機載北斗/GPS/SINS組合導航系統軟硬件設計

王 錦，劉 鵬，尹 川，連強強

(中國飛行試驗研究院，西安 710089)

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機載北斗/GPS/SINS組合導航系統軟硬件設計

王 錦，劉 鵬，尹 川，連強強

(中國飛行試驗研究院，西安 710089)

針對單一導航導航系統在導航精度、穩定性、設備成本以及導航信息完備性等方面的局限性，設計了衛星導航/慣性導航組合導航系統；針對GPS導航系統受制于人及北斗導航系統發展尚不完善的特點，提出了基于北斗/GPS/SINS的軍用機載組合導航系統軟硬件設計；搭建了北斗/GPS/SINS組合導航系統硬件平臺，采用基于不確定度的加權平均數據融合算法提高組合導航系統的導航可靠性和準確性；仿真結果表明，該組合導航系統穩定性好，可靠性高，定位準確。

衛星導航；慣性導航；組合導航；不確定度；加權平均

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系的測量，就在現實世界中扮演著基礎而且關鍵的作用。機載導航定位技術就是獲取飛機的空間信息，安全且低成本的引導飛機，準確的沿著選定的路線，準時到達目的地的一種手段。

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

捷聯慣性導航(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、航向和姿態角數據，數據更新率高，在軍事方面廣泛應用。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，慣性導航解算時需要初始坐標并且初始對準時間較長。

從已有的研究來看，單個導航系統的發展已不能滿足國防科技、社會生產及人們的日常生活對導航系統的精度及穩定性要求，組合導航已成為導航系統的發展趨勢[1-2]。本文利用GPS導航、SINS導航和我國自主研發的北斗導航系統設計了機載北斗/GPS/SINS組合導航系統，主要搭建了硬件平臺，設計了可靠的數據融合算法，提高了導航系統數據的可靠性與穩定性。

1 硬件設計

在硬件設計方面，本系統采用ATmega128單片機作為核心處理器件[3]，整體結構包括電源、IMU(慣性測量單元)數據采集單元、BD2/GPS雙系統數據采集單元、通信接口單元、運算處理單元及顯示單元等。硬件設計框圖如圖1所示。

圖1 組合導航系統硬件設計框圖

2 軟件設計

2.1 總體設計

在軟件設計方面，本系統采用基于不確定度的加權數據融合算法對單一導航系統信息進行融合，以提高組合導航系統的精度和穩定性。首先，為了得到更為平滑穩定的加速度和陀螺儀數據，IMU模塊的數據經過卡爾曼濾波之后送入到主控芯片ATmega128，之后進行SINS導航解算，得到SINS單一導航系統信息。然后，對北斗導航信息、GPS導航信息和SINS導航信息進行不確定度計算，根據組合不確定度最小原則求得單一導航信息相應的權值。最后，根據單一導航系統信息權值及導航結果，計算出組合導航系統的導航結果。

2.2 組合導航系統加權平均數據融合算法

組合導航系統的核心是數據融合算法，引入不確定度理論的加權融合算法可以在一定程度上提高組合導航系統的精度及穩定性[4]。

本系統采用北斗/GPS/SINS松耦合導航方式，其單個導航系統的數據測量和輸出為動態過程，可采取“滑動窗”的方法進行AR模型建模，不斷更新序列組數據，將舊數據移除，新數據加入。本文將導航系統的數據輸出序列采用AR(3)模型建模：

(1)

對于(1)式，問題為已知當前及歷史數據，求取未知參數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行估計，遞推公式如下：

(2)

(3)

其中:Q(k)為：

(4)

根據不確定度理論，測量標準不確定度由標準差表示，即：

(5)

通過(3)到(5)可以計算出動態模型序列的不確定度。

本文中組合導航系統的輸出值為北斗導航解算器輸出數據、GPS導航解算器輸出數據及SINS導航解算器輸出數據的加權平均。假設權值分別為w1、w2、w3，則組合導航系統輸出經緯度信息為：

(6)

且滿足ω1+ω2+ω3=1。

對于組合導航系統，首先根據(5)式求取單個導航系統不確定度，再根據不確定度傳播規律，求取數據融合后導航參數的不確定度為：

(7)

即：

(8)

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

組合導航系統的關鍵問題是求取加權因子w，如(8)所示，如果已求得單個導航系統的經緯不確定度，在組合不確定度最小的原則下可以求得加權因子w，在此應用拉格朗日函數法進行求解，引入函數：

(9)

分別對w1、w2、w3求偏導，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)式可以求得數據融合的權值為：

(12)

3 數據采集測試及仿真驗證

3.1 BD2/GPS雙系統模塊數據采集測試

本次BD2/GPS雙系統模塊數據采集于過程為10分鐘，利用上位機軟件完成對采集數據的接收及保存并利用Matlab繪制運行軌跡，GPS/BD2經緯度及誤差信息如圖3～4所示。

圖3 GPS/BD2導航系統經度及雙系統定位誤差

圖4 GPS/BD2導航系統緯度及雙系統定位誤差

如圖3～4所示，GPS模塊和BD2模塊都會在某個時間點出現短暫失星現象，導致定位輸出不準確。由GPS系統和BD2系統的定位差曲線可以看出，單一導航系統之間的定位差也比較大。

3.2 IMU模塊數據采集測試

STM8S003F3P6單片機對IMU模塊的輸出數據采集后，經串口傳送至上位機，之后進行基于卡爾曼濾波的SINS導航解算[5]，導航軌跡如圖5所示。

圖5 卡爾曼濾波后SINS系統經緯度定位信息

如圖5所示，由于SINS導航系統具有誤差累積的特點，在進行SINS導航系統解算時每隔100 s利用GPS導航系統對其進行定時校準，因此在曲線上每隔100 s會有較為突兀的點。

3.3 導航系統不確定度仿真驗證

導航系統動態輸出信息的不確定度反映了導航系統輸出信息的準確性，為了驗證基于不確定度的組合導航系統加權平均算法的可行性，須對單一導航模塊的輸出經緯度信息及組合導航系統輸出經緯度進行動態不確定度評定。單一導航系統經緯度的動態組合不確定度如圖6所示。組合導航系統經緯度不確定度如圖7所示。

圖6 單一導航系統經緯度動態組合不確定度

圖7 組合導航系統經緯度組合不確定度

如圖6～7所示，動態評定后的組合導航系統經緯度動態不確定度要比單一導航系統的經緯度動態不確定度小的多，說明了基于不確定度的加權數據融合算法提高了組合導航系統動態信息的準確性。

根據不確定度準則，由單一導航系統經緯度動態不確定度計算組合導航系統經緯度動態不確定度，根據組合不確定度最小原則，分別計算3個單一導航系統的動態輸出數據的權值，得到的加權融合后組合導航系統經緯度信息如圖8所示。

圖8 加權平均后的組合導航系統經緯度

如圖8所示，經組合導航數據動態融合后，系統定位結果比單個導航系統定位數據平滑了很多，尤其是當GPS或者BD2導航系統暫時失星(選取的衛星信號不是最佳衛星信號)時，也能輸出穩定的導航信息，提高了組合導航系統數據的準確性，很好的驗證了基于不確定度加權平均算法的可行性。

4 結束語

通過數據測試仿真對比可以看出，單一導航系統由于其本身固有的缺陷，存在著受制于人、導航數據輸出不穩定、誤差偏大、載體狀態信息不完善等問題。設計的組合導航系統通過對單一導航系統輸出信息進行不確定度評定，判斷其可信度，可以在某個單一導航系統出故障時也可以輸出準確可靠的導航信息。

[1] 張光理. 北斗/SINS組合導航系統研究[D]. 哈爾濱：哈爾濱工程大學，2012.

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

[3] 王少卿，霍迎輝. ATmega128在開發應用中應注意的問題[J]. 微型機與應用,2004(2):15-17.

[4] 朱培逸. 不確定信息的融合方法及其應用研究[D].無錫：江南大學,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、測試系統方向的研究。

1671-4598(2016)03-0267-03

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

TP3

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