CN103557875A - 一种姿态测量系统的fpga硬件实现方法 - Google Patents
一种姿态测量系统的fpga硬件实现方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN103557875A CN103557875A CN201310562169.1A CN201310562169A CN103557875A CN 103557875 A CN103557875 A CN 103557875A CN 201310562169 A CN201310562169 A CN 201310562169A CN 103557875 A CN103557875 A CN 103557875A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- kernel
- centerdot
- angle
- axle
- pitch
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
- G01C25/00—Manufacturing, calibrating, cleaning, or repairing instruments or devices referred to in the other groups of this subclass
- G01C25/005—Manufacturing, calibrating, cleaning, or repairing instruments or devices referred to in the other groups of this subclass initial alignment, calibration or starting-up of inertial devices
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
- G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
- G01C21/10—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration
- G01C21/12—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning
- G01C21/16—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning by integrating acceleration or speed, i.e. inertial navigation
- G01C21/165—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning by integrating acceleration or speed, i.e. inertial navigation combined with non-inertial navigation instruments
Abstract
针对现有的基于铅垂陀螺和CCD线阵的姿态可视化测量系统中铅垂陀螺的进动现象将会直接导致姿态角测量错误的问题,本发明提出了一种姿态测量系统的FPGA硬件实现方法,该方法通过合理地配置姿态可视化测量系统的机械结构,使得加速度引起的铅垂陀螺进动现象得以消除,考虑到实际中可能存在的加工误差,进一步给出了铅垂陀螺的进动运动对姿态测量的影响及基于FPGA平台的补偿办法,本发明有效解决了现有的基于铅垂陀螺和CCD线阵的姿态可视化测量系统中铅垂陀螺的进动现象将会直接导致姿态角测量错误的技术问题,这种测量方法在飞机盲降、无人机着陆、着舰有着重要的应用前景。
Description
技术领域
本发明涉及基于CCD线阵的欧拉角(姿态)测量方法,属于测控技术和飞行力学等范畴。
背景技术
姿态测量可以确定载体的相对运动姿态,是一切控制手段的基础,对飞行器正常工作具有重要意义,更是影响飞行安全的关键因素。在飞行器的姿态解算系统尤其是捷联惯导系统中,姿态解算的方法原理上需要对角速率进行积分运算,因而角速率陀螺小小的偏差会在姿态解算的结果中不断积累以至于在短时间内造成姿态角的严重错误。
为了修正姿态角的误差,传统的方法有以下几类。一种是使用倾角仪或者是三轴磁力计与陀螺仪进行组合使用,搭配数据融合算法使得姿态角偏差可以得到周期性的修正。倾角仪受震动和加速度影响时难以得到准确姿态角,而磁力计磁场异常干扰时不能正常工作。一种是使用单天线GPS测量速度的办法估算出飞行器的伪姿态角,这种方法虽然可以免受震动和磁场的影响,但是却受到导航卫星信号的限制,伪姿态角和真正的姿态角差别亦很大。还有一种使用载体运动模型模型的不完整约束可以在少数情况下限制惯性测量器件漂移误差,但是存在精度低实用性差的弱点。还有基于视觉图像的估计姿态的方法,这种方法是以观察一个现实世界中的不变物理参考为基础,分别是以地平线为参考的方法;在城市中无法看到水平线时,以检测垂直或者水平于地平线的消失点的方法和基于立体视觉的方法。这种方法虽然克服了其它传感器的一些缺陷,但是当环境光线差、视野被遮挡等条件下,基于视觉图像的估计姿态的方法是无效的。图像的高速处理也难以在小型嵌入式系统上实现,使得姿态更新速率低,也是实际应用的一个难题。除此之外,专利CN201110211121.7公开了一种基于线阵CCD和铅垂陀螺的姿态可视化测量方法,这种方法克服了以上传统方法中积累误差难题,也可以在小型化系统中高速测量姿态,但是它没有公开铅垂陀螺产生进动现象时所导致的系统测量结果错误的解决办法以及基于FPGA的硬件实现方法。
发明内容
针对现有的基于铅垂陀螺和CCD线阵的姿态可视化测量系统中铅垂陀螺的进动现象将会直接导致姿态角测量错误的问题,本发明提出了一种姿态测量系统的FPGA硬件实现方法,该方法通过合理地配置姿态可视化测量系统的机械结构,使得加速度引起的铅垂陀螺进动现象得以消除,考虑到实际中可能存在的加工误差,进一步给出了铅垂陀螺的进动运动对姿态测量的影响及基于FPGA平台的补偿办法。
本发明解决其技术问题所采用的技术方案是,一种姿态测量系统的FPGA硬件实现方法,其特征包括以下步骤:
1)定义机体坐标系的原点o、x轴、y轴和z轴如图1所示,整个系统结构如图1所示包含两个线阵CCD传感器、支架、内框、底座以及内核,其中内核如图2所示由内壳、端盖、电机、转子和两枚一字型激光灯组成,电机带动转子在内核内转动,两枚一字型激光灯相互垂直固定在内核底部,内核通过轴承和内环轴与内框连接,内框通过轴承和外环轴与支架连接,内环轴与外环轴相交于支点O与机体坐标系原点o重合,支架固定在底座上,于是内核可以绕内环轴和外环轴做两自由度转动,底座安装在载体上时,外环轴与机体坐标系的x轴重合,内环轴与机体坐标系y轴重合,内核轴线与机体坐标系z轴重合,两个线阵CCD传感器分别摆放在内环轴与外环轴垂直平面内,同时使得一字型激光灯可以照射到线阵CCD传感器上面,当载体俯仰角和滚转角为零时,一字型激光灯的光线正好垂直照射在线阵CCD的中心;
2)在FPGA中编写姿态测量系统的数据处理模块,如附图3所示包含时序驱动模块、图像采集与存储控制模块、图像缓冲区、图像缓冲控制及信息提取模块和数据发送控制模块,其中时序驱动模块产生线阵CCD正常工作所需要的脉冲信号,使其稳定地输出所需线阵CCD图像信号,图像采集与存储控制模块依据上一个模块的脉冲信号时序接收线阵CCD输出的图像信号,并将信号封装成固定格式的数据按照像素顺序依次存入图像缓冲区中,当完整的一幅线阵CCD图像存储完毕即发出信号给图像缓冲控制及信息提取模块,该模块得到上述信号即开始提取俯仰角和滚转角信息,数据发送控制模块将俯仰角和滚转角信息发出;
3)配置内核的质心Oc位置,使其与支点O重合,载体的加速运动造成的转子进动现象得以消除,内核的轴线相对惯性空间保持原有的方向,此时姿态测量系统的测量结果不会受到转子进动现象的影响,配置FPGA的图像缓冲控制及信息提取模块按照下式得到俯仰角和滚转角:
4)由于实际中存在加工误差,按照以下方法进一步补偿进动造成的误差,考虑到内核是由密度均匀的材料加工而成的轴对称零件,内核的质心Oc与支点O只会在内核轴线方向产生偏移,当质心Oc在支点O的下方时,配置FPGA的图像缓冲控制及信息提取模块按照下式得到俯仰角和滚转角:
当质心Oc在支点O的上方时,配置FPGA的图像缓冲及信息提取模块按照下式得到俯仰角和滚转角:
其中,γ表示滚转角真实值,γs滚转角的测量值,θ表示俯仰角真实值,θs表示俯仰角测量值,m是内核质量(单位是kg),loc是质点Oc与支点O的距离(单位是m),H是陀螺转子动量矩(单位是kg·m2/s),以上参数可以从陀螺仪设计参数中得到,ax,ay,az分别是载体在基座坐标系(机体坐标系)上的三轴线加速度分量(单位是m/s2),由固联在载体上的三轴加速度计测量得到。
本发明的有益效果是:提出了一种姿态测量系统的FPGA硬件实现方法,该方法通过合理地配置姿态可视化测量系统的机械结构,使得加速度引起的铅垂进动现象得以消除,同时考虑到实际中可能存在的加工误差,进一步给出了铅垂陀螺的进动运动对姿态测量的影响及基于FPGA平台的补偿办法,本发明有效解决了现有的基于铅垂陀螺和CCD线阵的姿态可视化测量系统中铅垂陀螺的进动现象将会直接导致姿态角测量错误的技术问题,这种测量方法在飞机盲降、无人机着陆、着舰有着重要的应用前景。
附图说明
图1是本发明的总体结构示意图,图中:1.线阵CCD;2.内环轴;3.内核质心;4.轴线;5.支架;6.外环轴;7.内核;8.支点O和原点o;9.线阵CCD。
图2是本发明内核结构示意图,图中:1.端盖;2.电机;3.转子;4.一字型激光灯;5.内壳。
图3是本发明FPGA硬件实现框图。
具体实施方式
1)定义机体坐标系(o-xyz)如图1所示,整个系统如图1所示包含两个线阵CCD传感器、支架、内框、底座以及内核,其中内核又由内壳、端盖、电机、转子和两枚一字型激光灯组成,电机带动转子在内核内转动,两枚一字型激光灯相互垂直固定在内核底部,内核通过轴承和内环轴与内框连接,内框通过轴承和外环轴与支架连接,内环轴与外环轴相交于支点O与机体坐标系原点o重合,支架固定在底座上,于是内核可以绕内环轴和外环轴做两自由度转动,底座安装在载体上时,外环轴与机体坐标系的x轴重合,内环轴与机体坐标系y轴重合,内核轴线与机体坐标系z轴重合,两个线阵CCD传感器分别摆放在内环轴与外环轴垂直平面内,同时使得一字型激光灯可以照射到线阵CCD传感器上面,当载体俯仰角和滚转角为零时,一字型激光灯的光线正好垂直照射在线阵CCD的中心;
2)在FPGA中编写姿态测量系统的数据处理模块,如附图3所示包含时序驱动模块、图像采集与存储控制模块、图像缓冲区、图像缓冲控制及信息提取模块和数据发送控制模块,其中时序驱动模块产生线阵CCD正常工作所需要的脉冲信号,使其稳定地输出所需线阵CCD图像信号,图像采集与存储控制模块依据上一个模块的脉冲信号时序接收线阵CCD输出的图像信号,并将信号封装成固定格式的数据按照像素顺序依次存入图像缓冲区中,当完整的一幅线阵CCD图像存储完毕即发出信号给图像缓冲控制及信息提取模块,该模块得到上述信号即开始提取俯仰角和滚转角信息,数据发送控制模块将俯仰角和滚转角信息发出;
3)配置内核的质心Oc位置,使其与支点O重合,载体的加速运动造成的转子进动现象得以消除,内核的轴线相对惯性空间保持原有的方向,此时姿态测量系统的测量结果不会受到转子进动现象的影响,配置FPGA的图像缓冲控制及信息提取模块按照下式得到俯仰角和滚转角:
4)由于实际中存在加工误差,按照以下方法进一步补偿进动造成的误差,考虑到内核是由密度均匀的材料加工而成的轴对称零件,内核的质心Oc与支点O只会在内核轴线方向产生偏移,当质心Oc在支点O的下方时,配置FPGA的图像缓冲控制及信息提取模块按照下式得到俯仰角和滚转角:
当质心Oc在支点O的上方时,配置FPGA的图像缓冲及信息提取模块按照下式得到俯仰角和滚转角:
其中,γ表示滚转角真实值,γs滚转角的测量值,θ表示俯仰角真实值,θs表示俯仰角测量值,m是内核质量(单位是kg),loc是质点Oc与支点O的距离(单位是m),H是陀螺转子动量矩(单位是kg·m2/s),以上参数可以从陀螺仪设计参数中得到,ax,ay,az分别是载体在基座坐标系(机体坐标系)上的三轴线加速度分量(单位是m/s2),由固联在载体上的三轴加速度计测量得到。
Claims (1)
1.一种姿态测量系统的FPGA硬件实现方法,其特征包括以下步骤:
1)定义机体坐标系的原点o、x轴、y轴和z轴,整个系统包含两个线阵CCD传感器、支架、内框、底座以及内核,其中内核又由内壳、端盖、电机、转子和两枚一字型激光灯组成,电机带动转子在内核内转动,两枚一字型激光灯相互垂直固定在内核底部,内核通过轴承和内环轴与内框连接,内框通过轴承和外环轴与支架连接,内环轴与外环轴相交于支点O与机体坐标系原点o重合,支架固定在底座上,于是内核可以绕内环轴和外环轴做两自由度转动,底座安装在载体上时,外环轴与机体坐标系的x轴重合,内环轴与机体坐标系y轴重合,内核轴线与机体坐标系z轴重合,两个线阵CCD传感器分别摆放在内环轴与外环轴垂直平面内,同时使得一字型激光灯可以照射到线阵CCD传感器上面,当载体俯仰角和滚转角为零时,一字型激光灯的光线正好垂直照射在线阵CCD的中心;
2)在FPGA中编写姿态测量系统的数据处理模块包含时序驱动模块、图像采集与存储控制模块、图像缓冲区、图像缓冲控制及信息提取模块和数据发送控制模块,其中时序驱动模块产生线阵CCD正常工作所需要的脉冲信号,使其稳定地输出所需线阵CCD图像信号,图像采集与存储控制模块依据上一个模块的脉冲信号时序接收线阵CCD输出的图像信号,并将信号封装成固定格式的数据按照像素顺序依次存入图像缓冲区中,当完整的一幅线阵CCD图像存储完毕即发出信号给图像缓冲控制及信息提取模块,该模块得到上述信号即开始提取俯仰角和滚转角信息,数据发送控制模块将俯仰角和滚转角信息发出;
3)配置内核的质心Oc位置,使其与支点O重合,载体的加速运动造成的转子进动现象得以消除,内核的轴线相对惯性空间保持原有的方向,此时姿态测量系统的测量结果不会受到转子进动现象的影响,配置FPGA的图像缓冲控制及信息提取模块按照下式得到俯仰角和滚转角:
4)由于实际中存在加工误差,按照以下方法进一步补偿进动造成的误差,考虑到内核是由密度均匀的材料加工而成的轴对称零件,内核的质心Oc与支点O只会在内核轴线方向产生偏移,当质心Oc在支点O的下方时,配置FPGA的图像缓冲控制及信息提取模块按照下式得到俯仰角和滚转角:
当质心Oc在支点O的上方时,配置FPGA的图像缓冲及信息提取模块按照下式得到俯仰角和滚转角:
其中,γ表示滚转角真实值,γs滚转角的测量值,θ表示俯仰角真实值,θs表示俯仰角测量值,m是内核质量(单位是kg),loc是质点Oc与支点O的距离(单位是m),H是陀螺转子动量矩(单位是kg·m2/s),以上参数可以从陀螺仪设计参数中得到,ax,ay,az分别是载体在基座坐标系(机体坐标系)上的三轴线加速度分量(单位是m/s2),由固联在载体上的三轴加速度计测量得到。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201310562169.1A CN103557875B (zh) | 2013-11-10 | 2013-11-10 | 一种姿态测量系统的fpga硬件实现方法 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201310562169.1A CN103557875B (zh) | 2013-11-10 | 2013-11-10 | 一种姿态测量系统的fpga硬件实现方法 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
CN103557875A true CN103557875A (zh) | 2014-02-05 |
CN103557875B CN103557875B (zh) | 2016-04-06 |
Family
ID=50012185
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN201310562169.1A Active CN103557875B (zh) | 2013-11-10 | 2013-11-10 | 一种姿态测量系统的fpga硬件实现方法 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
CN (1) | CN103557875B (zh) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2019000363A1 (en) * | 2017-06-30 | 2019-01-03 | SZ DJI Technology Co., Ltd. | SYSTEM AND METHOD FOR SUPPORTING DATA COMMUNICATION IN A MOBILE PLATFORM |
CN109883444A (zh) * | 2019-02-25 | 2019-06-14 | 航天科工防御技术研究试验中心 | 一种姿态角耦合误差补偿方法、装置及电子设备 |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN101709975A (zh) * | 2009-11-27 | 2010-05-19 | 北京航空航天大学 | 一种航空遥感惯性稳定平台不平衡力矩估计与补偿方法 |
KR101037001B1 (ko) * | 2009-12-16 | 2011-05-25 | 두산디에스티주식회사 | 트래핑 자이로의 비동기 오차 보상 방법 |
US20110126647A1 (en) * | 2009-12-01 | 2011-06-02 | Dave Newland | Rate of turn signal generator with drift compensation |
CN102410842A (zh) * | 2011-07-26 | 2012-04-11 | 西安费斯达自动化工程有限公司 | 基于铅垂陀螺和ccd线阵的姿态可视化测量方法 |
CN102498365A (zh) * | 2009-08-04 | 2012-06-13 | 模拟设备公司 | 对于正交误差和微机械加工不准确性具有降低的敏感性的惯性传感器 |
CN103196462A (zh) * | 2013-02-28 | 2013-07-10 | 南京航空航天大学 | 一种mimu中mems陀螺仪的误差标定补偿方法 |
-
2013
- 2013-11-10 CN CN201310562169.1A patent/CN103557875B/zh active Active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN102498365A (zh) * | 2009-08-04 | 2012-06-13 | 模拟设备公司 | 对于正交误差和微机械加工不准确性具有降低的敏感性的惯性传感器 |
CN101709975A (zh) * | 2009-11-27 | 2010-05-19 | 北京航空航天大学 | 一种航空遥感惯性稳定平台不平衡力矩估计与补偿方法 |
US20110126647A1 (en) * | 2009-12-01 | 2011-06-02 | Dave Newland | Rate of turn signal generator with drift compensation |
KR101037001B1 (ko) * | 2009-12-16 | 2011-05-25 | 두산디에스티주식회사 | 트래핑 자이로의 비동기 오차 보상 방법 |
CN102410842A (zh) * | 2011-07-26 | 2012-04-11 | 西安费斯达自动化工程有限公司 | 基于铅垂陀螺和ccd线阵的姿态可视化测量方法 |
CN103196462A (zh) * | 2013-02-28 | 2013-07-10 | 南京航空航天大学 | 一种mimu中mems陀螺仪的误差标定补偿方法 |
Non-Patent Citations (2)
Title |
---|
康怀祺等: "《一种基于DSP+FPGA的陀螺控制方法》", 《系统工程与电子技术》 * |
程向红等: "《捷联惯性系统初始对准中IMU安装误差及陀螺漂移的估计与补偿》", 《中国惯性技术学报》 * |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2019000363A1 (en) * | 2017-06-30 | 2019-01-03 | SZ DJI Technology Co., Ltd. | SYSTEM AND METHOD FOR SUPPORTING DATA COMMUNICATION IN A MOBILE PLATFORM |
CN110651328A (zh) * | 2017-06-30 | 2020-01-03 | 深圳市大疆创新科技有限公司 | 用于支持可移动平台中的数据通信的系统和方法 |
US11138052B2 (en) | 2017-06-30 | 2021-10-05 | SZ DJI Technology Co., Ltd. | System and method for supporting data communication in a movable platform |
CN109883444A (zh) * | 2019-02-25 | 2019-06-14 | 航天科工防御技术研究试验中心 | 一种姿态角耦合误差补偿方法、装置及电子设备 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN103557875B (zh) | 2016-04-06 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN104848859B (zh) | 一种三轴惯性稳定平台及其自定位定向的控制方法 | |
CN103363992B (zh) | 基于梯度下降的四旋翼无人机姿态航向参考系统解算方法 | |
CN104833352B (zh) | 多介质复杂环境下高精度视觉/惯性组合导航方法 | |
CN104501835B (zh) | 一种面向空间应用异构imu初始对准的地面试验系统及方法 | |
CN105929836B (zh) | 用于四旋翼飞行器的控制方法 | |
CN103344256B (zh) | 一种多视场星敏感器实验室测试方法 | |
CN104374388A (zh) | 一种基于偏振光传感器的航姿测定方法 | |
CN102279002B (zh) | 星敏感器测量坐标系与载体坐标系转换矩阵的标定方法 | |
CN104914874A (zh) | 一种基于自适应互补融合的无人机姿态控制系统及方法 | |
CN104215244B (zh) | 基于发射惯性坐标系的空天飞行器组合导航鲁棒滤波方法 | |
CN105160125B (zh) | 一种星敏感器四元数的仿真分析方法 | |
CN102278108B (zh) | 小口径定向陀螺测斜仪连续测量模式标定方法 | |
CN103018066A (zh) | 深空探测小天体附着过程的自主gnc半物理仿真试验系统 | |
CN103389808B (zh) | 一种空间鼠标及获取空间鼠标位移的方法 | |
CN103925930B (zh) | 一种重力仪双轴陀螺稳定平台航向误差效应的补偿方法 | |
CN108548542A (zh) | 一种基于大气阻力加速度测量的近地轨道确定方法 | |
CN102168989B (zh) | 一种pos方位精度和姿态精度的地面测试方法 | |
CN102589573A (zh) | 微型组合导航系统中的传感器野外标定方法 | |
CN107479082A (zh) | 一种无人机无gps返航方法 | |
CN105928515A (zh) | 一种无人机导航系统 | |
CN104568652A (zh) | 一种高精度测量临近空间大气密度的方法及测量装置 | |
CN105953797B (zh) | 利用单轴陀螺仪、倾角仪和里程计的组合导航装置及方法 | |
CN102174885B (zh) | 一种钻井用高精度点测陀螺测斜仪的标定方法 | |
CN203758522U (zh) | 一种无人机姿态传感器 | |
CN103557875B (zh) | 一种姿态测量系统的fpga硬件实现方法 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
C06 | Publication | ||
PB01 | Publication | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
C14 | Grant of patent or utility model | ||
GR01 | Patent grant |