当中。 关键词：捷联式惯性导航系统( S I N S ) ；全球定位系统( G P S ) ；组合式导航系统 中图分类号：V 2 4 9 3 2文献标识码：A 文章编号：10 0 6 8 8 3 X ( 2 0 15 ) 0 4 0 0 2 0 0 5 收稿日期：2 0 1 4 1 2 - 1 8 SIN S G P S 组合导舫系统设计 郭勇高蕊范学军王可丁飞鹏 中北大学仪器与电子学院山西太原0 3 0 0 5 1 一、引言 7 午现代军事领域，捷联式惯性导航系统( S t r a p d o w n 仕I n e r t i a lN a v i g a t i 。ns y s t e m ，s I N s ) 是任何导航 系统都无法代替的导航方式，具有工作自主性高、抗 干扰能力强、输出信息多( 位置、速度、航向和姿态等) 优点，但其误差( 尤其是位置误差) 随时间不断积累， 精度将不断下降。 目前提高S I N S 导航精度的途径有两个：一是提 高惯导系统本身的精度，二是采用将其他导航传感器 或系统与惯导系统进行综合，构成组合导航系统。提 高惯导系统本身的精度，主要依靠采用新材料、新工 艺和新技术；而组合导航则主要通过软件技术来提高 导航精度。相比而言，组合导航更易在工程实践当中 实现，是目前惯性导航技术研究的重点之一。【2 1 全球定位系统( G l o b a lP o s i t i o nS y s t e m ，G P S ) 是 当前应用最为广泛的卫星导航定位系统，使用方便、 成本低廉，其最新的实际定位精度已经达到5 m 以内。 但是G P S 系统军事应用还存在易受干扰、动态环境中 匾疆盛 可靠性差以及数据输出频率低等不足。 S I N S 与G P S 各有所长，并且具有互补性。 S I N S G P S 组合导航，能充分发挥两者各自优 势并取长补短，利用G P S 的长期稳定性与适 中精度，来弥补S I N S 的误差随时间增大的缺 点，利用S I N S 的短期高精度来弥补G P S 接 收机在受干扰时误差增大或遮挡时丢失信号 等缺点。【3 1 将两者组合起来导航，可以达到 很好的效果。 二、组合导航系统设计方案 系统整体采用“D S P + M I M U + G P S O E M 万方数据 板”的架构形式，其结构如图1 所示。 惯性测量元和G P S O E M 板分别向解算单元提供运载体运动的线加 速度、角速度信息和伪距、伪距率信息。解算单元收到上述信息后完成 姿态更新、速度更新、速度更新、状态预测、状态估值、估计均分误差 等运算，得到姿态信息( 包括姿态角和经纬度) 。需要注意的是由于传 感器和解算单元的接口输出与输入电压不同，需要接口单元进行电平转 换，才能完成传感器和解算单元的数据通信。最后解算单元将实时解算 姿态信息通过R S 2 3 2 串口模块实现与上位机的通信。 l 、惯性测量模块 考虑到弹箭内部空间小，选用A D I 公司的中等精度M E M S 惯 性传感器A D I S l 6 3 5 0 作为惯性测量单元。A D I S l 6 3 5 0 惯性测量 模块具有集成度高、体积小的特点，内部集成了三轴加速度计和 三轴陀螺等部件，能够为弹箭姿态解算提供原始数据。体积仅为 2 2 7 m m 2 3 2 m m 2 2 9 m m ，能够满足空间要求。其内部原理框图如图 2 所示。 A D I S l 6 3 5 0 的具体参数如下： ( 1 ) 量程：加速度：1 0 9 ；陀螺仪：3 2 0 。s ； T e c h n o l o g y & A p p l i c a t i o n _ 技术与应用 ( 2 ) 陀螺仪随机漂移：3 6 。l l r ( 3 ) 带宽：3 5 0 H z ； ( 4 ) A D 分辨率：1 2 位。 2 、G P S 模块 G P S O E M 板选用N o v t e l 的O E M V - 3 L I 板卡， 如图3 所示。该板卡大小为8 8 m m 5 7 m m 1 5 m m ， 重量仅为4 8 9 ，易于实现其与惯导系统的集成，适合 微小型导航系统使用。 O E M V - 3 L 1 板供电电压4 5 V 1 8 V ；功耗2 1W 单点定位精度：1 5 m ；速度精度：0 0 3 m sR M S ；数 据更新速率：2 0 H z 。 3 、接口单元 鉴于惯性测量模块A D I S l 6 3 5 0 提供了一个4 线 制S P I 接口( 见图2 ) 。通过S P I 接口，可以实现 处理器T M S 3 2 0 F 2 8 3 3 5 和A D I S l 6 3 5 0 的通信功能。 但是由于T M S 3 2 0 F 2 8 3 3 5 的G P I O 引脚电平逻辑为 3 3 V ，而A D I S l 6 3 5 0 的引脚电平逻辑为5 V ，所以 选用7 4 V H C 2 4 5 N 芯片来实现两者间的电平转换， 其接口电路如图4 所示。 4 、姿态解算处理器及外围电路 姿态解算过程中需要完成状态预测、状态估值、 估计均分误差等诸多运算，涉及到大量的高阶矩阵 运算过程；系统中包括矩阵元素在内的绝大部分变 量，均为6 4 位单精度浮点类型，大大提高了其对运 算精度的要求：姿态解算频率要求达到1 0 0 H z ，对 运算速度要求高。【4 1 基于上述诸多要求，选用T I 公 司的3 2 位浮点型数据的T M S 3 2 0 F 2 8 3 3 5 型D S P 控 制器作为姿态解算处理器，相关电路见图5 。 T M S3 2 0 F 2 8 3 3 5 片内包含了符合I E E E 7 5 4 ( 浮 点数算数标准) 的单精度浮点运算单元( F P U ) 、 _ 传V o 爨t2 器1N 世O 嚣0 4T 2 0 0 t a ：& 2 3 0 4 8 - l_ 万方数据 技术与应用- T e c h n o l o g y & A p p l i c a t i o n 可进行1 6 1 6 或3 2 3 2 位的乘法累加器运算，改进的哈佛流水线结构使得 指令和数据的提取能够同时进行，快速的中断响应：片内集成了一个数字晶 振，时钟系统支持动态锁相环调节倍频，内置看门狗模块：另外，内部还包 含了许多外设：3 个3 2 位C P U 定时器、2 个C A N 总线模块、3 个串行通信 接口( S C I ) 模块、2 个多通道缓冲串行口( M c B S P ) 模块、一个S P I 接口模块、 一个1 2 C 接口模块和1 6 通道的1 2 位A D C 。多达8 7 个通用I O 口( G P I O ) 可选择作为多种外设的输入和输出。以上这些丰富的外设可以满足用户在工 程实践中设计电路简单方便，大大提高了系统的集成化。 鉴于从资源利用和电路设计的简单性考虑，时钟电路采用 T M S 3 2 0 F 2 8 3 3 5 内部晶体振荡器，外接3 0 M H z 晶振，T M S 3 2 0 F 2 8 3 3 5 内部有 僦勰嚣 一个可编程的锁相环，用户可根据所需系统时钟 频率对其编程设置。 为使T M S 3 2 0 F 2 8 3 3 5 初始化正常，应保 证X R S 为低电平至少保持8 个C L K O U T 周期， 同时在上电后，该系统的晶体振荡器一般需 要1 0 0 2 0 0 m s 的稳定期。该信号由电源器件 T P S 7 6 7 D 3 0 1 提供，其输出电压紧随输入电压， 当输出电压达到R E S E T 的最小电压时( 1 5 V ) ， 引脚R E S E T 输出低电平，并且至少保持2 0 0 m s ， 从而满足复位要求。 5 、电源模块 T M S 3 2 0 F 2 8 3 3 5 供电系统分为两部分：内核 供电( 1 9 V ) 和G P I O 供电( 3 3 V ) ，电源单元选 用了T P S 7 6 7 D 3 0 1 两路电压输出器件。其采用外 部5 V 锂电池供电，产生1 9 V 和3 3 V 电压，并 可作为处理器T M S 3 2 0 F 2 8 3 3 5 的复位信号产生源。 电路连接如图6 所示。 6 、串口单元 该系统通过R S 2 3 2 串行通信接口与上位机 建立通信，完成姿态解算的实时检测，并且还要 使用另外一个R S 2 3 2 串1 3 与G P S O E M 板卡通 信。具体电路连接如图7 所示。 三、软件设计 软件部分采用模块化设计方法，根据测姿系 万方数据 统软件的功能特点，将软件划分为： 软硬件初始化模块、组合测姿系统初 始化模块、惯性传感器数据获取模块、 G P S 数据获取模块、姿态解算滤波模 块和数据输出模块。在C C S ( C o d e C o m p o s e rS t u d i o ) 开发环境下对各模 块进行C 语言的编写设计。之后完成 对各模块编译、调试。最后，对所有 功能模块进行联调测试，完成整个系 统的软件实现。测姿系统软件设计流 程如图8 所示。 四、实验 利用三轴转台模拟无人机机动飞 行状态，验证设计的测姿系统在高动 态环境下的测姿性能。将所设计的姿 T e c h n o l o g y A p p l i c a t i o n _ 技术与应用 态测量系统固定在三轴转台上，按照气动仿真试验所 模拟出的三轴角速率控制转台转动。通过比较系统解 算得到的姿态角和转台实验的真实姿态角，分析系统 滤波性能和姿态角解算精度。初始姿态角为：0 = - 7 7 。， 7 = 0 0 ，( o = 1 4 9 。，实验时间为5 8 1 0 4 S ，获得系统姿态角 曲线，如图9 所示。 五、结论 由实验结果可以看出，系统开始工作时由于俯仰 角、滚转角和航向角滤波尚未稳定，估计的姿态值与 真实值有较大的误差。但是随着系统的工作，姿态角 误差收敛很快，能够快速跟踪无人机 的真实姿态。大概在l 2 m i n 内便可 跟踪上无人机的真实姿态。并且该系 统可以实现偏航角0 3 6 0 。范围的姿 态跟踪，而且在3 6 0 0 临界点处能够实 现较好的过渡。 动态转台实验表明，设计的姿态 测量系统在飞行体高机动飞行状态下 仍能够有效抑制陀螺飘逸导致的姿态 发散，且能够实时高精度的跟踪飞行 体的真实姿态。 参考文献 1 高社生，何鹏举组合导航原理及应用 【M 】西安：西北工业大学出版社，2 0 1 2 【2 】罗建军，马卫华组合导航原理与应用 M 】西安：西北： 业大学出版社，2 0 1 2 【3 黄斌超G P S I N S 组合导航系统研究【D 长沙：国防科学 技术大学，2 0 1 0 4 】李倩G P S I N S 组合导航系统研究及实现 D 上海：上海 交通大学，2 0 1 0 【5 】马培圣基于M E M S 的的微小型G P S S I N S 组合测姿系统 研究【D 】南京：南京航空航天大学，2 0 1 2 D e s i g no faS I N S G P S - i n t e g r a t e dn a v i g a t i o ns y s t e m G U OY o n g ，G A OR u i ，F A N