面向小型無人直升機的SINS-GPS組合導航系統(tǒng)研究.pdf

1、小型無人直升機由于具有體積小、可垂直起降、定點懸停、機動靈活、隱蔽性好、成本低以及無人員傷亡等優(yōu)點，近年來已經(jīng)成為國內(nèi)外的研究熱點。導航系統(tǒng)是小型無人直升機實現(xiàn)自主飛行的關(guān)鍵設備，它為飛行控制系統(tǒng)提供必需的姿態(tài)、速度、位置等導航信息，直接影響其飛行控制的性能。
　　 本文針對捷聯(lián)慣性導航系統(tǒng)(SINS)與全球定位系統(tǒng)(GPS)導航性能的互補性，根據(jù)小型無人直升機相比固定翼無人機飛行速度較慢，尾舵控制機動性強，姿態(tài)動態(tài)范圍變化不大

2、等特點研究設計了SINS/GPS組合導航系統(tǒng)。
　　 本文首先介紹了小型無人直升機導航的基本理論，通過分析不同姿態(tài)表示方法的特點及SINS/GPS組合導航系統(tǒng)的非線性化特征，確定采用四元素的雙子樣旋轉(zhuǎn)矢量法及擴展卡爾曼濾波算法計算導航信息。然后分析了組合導航系統(tǒng)的傳感器的誤差源，綜合考慮導航系統(tǒng)工程化的計算復雜性與精度要求，建立了傳感器的簡化誤差模型。并推導SINS導航計算的微分方程，采用姿態(tài)四元素雙子樣旋轉(zhuǎn)矢量法避免姿態(tài)計算出

3、現(xiàn)奇異點及減小旋轉(zhuǎn)導致姿態(tài)計算的不可交換誤差，根據(jù)比力方程及位置微分方程迭代計算速度，位置值。
　　 針對SINS單獨計算的導航信息會產(chǎn)生漂移，本文設計了SINS/GPS組合導航系統(tǒng)，建立了組合導航誤差模型，采用以導航誤差為狀態(tài)變量的擴展卡爾曼濾波算法修正SINS的導航誤差。并且，針對小型無人直升機的尾舵控制航向?qū)崿F(xiàn)快速機動飛行的特點，引入磁傳感器測量航向角以獲得更高的航向角精度；同時由于陀螺儀的角速度精度是影響導航精度的重要因

4、素，所以濾波算法加入陀螺儀的時變漂移作為狀態(tài)變量，修正陀螺儀的角速度輸出。
　　 本文通過建立組合導航系統(tǒng)在Matlab/Simulink下的仿真模型，并參考實際傳感器參數(shù)設置仿真參數(shù)，模擬了小型無人直升機仿真飛行實驗。仿真實驗結(jié)果證明組合導航系統(tǒng)具有較高的精度，能夠滿足小型無人直升機的飛行要求。最后，本文開發(fā)了小型無人直升機導航系統(tǒng)的嵌入式平臺，包括組合導航系統(tǒng)與導航舵機控制系統(tǒng)，使用ARM采集傳感器數(shù)據(jù)，經(jīng)過校正及同步后，發(fā)