CN110095121A - 一种抗机体磁干扰的无人机航向解算方法和系统 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种抗机体磁干扰的无人机航向解算方法和系统，采用INS/GNSS组合导航系统、姿态和航向参考系和磁强计椭圆校正方法或椭球校正方法进行磁强计输出偏差补偿和磁强计校准。实现了无人机起飞时对自身电子电器系统产生的磁干扰进行隔离，使磁干扰不影响磁航向解算，有效克服了无人机因自身电子电器系统产生的磁干扰对无人机磁航向解算影响的问题，从而提高无人机航向解算的稳定性和可靠性。
Description
技术领域
本发明涉及电子信息技术领域，更具体的说是涉及一种抗机体磁干扰的无人机航向解算方法和系统。
背景技术
无人机已成为智能制造领域的重要组成部分，世界上许多发达国家和新兴工业国家，例如欧美、日本等都将无人机作为发展重点。随着中国制造2025和人工智能国家战略计划的推进，无人机已向人工智能方向发展，其智能自主系统及应用已经成为我国社会发展中的重大科学技术问题。无人机智能化需经历单机智能、多机协同智能和任务自主智能三个发展阶段，而且单机智能是基础。
在复杂环境下实现无人机自主导航定位是实现无人机自主智能的关键基础。无人机自主导航控制系统要具备环境适应的能力，特别是环境发生了变化，自主导航与控制系统具备自主导航与控制的能力。目前，无人机，特别是旋翼无人机的航向大多数采用磁航向进行解算，但磁场易受环境干扰磁，无人机电子电器设备产生的磁干扰是主要磁干扰源，特别是无人机起飞时电子和电器设备对磁航向解算影响明显，导致无人机不能以固定航向起飞，甚至给实际飞行带来坠机危险。
因此，如何克服无人机自身电子电器对其本身产生的磁干扰是本领域技术人员亟需解决的问题。
发明内容
有鉴于此，本发明提供了一种抗机体磁干扰的无人机航向解算方法和系统，对无人机起飞阶段由电子电器设备引起的磁干扰进行建模补偿，有效克服无人机因自身电子电器系统磁干扰影响无人机磁航向解算的问题，有利于提高无人机航向解算的稳定性和可靠性。
为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：
一种抗机体磁干扰的无人机航向解算方法，包括以下步骤：
步骤1：在无人机起飞前，完成磁强计校准参数计算以及INS/GNSS组合导航系统导航解算，并记录起飞前磁强计输出的原始值为所述磁强计第一次原始值
步骤2：设定判断阈值，所述无人机解锁起飞后，当所述无人机的垂向速度大于所述判断阈值时，记录所述磁强计的输出值为所述磁强计第二次原始值
步骤3：用所述磁强计的所述第二次原始值和所述第一次原始值做差形成磁强计输出值偏差量，利用所述磁强计输出值偏差量补偿磁强计的实时输出值，获得磁偏差补偿后的磁强计实时输出值；
步骤4：用所述磁强计校准参数对所述磁偏差补偿后的磁强计实时输出值进行磁校准补偿，并完成磁航向解算。
优选的，步骤1的具体实现过程为：
步骤11：利用磁强计椭圆校正方法或磁强计椭球校正方法完成所述磁强计校准参数的计算；
步骤12：利用最优估计方法实现所述INS/GNSS组合导航系统导航参数解算，并实时计算所述无人机的位置、速度、姿态和航向信息；
步骤13：记录起飞前所述无人机静止状态下所述磁强计的原始输出值为所述磁强计第一次原始值其中上角标b表示载体坐标系。
优选的，步骤3具体实现过程为：
步骤31：将在所述载体坐标系b下获得所述磁强计的所述第二次原始值和所述第一次原始值由载体坐标系b投影到导航坐标系n下，得到和其中mx为X轴输出值，my为Y轴输出值，mz为Z轴输出值；
步骤32：由和做差形成磁强计输出值偏差量
步骤33：利用捷联姿态矩阵将所述磁强计输出值偏差量ΔMn变换到所述载体坐标系b下，获得磁强计输出值在所述载体坐标系b下的偏差量ΔMb；
步骤34：对在载体坐标系b下磁强计的实时输出值Mb进行偏差量补偿，获得经磁偏差补偿后的磁强计实时输出值为
优选的，步骤4具体实现过程为：
步骤41：利用所述磁强计校准参数对所述经磁偏差补偿后的磁强计实时输出值进行补偿计算，获得磁强计的实时输出估计值
步骤42：以所述磁强计的实时输出估计值为输入值，利用姿态和航向参考系统AHRS实时计算所述无人机的航向角。
优选的，所述捷联姿态矩阵由所述无人机的姿态角和所述航向角计算得到，其中所述姿态角和所述航向角采用所述INS/GNSS组合导航系统计算得出。
一种抗机体磁干扰的无人机航向解算系统包括导航参数计算模块和磁强计补偿模块；所述导航参数计算模块与所述磁强计补偿模块电连接，并进行相互通信；所述导航参数计算模块与GNSS和IMU进行通信；所述磁强计补偿模块与磁传感器电连接通信，所述磁传感器发送磁场强度至所述磁强计补偿模块；所述导航参数计算模块包括INS/GNSS组合导航模块以及姿态和航向参考系统AHRS模块；所述GNSS发送位置和速度至INS/GNSS组合导航系统模块；所述IMU发送角速度和比力至所述INS/GNSS组合导航系统模块以及所述姿态和航向参考系统AHRS模块；所述INS/GNSS组合导航模块根据所述GNSS发送的所述位置和所述速度，计算获得所述位置、所述速度、所述姿态角和所述航向角；所述导航参数计算模块根据所述位置、所述速度、所述姿态角和所述航向角，计算获得垂向速度和并发送至所述磁强计补偿模块；所述磁强计补偿模块包括磁强计校准模块和磁强计偏差量计算模块；所述磁强计校准模块计算接收所述磁场强度并计算得到所述磁强计校准参数并传输至所述磁强计补偿计算模块；所述磁强计输出值偏差量模块实时接收所述垂向速度、所述和所述磁传感器发送的所述磁场强度，计算得出磁强计实时输出值并传输至所述磁强计补偿计算模块；所述磁强计补偿计算模块接收所述磁强计校准参数和所述磁强计实时输出值对所述磁强计实时输出值进行磁强计补偿，获到磁强计的实时输出估计值并发送至所述导航参数计算模块；所述导航参数计算模块接收所述补偿后的磁强计输出值，所述姿态和航向参考系统AHRS模块根据所述IMU发送的所述角速度和所述比力以及磁强计补偿计算模块发送的经磁偏差补偿后的所述磁强计实时输出估计值计算所述姿态角和所述航向角；同时，所述INS/GNSS组合导航模块完成位置、速度、姿态和航向角导航参数解算。
一种抗机体磁干扰的无人机航向解算系统，将上述的一种抗机体磁干扰的无人机航向解算方法采用对应算法进行编程形成程序模块，并将所述程序模块运行在处理器，所述系统选择在普通计算机或嵌入式处理器或便携式终端上运行。
经由上述的技术方案可知，与现有技术相比，本发明公开提供了一种抗机体磁干扰的无人机航向解算方法和系统，该方法和系统首先在无人机起飞前完成磁强计校准参数计算和INS/GNSS组合导航系统导航解算，并记录起飞前磁强计输出的原始值为磁强计第一次原始值；其次，无人机解锁起飞后，以无人机的垂向速度作为判断阈值，当无人机的垂向速度大于判断阈值时记录磁强计的输出值为磁强计第二次原始值；然后用磁强计的第二次原始值和第一次原始值做差形成磁强计输出值偏差量，利用磁强计输出值偏差量补偿磁强计的实时输出值，获得磁偏差补偿后的磁强计实时输出值；最后利用磁强计校准参数对磁偏差补偿后的磁强计实时输出值进行磁校准补偿并完成磁航向解算。实现无人机起飞时对自身电子电器系统产生的磁干扰进行隔离，使磁干扰不影响磁航向解算。有效克服了无人机因自身电子电器系统产生的磁干扰对无人机磁航向解算影响的问题，从而提高无人机航向解算的稳定性和可靠性。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据提供的附图获得其他的附图。
图1附图为本发明提供的一种抗机体磁干扰的无人机航向解算方法流程结构示意图；
图2附图为本发明提供的一种抗机体磁干扰的无人机航向解算系统原理图；
图3附图为本发明提供的利用一种抗机体磁干扰的无人机航向解算方法和系统的实际飞行航向角变化曲线图。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
本发明实施例公开了一种抗机体磁干扰的无人机航向解算方法，无人机的自主导航与控制系统实现姿态和航向解算以及INS/GNSS组合导航系统导航解算，输出无人机的俯仰角θ、横滚角γ和航向角ψ，本发明的抗机体磁干扰的无人机航向解算方法包括以下步骤：
S1：在无人机起飞前，完成磁强计校准参数计算以及INS/GNSS组合导航系统导航解算，并记录起飞前磁强计输出的原始值为磁强计第一次原始值具体步骤为：
S11：利用磁强计椭圆校正方法或椭球校正方法完成磁强计校准参数计算；
S12：利用最优估计方法实现INS/GNSS组合导航系统导航参数解算，并实时计算无人机的位置、速度、姿态和航向信息，其中最优估计方法选用卡尔曼滤波；
S13：记录起飞前无人机静止状态下磁强计的原始输出值为磁强计第一次原始值其中上角标b表示载体坐标系。
S2：无人机解锁起飞后，以无人机的垂向速度作为判断阈值对无人机的垂向速度进行判断，当无人机的垂向速度大于判断阈值时记录该时刻磁强计的输出值为磁强计第二次原始值其中判断阈值取值为0.3米/秒。
S3：利用磁强计的第二次原始值和第一次原始值做差形成磁强计输出值偏差量，利用磁强计输出值偏差量补偿磁强计的实时输出值，获得磁偏差补偿后的磁强计实时输出值，具体实现步骤为：
S31：利用INS/GNSS组合导航系统输出姿态角，其中姿态角包括俯仰角θ和横滚角γ；采用INS/GNSS组合导航系统计算输出航向角ψ；并且由姿态角和航向角ψ计算得到捷联姿态矩阵
S32：利用捷联姿态矩阵将在载体坐标系b下获得的磁强计的第二次原始值和第一次原始值由载体坐标系b投影到导航坐标系n下，得到和其中mx为X轴输出值，my为Y轴输出值，mz为Z轴输出值；
S33：由和做差形成磁强计输出值偏差量
S34：再次利用捷联姿态矩阵将磁强计输出值偏差量ΔMn变换到载体坐标系b下获得磁强计输出值在载体坐标系b下的偏差量
S35：对磁强计的实时输出值Mb进行偏差量补偿，获得经磁偏差补偿后的磁强计实时输出值为
S4：用磁强计校准参数对磁偏差补偿后的磁强计实时输出值进行磁校准补偿，并完成磁航向解算，具体步骤为：
S41：利用磁强计校准参数对经磁偏差补偿后的磁强计实时输出值进行补偿计算，获得磁强计的实时输出估计值
S42：以为输入值，利用姿态和航向参考系统AHRS实时计算无人机的航向角。
为了进一步优化上述技术方案，S31：利用姿态和航向参考系AHRS计算出的姿态角，该姿态角为利用角速度、比力和磁强计实时输出估计值进行磁偏差补偿后的姿态角，其中姿态角包括俯仰角θ和横滚角γ；采用INS/GNSS组合导航系统计算输出航向角ψ；并且由姿态角和航向角ψ计算得到捷联姿态矩阵
一种抗机体磁干扰的无人机航向解算系统包括导航参数计算模块和磁强补偿模块；导航参数计算模块与磁强计补偿模块电连接，并进行相互通信；导航参数计算模块与GNSS(全球导航卫星系统)和IMU(惯性测量单元)进行通信；磁强计补偿模块与磁传感器电连接通信，磁传感器发送磁场强度至磁强计补偿模块；导航参数计算模块包括INS/GNSS组合导航模块以及姿态和航向参考系统AHRS模块；GNSS发送位置和速度至INS/GNSS组合导航系统模块；IMU发送角速度和比力至INS/GNSS组合导航系统模块以及姿态和航向参考系统AHRS模块；INS/GNSS组合导航模块根据GNSS发送的位置和速度，计算获得位置、速度和航向角；导航参数计算模块根据位置、速度、姿态角和航向角，计算获得垂向速度和并发送至磁强计补偿模块；磁强计补偿模块包括磁强计校准模块和磁强计偏差量计算模块；磁强计校准模块计算接收磁场强度并计算得到磁强计校准参数并传输至磁强计补偿计算模块；磁强计输出值偏差量模块实时接收垂向速度、和磁传感器发送的磁场强度，计算得出磁强计实时输出值并传输至磁强计补偿计算模块；磁强计补偿计算模块接收磁强计校准参数和磁强计实时输出值对磁强计实时输出值进行磁强计补偿，获到磁强计的实时输出估计值并发送至导航参数计算模块；导航参数计算模块接收补偿后的磁强计输出值，姿态和航向参考系统AHRS模块根据IMU发送的角速度和比力以及磁强计补偿计算模块发送的经磁偏差补偿后的磁强计实时输出估计值计算姿态角和航向角；同时，INS/GNSS组合导航模块完成位置、速度、姿态和航向角导航参数解算。
并对垂向速度进行修正，以及对INS/GNSS组合导航模块以及姿态和航向参考系统AHRS模块计算的俯仰角、横滚角及偏航角进行修正。
实施例
如图3所示的曲线图中，0-69个历元时无人机处于地面静止阶段，机头指向北，航向角为0°；69-75个历元为无人机解锁起飞阶段，机头指向不变，磁强计受磁干扰影响，磁航向角解算误差增大，以垂向速度为依据形成磁干扰修正偏差量；75-85个历元为实施磁干扰偏差量补偿阶段，磁航向解算收敛到初始值。
本发明的优点在于：利用了无人机在起飞地点的环境磁场相对不变，无人机在不同运动状态下自身电子电器系统产生的磁干扰大小不同的内在约束关系，提出了一种抗机体磁干扰的无人机航向解算方法，该方法通过记录无人机起飞前和起飞后不同状态下磁强计的输出值构建机体自身环境磁干扰补偿量，并对无人机起飞过程中自身电子电器系统产生的磁干扰进行自动补偿，能有效克服无人机因自身电子电器系统产生的磁干扰对无人机磁航向解算影响的问题，有利于提高无人机航向解算的稳定性和可靠性。
实现上述方法全部或部分步骤可以通过相关的软件编程实现，并在处理器上运行形成一种抗机体磁干扰的无人机航向解算系统，处理器既可以是笔记本、服务器、工作站或普通计算机，也可以是嵌入式处理器，还可以是便携式终端设备，其适应范围广。
本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的装置而言，由于其与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。
对所公开的实施例的上述说明，使本领域专业技术人员能够实现或使用本发明。对这些实施例的多种修改对本领域的专业技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本发明的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本发明将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所公开的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。
Claims (7)
1.一种抗机体磁干扰的无人机航向解算方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤1：在无人机起飞前，完成磁强计校准参数计算以及INS/GNSS组合导航系统导航解算，并记录起飞前磁强计输出的原始值为所述磁强计第一次原始值
步骤2：设定判断阈值，所述无人机解锁起飞后，当无人机的垂向速度大于所述判断阈值时，记录所述磁强计的输出值为所述磁强计第二次原始值
步骤3：用所述磁强计的所述第二次原始值和所述第一次原始值做差形成磁强计输出值偏差量，利用所述磁强计输出值偏差量补偿磁强计的实时输出值，获得磁偏差补偿后的磁强计实时输出值；
步骤4：用所述磁强计校准参数对所述磁偏差补偿后的磁强计实时输出值进行磁校准补偿，并完成磁航向解算。
2.根据权利要求1所述的一种抗机体磁干扰的无人机航向解算方法，其特征在于，步骤1的具体实现过程为：
步骤11：利用磁强计椭圆校正方法或磁强计椭球校正方法完成所述磁强计校准参数的计算；
步骤12：利用最优滤波方法实现所述INS/GNSS组合导航系统导航参数解算，并实时计算所述无人机的位置、速度、姿态和航向信息；
步骤13：记录起飞前所述无人机静止状态下所述磁强计的原始输出值为所述磁强计第一次原始值其中上角标b表示载体坐标系。
3.根据权利要求1所述的一种抗机体磁干扰的无人机航向解算方法，其特征在于，步骤3具体实现过程为：
步骤31：将在所述载体坐标系b下获得所述磁强计的所述第二次原始值和所述第一次原始值由载体坐标系b投影到导航坐标系n下，得到和其中mx为X轴输出值，my为Y轴输出值，mz为Z轴输出值；
步骤32：由和做差形成磁强计输出值偏差量
步骤33：利用捷联姿态矩阵将所述磁强计输出值偏差量ΔMn变换到所述载体坐标系b下，获得磁强计输出值在所述载体坐标系b下的偏差量ΔMb；
步骤34：对在载体坐标系b下磁强计的实时输出值Mb进行偏差量补偿，获得经磁偏差补偿后的磁强计实时输出值为
4.根据权利要求3所述的一种抗机体磁干扰的无人机航向解算方法，其特征在于，步骤4具体实现过程为：
步骤41：利用所述磁强计校准参数对所述经磁偏差补偿后的磁强计实时输出值进行补偿计算，获得磁强计的实时输出估计值
步骤42：以所述磁强计的实时输出估计值为输入值，利用姿态和航向参考系统AHRS实时计算所述无人机的航向角。
5.根据权利要求4所述的一种抗机体磁干扰的无人机航向解算方法，其特征在于，所述捷联姿态矩阵由所述无人机的姿态和所述航向角计算得到，其中所述姿态角和所述航向角采用所述INS/GNSS组合导航系统计算得出。
6.根据权利要求2所述的一种抗机体磁干扰的无人机航向解算方法，其特征在于，所述步骤12中的最优滤波方法选用卡尔曼滤波算法。
7.利用权利要求1-6中任一项所述的一种抗机体磁干扰的无人机航向解算系统，其特征在于，所述系统包括导航参数计算模块和磁强计补偿模块；所述导航参数计算模块与所述磁强计补偿模块电连接，并进行相互通信；所述导航参数计算模块与GNSS和IMU进行通信；所述磁强计补偿模块与磁传感器电连接通信，所述磁传感器发送磁场强度至所述磁强计补偿模块；
所述导航参数计算模块包括INS/GNSS组合导航模块以及姿态和航向参考系统AHRS模块；所述GNSS发送位置和速度至INS/GNSS组合导航系统模块；
所述IMU发送角速度和比力至所述INS/GNSS组合导航系统模块以及所述姿态和航向参考系统AHRS模块；所述INS/GNSS组合导航模块根据所述GNSS发送的所述位置和所述速度，计算获得所述位置、所述速度、所述姿态角和所述航向角；所述导航参数计算模块根据所述位置、所述速度、所述姿态角和所述航向角，计算获得垂向速度和并发送至所述磁强计补偿模块；
所述磁强计补偿模块包括磁强计校准模块和磁强计偏差量计算模块；所述磁强计校准模块接收所述磁场强度并计算得到所述磁强计校准参数并传输至所述磁强计补偿计算模块；所述磁强计输出值偏差量模块实时接收所述垂向速度、所述和所述磁传感器发送的所述磁场强度，计算得出磁强计实时输出值并传输至所述磁强计补偿计算模块；所述磁强计补偿计算模块接收所述磁强计校准参数和所述磁强计实时输出值对所述磁强计实时输出值进行磁强计补偿，获到磁强计实时输出估计值并发送至所述导航参数计算模块；
所述导航参数计算模块接收所述补偿后的磁强计输出值，所述姿态和航向参考系统AHRS模块根据所述IMU发送的所述角速度和所述比力以及磁强计补偿计算模块发送的经磁偏差补偿后的所述磁强计实时输出估计值计算所述姿态角和所述航向角；同时，所述INS/GNSS组合导航模块完成位置、速度、姿态和航向角导航参数解算。
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