CN103019249A - 一种应用在无人机上的提高导航解算精度的方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种应用在无人机上的提高导航解算精度的方法,属于航空自动化控制领域,具体包括以下几个步骤:步骤一:获取无人机的从点、到点与当前位置信息;步骤二:将从点、到点和当前位置的40位浮点类型的经度、纬度、高度数据进行拆分,得到40位浮点类型数据的三角函数方程;步骤三:根据步骤一得到的无人机的从点、到点与当前位置信息,获取侧偏距和侧偏移速度,根据侧偏距和侧偏移速度对无人机跟踪航线进行纠偏;本发明运用40位浮点类型的导航解算可以减小运算过程中产生的截断误差,提高计算精度。当DGPS的定位精度为0.1m时,40位浮点类型的导航解算的侧偏距输出精度能达到0.3m,能满足精确制导、起飞和着陆控制。
Description
技术领域
本发明属于航空自动化控制领域,具体涉及一种应用在无人机上的提高导航解算精度的方法。
背景技术
DSP芯片,即数字信号处理芯片,也称信号处理器,是一种特别适合于进行数字信号处理运算的微处理器,其主要应用是实时快速地实现各种数字信号处理算法。最成功的DSP芯片当数美国德州仪器公司(Texas Instruments,简称TI)的一系列产品。TI公司已经成为世界上最大的DSP芯片供应商,其DSP市场占有量占全球总额的近50%。
因为TI公司的TMS320系列通用DSP芯片具有接口方便、编程方便、稳定性好、精度高、可重复性好、集成方便等优点,数字信号处理能力、速度都能满足无人机飞行控制的要求,成为无人机机载飞行控制与管理计算机的首选。
TMS320系列的提供32位单精度浮点格式和40位扩展精度浮点格式两种浮点格式。由于用的最多的是单精度浮点格式,TMS320系列DSP开发平台的库函数仅适用于32位单精度浮点格式,而40位扩展精度浮点格式的仅是处理器支持的基本四则运算。
但是,当DGPS的定位精度为0.1m时,使用32位浮点类型库函数进行导航解算侧偏距时仅能达到3m左右的灵敏度。因此,为提高无人机起飞着陆精度,需要考虑利用40位浮点类型来进行导航解算。
发明内容
本发明的目的是为了解决上述问题,提出一种基于TMS320系列DSP开发平台应用于无人机上的提高导航解算精度的方法。导航解算输出侧偏距和侧偏移速度,根据侧偏距和侧偏移速度的进行纠偏控制,达到控制无人机跟踪航线的目的。侧偏距的计算精度影响航线跟踪的精准度,而侧偏移速度的计算精度影响航线跟踪的快速性与稳定性。
一种应用在无人机上的提高导航解算精度的方法,包括以下几个步骤:
步骤一:获取无人机的从点、到点与当前位置信息;
飞机的从点、到点、当前位置各包含经度、纬度与高度信息,通过导航设备,获取无人机的从点、到点与当前位置信息,信息为40位浮点类型的数据信息,40位浮点类型简称为Double40类型;
步骤二:将从点、到点和当前位置的40位浮点类型的经度、纬度、高度数据进行拆分,得到40位浮点类型数据的三角函数方程;
DSP芯片中32位浮点类型标识为double,40位浮点类型标识为longdouble,将32位浮点类型的数值标识为Double32,将40位浮点类型标识为Double40;
设经度或者纬度或者高度的40位浮点类型数据为x,按x=x0+dx将数据拆分成小数点5位以前的数与小数点5位后的数,其中x0表示小数点5位以前的数,为Double32类型,dx表示小数点5位后的数,由Double40类型转存储为Double32;
则有:
f(x)=f(x0)+f′(x0)dx (4)
其中,f(x)表示Double40类型参数x的函数,x0为Double32类型参数,f(x0)表示Double32类型参数x0的函数,f(x0)、f′(x0)直接使用Double32类型库函数,实现Double40数据类型函数f(x)的计算;
当f(x)为三角函数时,根据式(4),由Double32类型三角函数计算Double40类型三角函数,具体为:
cos(x)=(Double40)(cos((Double32)x0))-dx×(Double40)sin((Double32)x0)
sin(x)=(Double40)(sin((Double32)x0))+dx×(Double40)cos((Double32)x0)
tg(x)=(Double40)(tg((Double32)x0))+dx/temp (5)
arctg(x)=(Double40)arctg((Double32)x0)+dx/(1.0+x0×x0)
arccos(x)=(Double40)arccos((Double32)x0)-dx/((Double40)sqrt((Double32)(1.0-x0×x0)))
步骤三:根据步骤一得到的无人机的从点、到点与当前位置信息,获取侧偏距和侧偏移速度,根据侧偏距和侧偏移速度对无人机跟踪航线进行纠偏;
根据步骤一得到的无人机的从点、到点与当前位置信息,步骤二得到从点、到点和当前位置的40位浮点类型的经度、纬度、高度数据的三角函数方程,导航解算出侧偏距和侧偏移速度,根据侧偏距和侧偏移速度对无人机跟踪航线进行纠偏。
本发明的优点在于:
本发明运用40位浮点类型的导航解算可以减小运算过程中产生的截断误差,提高计算精度。在当DGPS的定位精度为0.1m时,40位浮点类型的导航解算的侧偏距输出精度能达到0.3m,从而能满足精确制导、起飞和着陆控制。
附图说明
图1为本发明的侧偏距示意图;
图2为本发明的方法流程图。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本说明进行详细说明。
无人机飞行航线由若干个航点连接而成,当无人机从航点m飞向航点n时,称无人机在航段m→n上飞行,航点m为当前无人机的从点,航点n为当前无人机的到点。如图1所示,从点与到点为当前无人机的从点和到点在水平面上的投影,那么当前飞机位置在水平面的投影与从点→到点的连线的垂直距离,称为侧偏距,飞机位于航线右侧时侧偏距为正。
一般导航解算方法中包含大量的三角和反三角运算,现有使用的TMS320系列DSP提供32位单精度浮点格式和40位扩展精度浮点格式两种浮点格式,其开发平台提供了32位浮点类型三角库函数,而对于40位浮点类型只能做简单的四则运算。如果直接采用DSP开发平台提供的32位浮点类型三角库函数进行导航解算,截断误差较大,导致导航精度仅能达到3m左右。为提高导航解算的精度,根据单变量函数的泰勒级数展开原理,在32位浮点类型库函数基础上,推算出40位浮点类型数据的三角和反三角运算的近似值。
本发明的一种应用在无人机上的提高导航解算精度的方法,流程如图2所示,包括以下几个步骤:
步骤一:获取无人机的从点、到点与当前位置信息;
从点与到点的连线为飞机的应飞航线,预先装订存储在DSP上。飞机的当前位置由导航设备(如DGPS等)实施测量输出。飞机的从点、到点、当前位置各包含经度、纬度与高度信息,获取无人机的从点、到点与当前位置信息,信息为Double40类型(40位浮点类型)的数据信息。由图1可知,从点、到点、当前位置一起构成计算侧偏距的完全信息。
步骤二:将从点、到点和当前位置的40位浮点类型的经度、纬度、高度数据进行拆分,得到40位浮点类型数据的三角函数方程。
本发明利用32位浮点类型三角库函数得到40位浮点类型三角库函数,具体过程为:
根据泰勒级数展开原理,单变量函数的泰勒公式:如果函数f(x)满足条件(f(x)表示Double40类型参数x的函数,):(i)在点a的某邻域|x-a|<δ内有定义,δ表示任意小的正数,(ii)在此邻域内有一直到n-1阶的导数f'(x),…,fn-1(x),n表示大于1的正整数,(iii)在点a处有n阶导数fn(a),那么f(x)在点a的邻域内可表示成以下各种形式:
DSP芯片中32位浮点类型标识为double,40位浮点类型标识为longdouble。为了容易区分,本发明中将32位浮点类型的数值标识为Double32,将40位浮点类型标识为Double40。
步骤一中获取了无人机的从点、到点与当前位置中,经度、纬度与高度的Double40类型数据,设经度或者纬度或者高度的40位浮点类型数据为x,按x=x0+dx将数据拆分成小数点5位以前的数与小数点5位后的数,其中x0表示小数点5位以前的数,为Double32类型参数,dx表示小数点5位后的数。由Double40类型转存储为Double32,也不会有精度损失或截断。
例如:假设x=1.234567891,则取x0=1.23456,dx=0.000007891。
由式(2),可得:
其中,由于dx为小数点5位后的有效数值,那么从计算精度的需要来说dx2,…,dxn都是极小量,可忽略不计,因此根据公式(3)推理Double40类型参数x的函数f(x)时直接将第三项和第三项之后忽略。
式(3)简化为:
f(x)=f(x0+dx)=f(x0)+f′(x0)dx (4)
在式(4)中,x0是Double32类型参数,f(x0)表示Double32类型参数x0的函数,故f(x0)、f'(x0)都可直接使用Double32类型库函数,从而实现Double40数据类型函数f(x)的计算。
根据高等数学,三角函数都是连续可微的,符合函数f(x)的条件。根据式(4),可由Double32类型三角函数计算Double40类型三角函数。那么,Double40类型的参数x的余弦cos、正弦sin、正切tg和反三角运算反正切arctg、反余弦arccos可表示:
cos(x)=(Double40)(cos((Double32)x0))-dx×(Double40)sin((Double32)x0)
sin(x)=(Double40)(sin((Double32)x0))+dx×(Double40)cos((Double32)x0)
tg(x)=(Double40)(tg((Double32)x0))+dx/temp (5)
arctg(x)=(Double40)arctg((Double32)x0)+dx/(1.0+x0×x0)
arccos(x)=(Double40)arccos((Double32)x0)-dx/((Double40)sqrt((Double32)(1.0-x0×x0)))
步骤三:根据步骤一得到的无人机的从点、到点与当前位置信息,获取侧偏距和侧偏移速度,根据侧偏距和侧偏移速度对无人机跟踪航线进行纠偏;
根据步骤一得到的无人机的从点、到点与当前位置信息,步骤二得到从点、到点和当前位置的40位浮点类型的经度、纬度、高度数据的三角函数方程,导航解算出侧偏距和侧偏移速度,根据侧偏距和侧偏移速度对无人机跟踪航线进行纠偏。
其中,侧偏距的一种获取方法为:
获取侧偏距Dz的方法具体为:
式中:地球长半轴R长=6378137.01,B表示当前位置的纬度,地球椭偏度ED=0.003352811(1/298.25722),
其中:
k1——折算为地心纬度的到点在地球坐标系中的天向分量;
k1=[k1[0] k1[1] k1[2]],k1[0]、k1[1]、k1[2]为k1在地球坐标系中的三轴坐标值;
k0——折算为地心纬度的从点在地球坐标系中的天向分量;
k0=[k0[0] k0[1] k0[2]],k0[0]、k0[1]、k0[2]为k0在地球坐标系中的三轴坐标值;
k——折算为地心纬度的当前点在地球坐标系中的天向分量;
k=[k[0]k[1]k[2]],k[0]、k[1]、k[2]为k在地球坐标系中的三轴坐标值;
k1[0]=cos(BEC1)·cos(L1)
k1[1]=cos(BEC1)·sin(L1)
k1[2]=sin(BEC1)
k0[0]=cos(BEC0)·cos(L0)
k0[1]=cos(BEC0)·sin(L0)
k0[2]=sin(BEC0)
k[0]=cos(BEC)·cos(L)
k[1]=cos(BEC)·sin(L)
k[2]=sin(BEC)
其中:L1、L0、L分别为到点、从点、当前位置的经度。
式中:H表示当前位置的地理高度,B1、B0、B分别为到点、从点、当前位置的纬度。
BEC——当前点地心纬度,rad;
BEC0——从点地心纬度,rad;
BEC1——到点地心纬度,rad;
R短——地球短半轴,大小为6356752.3m。
由式(1)可知,侧偏距计算过程包含三角运算余弦cos、正弦sin、正切tg和反三角运算反正切arctg、反余弦arccos。
式(1)中所有三角函数运算和四则运算都是Double40类型的运算,三角函数的Double40参数都经过步骤二的拆分,按式(5)实现。将Double40类型的三角函数和反三角函数引入公式(1),计算侧偏距的全部运算过程是Double40类型之间的混合运算,能有效减小截断误差,达到最佳解算精度。
侧偏移速度DZd的一种获取方法为:
式中:
Vdn——当前北向地速;
Vde——当前东向地速;
其中
k3——到点在地球坐标系中的天向分量;
k3=[k3 [0] k3[1] k3[2]],k3[0]、k3[1]、k3[2]为k3在地球坐标系中的三轴坐标值;
k2——从点在地球坐标系中的天向分量;
k2=[k2[0] k2[1] k2[2]],k2[0]、k2[1]、k2[2]为k2在地球坐标系中的三轴坐标值;
j——当前点在地球坐标系中的北向分量;
j=[j[0] j[1] j[2]],j[0]、j[1]、j[2]为j在地球坐标系中的三轴坐标值;
k2[0]=cosB0·cosL0
k2[1]=cosB0·sinL0
k2[2]=sinB0
k3[0]=cosB1·cosL1
k3[1]=cosB1·sinL1
k3[2]=sinB1
j[0]=-sinB·cosL
j[1]=-sinB·sinL
j[2]=cosB
由式(2)可知,侧偏移速度计算过程包含三角运算余弦cos、正弦sin、反余弦arccos。
与侧偏距解算类似,式(2)中所有三角函数运算和四则运算都是Double40类型的运算,三角函数的Double40参数都经过步骤二的拆分,按式(5)实现。将Double40类型的三角函数和反三角函数引入公式(2),计算侧偏移速度的全部运算过程是Double40类型之间的混合运算,力图得到最佳解算精度。
导航解算输出侧偏距和侧偏移速度,根据侧偏距和侧偏移速度的进行纠偏控制,达到控制无人机跟踪航线的目的。通过本发明提出的导航解算方法使解算精度达到0.3米,进而使无人机能够自动准确跟踪航线。
Claims (3)
1.一种应用在无人机上的提高导航解算精度的方法,其特征在于,包括以下几个步骤:
步骤一:获取无人机的从点、到点与当前位置信息;
飞机的从点、到点、当前位置各包含经度、纬度与高度信息,通过导航设备,获取无人机的从点、到点与当前位置信息,信息为40位浮点类型的数据信息,40位浮点类型简称为Double40类型;
步骤二:将从点、到点和当前位置的40位浮点类型的经度、纬度、高度数据进行拆分,得到40位浮点类型数据的三角函数方程;
DSP芯片中32位浮点类型标识为double,40位浮点类型标识为longdouble,将32位浮点类型的数值标识为Double32,将40位浮点类型标识为Double40;
设经度或者纬度或者高度的40位浮点类型数据为x,按x=x0+dx将数据拆分成小数点5位以前的数与小数点5位后的数,其中x0表示小数点5位以前的数,为Double32类型,dx表示小数点5位后的数,由Double40类型转存储为Double32;
则有:
f(x)=f(x0)+f′(x0)dx (4)
其中,f(x)表示Double40类型参数x的函数,x0为Double32类型参数,f(x0)表示Double32类型参数x0的函数,f(x0)、f′(x0)直接使用Double32类型库函数,实现Double40数据类型函数f(x)的计算;
当f(x)为三角函数时,根据式(4),由Double32类型三角函数计算Double40类型三角函数,具体为:
cos(x)=(Double40)(cos((Double32)x0))-dx×(Double40)sin((Double32)x0)
sin(x)=(Double40)(sin((Double32)x0))+dx×(Double40)cos((Double32)x0)
tg(x)=(Double40)(tg((Double32)x0))+dx/temp (5)
arctg(x)=(Double40)arctg((Double32)x0)+dx/(1.0+x0×x0)
arccos(x)=(Double40)arccos((Double32)x0)-dx/((Double40)sqrt((Double32)(1.0-x0×x0)))
步骤三:根据步骤一得到的无人机的从点、到点与当前位置信息,获取侧偏距和侧偏移速度,根据侧偏距和侧偏移速度对无人机跟踪航线进行纠偏;
根据步骤一得到的无人机的从点、到点与当前位置信息,步骤二得到从点、到点和当前位置的40位浮点类型的经度、纬度、高度数据的三角函数方程,导航解算出侧偏距和侧偏移速度,根据侧偏距和侧偏移速度对无人机跟踪航线进行纠偏。
2.根据权利要求1所述的一种应用在无人机上的提高导航解算精度的方法,其特征在于,所述的步骤三中,获取侧偏距的方法为:
获取侧偏距Dz的方法具体为:
式中:R长表示地球长半轴,ED表示地球椭偏度,B表示当前位置的纬度;
R长=6378137.0m,ED表示地球椭偏度ED=1/298.25722;
其中:
k1——折算为地心纬度的到点在地球坐标系中的天向分量;
k1=[k1[0] k1[1] k1[2]],k1[0]、k1[1]、k1[2]为k1在地球坐标系中的三轴坐标值;
k0——折算为地心纬度的从点在地球坐标系中的天向分量;
k0=[k0[0]k0[1]k0[2]],k0[0]、k0[1]、k0[2]为k0在地球坐标系中的三轴坐标值;
k——折算为地心纬度的当前点在地球坐标系中的天向分量;
k=[k[0]k[1]k[2]],k[0]、k[1]、k[2]为k在地球坐标系中的三轴坐标值;
k1[0]=cos(BEC1)·cos(L1)
k1[1]=cos(BEC1)·sin(L1)
k1[2]=sin(BEC1)
k0[0]=cos(BEC0)·cos(L0)
k0[1]=cos(BEC0)·sin(L0)
k0[2]=sin(BEC0)
k[0]=cos(BEC)·cos(L)
k[1]=cos(BEC)·sin(L)
k[2]=sin(BEC)
其中:L1、L0、L分别为到点、从点、当前位置的经度;
其中:H表示当前位置的地理高度,B1、B0、B分别为到点、从点、当前位置的纬度;
BEC——当前点地心纬度,单位rad;
BEC0——从点地心纬度,单位rad;
BEC1——到点地心纬度,单位rad;
R短——地球短半轴,大小为6356752.3m;
式(1)中所有三角函数运算和四则运算都是Double40类型的运算,三角函数的Double40参数经过步骤二的拆分,按式(5)实现;将Double40类型的三角函数和反三角函数引入公式(1),获取侧偏距。
3.根据权利要求1所述的一种应用在无人机上的提高导航解算精度的方法,其特征在于,所述的步骤三中,获取侧偏移速度的方法为:
获取侧偏移速度DZd的方法具体为:
式中:B1、B0、B分别为到点、从点、当前位置的纬度;
Vdn——当前北向地速;
Vde——当前东向地速;
其中:
k3——到点在地球坐标系中的天向分量;
k3=[k3[0] k3[1] k3[2]],k3[0]、k3[1]、k3[2]为k3在地球坐标系中的三轴坐标值;
k2——从点在地球坐标系中的天向分量;
k2=[k2[0] k2[1] k2[2]],k2[0]、k2[1]、k2[2]为k2在地球坐标系中的三轴坐标值;
j——当前点在地球坐标系中的北向分量;
j=[j[0] j[1] j[2]],j[0]、j[1]、j[2]为j在地球坐标系中的三轴坐标值;
k2[0]=cosB0·cosL0
k2[1]=cosB0·sinL0
k2[2]=sinB0
k3[0]=cosB1·cosL1
k3[1]=cosB1·sinL1
k3[2]=sinB1
j[0]=-sinB·cosL
j[1]=-sinB·sinL
j[2]=cosB
L1、L0、L分别为到点、从点、当前位置的经度;
式(2)中所有三角函数运算和四则运算都是Double40类型的运算,三角函数的Double40参数都经过步骤二的拆分,按式(5)实现;将Double40类型的三角函数和反三角函数引入公式(2),获取侧偏移速度。
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CN (1) | CN103019249A (zh) |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN105652868A (zh) * | 2014-11-27 | 2016-06-08 | 丰田自动车株式会社 | 用于车辆的控制系统 |
CN106020211A (zh) * | 2016-05-12 | 2016-10-12 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种飞机起飞升降舵预置偏度计算方法 |
CN106547275A (zh) * | 2015-09-17 | 2017-03-29 | 西安翔舟航空技术有限公司 | 一种新型旋翼类无人机自动定位操控方法 |
CN112463899A (zh) * | 2020-10-29 | 2021-03-09 | 北京红山信息科技研究院有限公司 | 一种车辆轨迹点纠偏方法、系统、服务器和存储介质 |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6073077A (en) * | 1998-07-22 | 2000-06-06 | Litton Systems Inc. | Method for determining gravity in an inertial navigation system |
US6600991B1 (en) * | 2001-08-14 | 2003-07-29 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Neighboring optimal aircraft guidance in a general wind environment |
CN1923622A (zh) * | 2006-07-07 | 2007-03-07 | 中国科学院力学研究所 | 一种卫星飞行参数实时预测方法 |
CN101266150A (zh) * | 2008-05-09 | 2008-09-17 | 北京航空航天大学 | 一种无人机侧向领航方法 |
CN101788822A (zh) * | 2010-01-18 | 2010-07-28 | 北京航空航天大学 | 一种无人机侧向控制方法 |
-
2012
- 2012-11-13 CN CN2012104540813A patent/CN103019249A/zh active Pending
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6073077A (en) * | 1998-07-22 | 2000-06-06 | Litton Systems Inc. | Method for determining gravity in an inertial navigation system |
US6600991B1 (en) * | 2001-08-14 | 2003-07-29 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Neighboring optimal aircraft guidance in a general wind environment |
CN1923622A (zh) * | 2006-07-07 | 2007-03-07 | 中国科学院力学研究所 | 一种卫星飞行参数实时预测方法 |
CN101266150A (zh) * | 2008-05-09 | 2008-09-17 | 北京航空航天大学 | 一种无人机侧向领航方法 |
CN101788822A (zh) * | 2010-01-18 | 2010-07-28 | 北京航空航天大学 | 一种无人机侧向控制方法 |
Cited By (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN105652868A (zh) * | 2014-11-27 | 2016-06-08 | 丰田自动车株式会社 | 用于车辆的控制系统 |
CN106547275A (zh) * | 2015-09-17 | 2017-03-29 | 西安翔舟航空技术有限公司 | 一种新型旋翼类无人机自动定位操控方法 |
CN106020211A (zh) * | 2016-05-12 | 2016-10-12 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种飞机起飞升降舵预置偏度计算方法 |
CN106020211B (zh) * | 2016-05-12 | 2019-09-06 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种飞机起飞升降舵预置偏度计算方法 |
CN112463899A (zh) * | 2020-10-29 | 2021-03-09 | 北京红山信息科技研究院有限公司 | 一种车辆轨迹点纠偏方法、系统、服务器和存储介质 |
CN112463899B (zh) * | 2020-10-29 | 2024-03-22 | 北京红山信息科技研究院有限公司 | 一种车辆轨迹点纠偏方法、系统、服务器和存储介质 |
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C06 | Publication | ||
PB01 | Publication | ||
C10 | Entry into substantive examination | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
C05 | Deemed withdrawal (patent law before 1993) | ||
WD01 | Invention patent application deemed withdrawn after publication |
Application publication date: 20130403 |