CN110260862A - 一种基于捷联惯导系统的旋翼直升机载导航装置 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种基于捷联惯导系统的旋翼直升机载导航装置，包括：扩展平台、IMU惯性测量单元、卫星导航接收机、存储卡、mini PC、电源模块、高清摄像头和挂篮；其中，扩展平台做载体；IMU惯性测量单元提供惯性导航信息；卫星导航接收机提供卫星导航信息；存储卡、mini PC是处理方法实现的平台；电源模块为mini PC供电；高清摄像头提供视觉导航；挂篮分为两层，上层放置mini PC，下层放置电源模块。本发明解决了旋翼直升机惯性导航系统化、专业化和国产化的问题，具有广阔的民用与军事应用前景。

Description

一种基于捷联惯导系统的旋翼直升机载导航装置
技术领域
本发明涉及捷联惯导系统应用领域，特别是涉及一种基于捷联惯导系统的旋翼直升机载导航装置。
背景技术
旋翼直升机具有广阔的民用与军事应用前景，广泛地应用于灾害搜救、大地测量、气象监测、灾害预报和军事应用等领域。
对于旋翼直升机而言，要实现良好的飞行控制，对导航参数的输出实时性以及导航的精度要求十分严格。目前对于旋翼直升机的开发略显不足，很多产品是基于早期俄罗斯引进的共轴直升机研制的，在产品升级上遇到很多技术问题。已有的直升机导航技术大多单纯的研究其平台搭建或者导航算法，缺少一个完整的体系。调研发现，其系统或采用包括导航计算机、惯性测量单元、电源处理模块、卫星导航模块等设备搭建组合导航系统，或以自组的陀螺仪和加表搭载到直升机上进行姿态解算，往往精度不高。
惯导系统具有自主性、隐蔽性和能获取运载体完备运动信息的特点，这种独特优点是诸如无线电导航、卫星导航和天文导航等其他导航系统无法比拟的。捷联惯导系统无需建立复杂的物理实体平台，依靠算法建立起导航坐标系，结构简单，体积小，重量轻，成本低，便于维护。目前也有部分与本发明相关的研究。例如，专利申请号为201820417294，名称为“无人直升机的组合导航系统”，该发明只侧重于不同设备间的连接和装置搭建，缺少对于导航技术的探讨。《基于捷联惯导的四旋翼无人机的研究与实现》(空间电子技术，2015，12(2))，该论文更加侧重于对于姿态控制的PID算法研究。
发明内容
发明目的：本发明的目的是提供一种能够实时进行姿态解算的基于捷联惯导系统的旋翼直升机载导航装置。
技术方案：本发明所述的一种基于捷联惯导的旋翼直升机载导航装置，该装置包括：
扩展平台：搭建在旋翼直升机的云台上，用于承载IMU惯性测量单元和卫星导航接收机；
挂篮：分为两层，上层放置mini PC，下层放置电源模块，挂篮悬挂在旋翼直升机飞控系统下方；其中，所述mini PC配有四个USB接口，用于导航信息的实时解算；所述电源模块通过内置电压转换器将输出电压转换成mini PC所需电压，为mini PC提供电源；
IMU惯性测量单元：由旋翼直升机直接供电，包括惯性传感器，采用RS-422接口输出加速度计和陀螺仪量测信息，通过RS-232转USB接线连接到mini PC；所述惯性传感器包括3轴加速度计和3轴陀螺仪；
卫星导航接收机：由旋翼直升机直接供电，包括内部集成的存储卡，该接收机采用RS-232接口输出信息，通过RS-232转USB接线连接到mini PC；
高清摄像头：固定到挂篮上侧铁架，提供图像信息，用于视觉辅助导航。
进一步地，所述电源模块内置的电压转换器采用DCMWX升压器。
进一步地，所述卫星导航接收机型号为DH610M。
进一步地，所述卫星导航接收机中的存储卡通过USB接口导出TXT格式文件。
进一步地，所述IMU惯性测量单元型号为XY-IMU1258。
进一步地，所述mini PC采用了Mini-ITX主板。
所述mini PC对导航信息的实时解算，包括以下步骤：
(1)建立载体坐标系b：坐标原点Ob选取为旋翼直升机的重心，Xb轴正方指向旋翼直升机右侧，Yb轴正方向指向旋翼直升机正前方，Zb轴垂直于ObXbYb平面向上；该系与旋翼直升机之间没有相对运动，为固定连接；
(2)建立导航坐标系n：原点在旋翼直升机的重心，OnXn轴、OnYn轴、OnZn轴分别指向旋翼直升机所在位置的东、北、天三个方向；
(3)获取IMU惯性测量单元输出的加速度计和陀螺仪量测信息，对旋翼直升机进行四元数姿态解算，建立如下微分方程：
其中，q0代表四元数方程中的一个标量，q1、q2、q3代表三个虚数变量；ωx、ωy、ωz为陀螺仪输出角速度；
(4)通过四阶龙格库塔算法更新四元数并进行归一化，得到如下姿态矩阵：
(5)通过矢量变换，根据姿态矩阵后，计算导航坐标系下旋翼直升机的速度与位置：
Ve＝fe+(λ+2ωie)sin LVn-(λ+2ωie)cos LVu
Vn＝fn-(λ+2ωie)sin LVe-LVu
Vu＝fu+LVn+(λ+2ωie)cos LVe-g
其中，V代表速度，f代表加速度计输出比力，下标e、n、u分别代表东北天三个方向的分量；ωie为地球自转角速度，λ和L分别为上一采样时刻的经度和纬度；Rn为子午线曲率半径，Re为与子午线垂直的法线平面的曲率半径。
所述IMU惯性测量单元工作前需进行标定步骤，包括：
S1.建立地心惯性坐标系i：原点在地心，OiZi轴沿地球自转方向，OiXi轴在赤道平面，沿地心指向春分点，OiYi轴与OiXi轴、OiZi轴构成右手直角坐标系；
S2.建立地球坐标系e：原点在地心，OeXe轴和OeYe轴在赤道平面，OeZe轴沿着地球自转方向，与OeXe轴、OeZe轴构成右手直角坐标系，坐标轴都固定在地球上，参与地球自转；
S3.建立载体坐标系b：坐标原点Ob选取为旋翼直升机的重心，Xb轴正方指向旋翼直升机右侧，Yb轴正方向指向旋翼直升机正前方，Zb轴垂直于ObXbYb平面向上；该系与旋翼直升机之间没有相对运动，为固定连接；
S4.采用标定技术计算出IMU惯性测量单元惯性传感器的参数，包括标度因数、安装误差、常值漂移；
所述标度因数，将实际输出量乘以标度因数作为传感器的理想输出量；其中，所述标度因数包括加速度计的标度因数和陀螺仪的标度因数；
所述加速度计的标度因数如下公式所示：
其中，Kax、Kay、Kaz分别表示X、Y、Z轴上的加速度计标度因数；
其中，Kgx、Kgy、Kgz表示X、Y、Z轴上的陀螺仪标度因数；
所述安装误差，包括3轴加速度计和3轴陀螺仪所构成的非正交坐标系与步骤S3中定义的载体坐标系b之间角度误差；其中，陀螺仪和加速度计的安装误差分别用安装误差角表示为：
其中，Egij(i,j＝x,y,z)表示i轴和j轴之间的陀螺仪安装误差，单位为弧度；Eaiji,j＝x,y,z)表示i轴和j轴之间的加速度计安装误差，单位为弧度；
所述常值漂移，包括传感器输出值为0时，加速度计的随机偏置和陀螺仪的随机常值漂移；其中，
加速度计随机偏置表示为：
矩阵中的三个元素分别表示X、Y、Z轴上的加速度计的随机偏置；
陀螺仪的随机常值漂移表示为：
εg＝[εx εy εz]T
矩阵中的三个元素分别表示X、Y、Z轴上的陀螺仪的随机常值漂移；
通过对IMU惯性测量单元中的加速度计和陀螺仪输出值加以补偿，减小IMU惯性测量单元的输出误差，建立简化的IMU惯性测量单元误差模型，包括：
简化的加速度计误差模型：
其中，δfi b(i＝x,y,z)为载体坐标系b系下的比力误差，fi b(i＝x,y,z)为载体坐标系b系下加速度计输出比力值的理想值；δKai(i＝x,y,z)为载体坐标系b系下加速度计标度因数误差；
简化的陀螺仪误差模型为：
其中，为载体坐标系b系下陀螺仪的角速率误差，为载体坐标系b系下陀螺仪的理想输出值；δKgi(i＝x,y,z)为载体坐标系b系下陀螺仪标度因数误差；
S5.计算IMU惯性测量单元的输出，包括：
三轴加速度计输出：
其中，表示三轴上加速度计的比力输出，
三轴陀螺仪输出：
其中，表示三轴上陀螺仪输出的角速率；
S6.通过角速率实验得到陀螺仪的实际安装误差和标度因数误差，使用转台对IMU惯性测量单元施加激励，标定出陀螺仪的3个实际标度因数误差项、6个实际安装误差项；
S7.采用24位置法，在静态条件下进行多位置实验，使用实验当地重力加速度g和地球自转角速度ωie作为输入，标定陀螺仪的常值漂移以及加速度计的实际标度因数误差、安装误差和随机偏置。
进一步地，步骤S6中，所述角速率实验包括步骤：
(601)将三轴转台的内框、中框、外框调整到零位，使转台坐标系的三轴分别指向东、北、天，三框两两正交；
(602)使IMU惯性测量单元的X、Y、Z三轴分别与转台三轴所成坐标系的X、Y、Z轴重合，X轴指向东，Y轴指向北，Z轴指向天；
(603)以ω的角速度使IMU惯性测量单元绕Z轴旋转，待转台转速稳定后，开始采集加速度计和陀螺仪的输出值，采集数据的时长大于转台旋转两周的时长；
(604)以-ω的角速度重复上一步操作，采集数据时长与步骤(603)中确定的时间一致；
(605)使IMU惯性测量单元的X轴指天，Y轴和Z轴保持水平，重复上述步骤(603)-(604)；
(606)使IMU惯性测量单元的Y轴指天，X轴和Z轴保持水平，重复上述步骤(603)-(604)；
(607)当IMU惯性测量单元Z轴指天时，计算三轴的输入角速度为：
其中，ω表示实验中转台外框架的旋转角速度；ωie表示地球自转角速率(°/s)；L表示实验所在地纬度；φ(t)表示t时刻转台中框架轴向与地理北向的夹角；
计算三轴的输入比力值为：
(608)计算陀螺仪实际输出值：
其中，为实验过程中t时刻的陀螺仪输出值，ωie表示地球自转角速度，L表示实验当地纬度，φ(t)表示t时刻转台外框位置与转台外框初始位置的夹角；
(609)计算转台旋转两周的输出值求和：
其中，N表示转台旋转2整圈过程中，采集加速度计和陀螺仪输出数据的长度；
(610)转台外框反向旋转两周的输出值求和为：
(611)计算(609)中各式减去(610)各式的差值：
(612)当IMU惯性测量单元X轴、Y轴指向天时，分别可得：
下标1、2和3分别表示IMU惯性测量单元以Z、X、Y轴指天，并为转动轴时做速率实验的状态；
(613)计算陀螺仪实际的安装误差：
(614)陀螺仪实际的标度因数误差：
式中，为陀螺仪的输出值之和在转台外框正向转动与反向转动的差值。
进一步地，步骤S7中，所述多位置实验包括步骤：
(701)实验初始时，调整惯性传感器三轴X、Y、Z轴分别指向东、北、天方向；
(702)绕垂直指天的Z轴转动到0°，45°，90°，135°，180°，225°，270°，315°，顺序记为静态位置1至位置8，在每一个位置上采集传感器输出数据，各位置上采集加速度计和陀螺仪输出数据的时间不少于60秒，并保存；
(703)将惯性传感器三轴X、Y、Z调整到分别指向天、东、北方向；
(704)绕垂直指天的X轴转动到0°，45°，90°，135°，180°，225°，270°，315°，顺序记为静态位置9至位置16，在每一个位置上采集传感器输出数据，各位置上采集加速度计和陀螺仪输出数据的时间不少于60秒，并保存；
(705)将惯性传感器三轴X、Y、Z调整到分别指向北、天、东方向；
(706)绕垂直指天的Y轴转动到0°，45°，90°，135°，180°，225°，270°，315°，顺序记为静态位置17至位置24，在每一个位置上采集传感器输出数据，各位置上采集加速度计和陀螺仪输出数据的时间不少于60秒，并保存；
(707)在静态位置1至位置8下，分别计算：
陀螺仪三轴的理想输入值：
加速度计三轴的理想输入值：
式中，L为实验当地的纬度；
(708)在静态位置9至位置16下，分别计算陀螺仪和加速度计三轴的理想输入值：
(709)在静态位置17至位置24下，分别计算陀螺仪和加速度计三轴的理想输入值：
(710)补偿陀螺的标度因数误差和安装误差，补偿后剩余的陀螺仪误差仅为零位漂移和随机误差；
(711)构造三轴加速度计误差模型矩阵，使用最小二乘法进行估值，求得X、Y、Z三轴上的加速度计误差参数：
列举X轴上的加速度计误差模型矩阵为：
其中，Nax(1)…Nax(24)分别为加速度计在24个静态位置上X轴上的输出值，Ax(i)、Ay(i)、Az(i)分别为加速度计在二十四个位置上X、Y、Z轴上的输出值。
利用最小二乘法待求的估计量表示为：其中，
同样方法求得Y轴、Z轴上加速度计的误差参数。
有益效果：本发明解决了旋翼直升机惯性导航从组合化到系统化和专业化的转变，具体体现在：
1、本发明在平台上装有mini PC及存储卡，支持在线进行姿态解算，与将数据写入存储卡离线解算的方法相比，实时性更好；
2、本发明mini PC的姿态解算采用四阶龙格-库塔法，较其它导航解算算法，精度高、计算快；
3、本发明的IMU惯性测量单元配有设计合理的标定实验来激励各项误差参数，对实验数据进行处理，将传感器的输出值代入误差方程，求解出惯性器件的各项误差参数，实现了对惯性系统进行误差精确补偿；
4、本发明加入了高清摄像头，与单纯的使用IMU惯性测量单元及其他敏感元件相比，为视觉导航提供了支持。
附图说明
图1为本发明导航装置结构框图；
图2为本发明mini PC运行的处理方法的半物理仿真流程图；
图3为初始H045度摇摆5度四阶龙格库塔姿态角误差图；
图4为初始H045度摇摆5度四阶龙格库塔速度与经纬度误差图；
图5为初始H045度摇摆5度四阶龙格库塔位置误差图；
图6为四种不同处理方法位置误差比较图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施方式，对本发明的技术方案作进一步的介绍。
如图1所示，本发明是一种基于捷联惯导系统的旋翼直升机载导航装置，搭建惯导平台，并提出相应算法，解决旋翼直升机惯导系统的对准与导航算法，以确保飞行器在运行过程中的安全性与稳定性。
本发明的装置包括：扩展平台、挂篮、IMU惯性测量单元、卫星导航接收机及高清摄像头。
所述扩展平台搭建在大疆M600pro改造之后的云台上，扩展平台下方为旋翼直升机飞控系统，用于承载IMU惯性测量单元和卫星导航接收机；
所述挂篮分为两层，上层放置mini PC，下层放置电源模块，挂篮悬挂在旋翼直升机飞控系统下方；其中，所述mini PC配有四个USB接口，本实施例中采用了Mini-ITX型主板，用于导航信息的实时解算；所述电源模块通过3M胶和扎带与mini PC固定，由内置电压转换器将输出电压转换成mini PC所需电压，为mini PC提供电源，本实施例中mini PC所需电压为19V；
所述IMU惯性测量单元型号为XY-IMU1258，搭建在扩展平台上，3M胶固定连接，包括惯性传感器，采用RS-422接口输出加速度计和陀螺仪量测信息，通过RS-232转USB接线连接到mini PC；所述惯性传感器包括3轴加速度计和3轴陀螺仪；
所述卫星导航接收机搭建在扩展平台上，3M胶固定连接，包括内部集成的存储卡，该接收机采用RS-232接口输出信息，通过RS-232转USB接线连接到mini PC；其中，所述存储卡通过USB接口导出TXT格式文件；
所述高清摄像头固定在挂篮上侧铁架，提供图像信息实现视觉辅助导航。
所述IMU惯性测量单元、卫星导航接收机及高清摄像头通过旋翼直升机电池接口直接对其进行供电。
所述IMU惯性测量单元、卫星导航接收机通过转USB接线连接到mini PC，可以进行实时解算。
本发明所涉及的处理方法包括标定方法和姿态解算方法，包括以下步骤：
S1：坐标系定义
S1-1.地心惯性坐标系i：原点在地心，OiZi轴沿地球自转方向，OiXi轴在赤道平面，沿地心指向春分点，OiYi轴与OiXi轴、OiZi轴构成右手直角坐标系。
S1-2.地球坐标系e：原点在地心，OeXe轴和OeYe轴在赤道平面，OeZe轴沿着地球自转方向，与OeXe轴、OeZe轴构成右手直角坐标系。坐标轴都固定在地球上，参与地球自转。
S1-3.地理坐标系n：原点在载体重心，OnXn轴、OnYn轴、OnZn轴分别指向载体所在位置的东、北、天三个方向。
S1-4.导航坐标系：地理坐标系n。
S1-5.载体坐标系b：坐标原点Ob选取为载体重心，实际上原点的位置与惯性传感器在载体上的安装有关。Xb轴正方向指向载体右侧，Yb轴正方向指向载体正前方，Zb轴垂直于ObXbYb平面向上。该系与载体之间没有相对运动，为固定连接，这一点在实验中通常使用安装和紧固技术实现。
S2：标定
在惯性器件工作前，采用标定技术可以计算出惯性传感器的误差参数，包括标度因数、安装误差、常值漂移等。进而在导航解算过程中，通过对惯性测量组件输出值加以补偿，减小传感器输出误差，可以提高惯性导航系统的解算精度。传感器本身误差是捷联惯导系统误差的主要来源，也是在标定工作中可以进行补偿的误差。因此建立简化的惯性传感器误差模型，此模型中包含的误差参数有：加速度计的标度因数、安装误差、随机偏置以及陀螺仪的标度因数、安装误差、常值漂移。
S2-1.标度因数：在导航解算过程中，将实际输出量乘以标度因数，即为传感器的理想输出量(真值)。将加速度计、陀螺仪的标度因数分别表示为：
其中，Kax、Kay、Kaz表示X、Y、Z轴加速度计标度因数，Kgx、Kgy、Kgz表示X、Y、Z轴陀螺仪标度因数
S2-2.安装误差：捷联惯性导航系统的传感器由IMU惯性测量单元内含的3轴加速度计和3轴陀螺仪组成，由于受到制造和安装工艺的制约，3个加速度计和3个陀螺仪所构成的坐标系是非正交坐标系，并且它们与定义的载体坐标系之间有一定的偏差。陀螺仪和加速度计的安装误差用安装误差角分别表示为：
其中，Egij(i,j＝x,y,z)表示i轴和j轴之间的陀螺仪安装误差，单位为弧度；Eaij(i,j＝x,y,z)表示i轴和j轴之间的加速度计安装误差，单位为弧度；
S2-3.常值漂移：由于传感器本身的误差，当传感器的输入值为0时，通常输出值不为0，此时的输出值称为加速度计的随机偏置和陀螺仪的随机常值漂移。加速度计随机偏置和陀螺仪的随机常值漂移表示为：
矩阵中的三个元素分别表示X，Y，Z轴上的加速度计的随机偏置。
εg＝[εx εy εz]T
矩阵中的三个元素分别表示X，Y，Z轴上的陀螺仪的随机常值漂移。
所以，简化的加速度计误差模型为
其中，δfi b(i＝x,y,z)为载体坐标系b系下的比力误差，即加速度计测量值与理想值的差，fi b(i＝x,y,z)为载体坐标系b系下加速度计输出比力值得的理想值，即实验时设定的真值。
简化的陀螺仪误差模型为
其中，为载体坐标系b系下陀螺仪的角速率误差，即测量值与理想值的差值，为载体坐标系b系下陀螺仪的理想输出值，即实验时设定的真值。
S2-4.传感器的输出为
其中，表示三轴上加速度计的比力输出，表示三轴上陀螺仪输出的角速率。
S2-5.角速率实验
通过角速率实验可以得到陀螺仪的安装误差和标度因数误差。使用转台对惯性传感器施加激励，可标定出陀螺仪的3个标度因数误差项，6个安装误差项，共9个误差参数。实验步骤如下：
1.将三轴转台的内框、中框、外框调整到零位，使转台坐标系的三轴分别指向东、北、天，三框两两正交；
2.安装IMU惯性测量单元，使惯性传感器的X、Y、Z三轴分别于转台三轴所成坐标系的X、Y、Z轴重合，X轴指向东，Y轴指向北，Z轴指向天；
3.以5°/s的角速度使IMU惯性测量单元绕Z轴旋转(角速度的规定符合右手定则)，待转台转速稳定后，开始采集加速度计和陀螺仪的输出值，采集数据的时长大于转台旋转两周的时长(144s)；
4.以-5°/s的角速度重复重复上一步操作，采集数据时长大于144s；
5.使IMU惯性测量单元的X轴指天，Y轴和Z轴保持水平，重复上述步骤3-4；
6.使IMU惯性测量单元的Y轴指天，X轴和Z轴保持水平，重复上述步骤3-4。
当IMU惯性测量单元Z轴指天时，三轴的输入角速度和输入比力值为：
其中，ω表示实验中转台外框架的旋转角速度(±5°/s)；ωie表示地球自转角速率(°/s)；L表示实验所在地纬度；φ(t)表示t时刻转台中框架轴向与地理北向的夹角。将上面两式代入陀螺仪输出公式中，可得
式中，为实验过程中t时刻的陀螺仪输出值。ωie表示地球自转角速度，L表示实验当地纬度，φ(t)表示t时刻转台外框位置与转台外框初始位置的夹角，ω表示实验中采用的5度每秒的角速度；
转台旋转两周的输出值求和为：
其中，N表示转台旋转2整圈过程中，采集加速度计和陀螺仪输出数据的长度，在本实验中N＝144s*1000；
同理可得转台外框反向旋转两周的输出值求和为：
求上两式的差值可得：
同理，当X轴、Y轴指向天时，可得：
下标1、2和3分别表示惯性传感器以Z、X、Y轴指天，并为转动轴时进行速率实验的状态。所以陀螺仪的安装误差和标度因数误差可表示为：
其中，为陀螺仪的输出值之和在转台外框正向转动与反向转动的差值。
S2-6.多位置实验
静态条件下的多位置实验，使用实验当地重力加速度g和地球自转角速度ωie作为输入，可以标定出陀螺仪的常值漂移以及加速度计的标度因数误差、安装误差和随机偏置。采用24位置法，实验步骤如下：
1.实验初始时，调整惯性传感器三轴X、Y、Z轴分别指向东、北、天方向；
2.绕垂直指天的Z轴转动到0°，45°，90°，135°，180°，225°，270°，315°，顺序记为静态位置1至位置8，在每一个位置上采集传感器输出数据，各位置上采集加速度计和陀螺仪输出数据的时间不少于60秒，并保存；
3.将惯性传感器三轴X、Y、Z调整到分别指向天、东、北方向；
4.绕垂直指天的X轴转动到0°，45°，90°，135°，180°，225°，270°，315°，顺序记为静态位置9至位置16，在每一个位置上采集传感器输出数据，各位置上采集加速度计和陀螺仪输出数据的时间不少于60秒，并保存；
5.将惯性传感器三轴X、Y、Z调整到分别指向北、天、东方向；
6.绕垂直指天的Y轴转动到0°，45°，90°，135°，180°，225°，270°，315°，顺序记为静态位置17至位置24，在每一个位置上采集传感器输出数据，各位置上采集加速度计和陀螺仪输出数据的时间不少于60秒，并保存。
根据上述实验的设定，在静态位置1-8下，陀螺仪和加速度计三轴的输入值，即理想输出值应为：
式中，L为实验当地的纬度。同理可得在另外16个静态位置下，陀螺仪和加速度计三轴的输入值，即理想输出值应为：
位置9到位置16：
位置17到位置24：
补偿陀螺的标度因数误差和安装误差，补偿后剩余的陀螺仪误差仅为零位漂移和随机误差。
加速度计误差参数的计算：
列举X轴上的加速度计误差模型矩阵为：
式中，Nax(i)为加速度计在二十四个位置上X轴上的输出值，Ax(i)、Ay(i)、Az(i)分别为加速度计在二十四个位置上X、Y、Z轴上的输出值。待求的估计量表示为：式中类似地可求得Y轴、Z轴上加速度计的误差参数。
S3.导航解算
导航解算选用四阶龙格库塔算法。龙格-库塔(Runge-Kutta)方法是一种精度很高的算法，广泛应用于科研与工程，主要用于解算微分方程。它是一系列的算法：一阶算法，二阶算法等，其中四阶的算法用的最多，也叫“RK4”。四阶龙格-库塔法是为了计算机应运而生的算法，不用在实际计算中进行微分方程求解的复杂过程。
获取IMU惯性测量单元输出的加速度计和陀螺仪量测信息，对旋翼直升机进行四元数姿态解算，建立如下微分方程：
其中，q0代表四元数方程中的一个标量，q1、q2、q3代表三个虚数变量；ωx、ωy、ωz为陀螺仪输出角速度；
通过四阶龙格库塔算法更新四元数并进行归一化，得到如下姿态矩阵：
通过矢量变换，根据姿态矩阵后，计算导航坐标系下旋翼直升机的速度与位置：
Ve＝fe+(λ+2ωie)sin LVn-(λ+2ωie)cos LVu
Vn＝fn-(λ+2ωie)sin LVe-LVu
Vu＝fu+LVn+(λ+2ωie)cos LVe-g
其中，V代表速度，f代表加速度计输出比力，下标e、n、u分别代表东、北、天三个方向的分量；ωie为地球自转角速度，λ和L分别为上一采样时刻的经度和纬度；Rn为子午线曲率半径，Re为与子午线垂直的法线平面的曲率半径。
至此，四阶龙格-库塔算法计算机执行流程完成。该算法的精度很高，原理复杂，但计算机执行的时候速度不慢，可以满足基本要求。
为了验证算法的性能，开展了半物理仿真验证工作。图2是半物理仿真流程图。包括如下步骤：
1.初始化导航参数：导航坐标系与地理坐标系重合，捷联惯导姿态解算与导航需要假设一些地球参数，地球形状描述、地球自转角速度、重力加速度和载体的经纬度。地球自转角速度为一恒定值，地球自转平均角速度为7.292x10-5rad/s；载体的经纬度数学仿真由自己设定，硬件实验由如卫星导航或北斗等卫星导航系统提供；重力加速度的取9.78m/s2。
2.模拟载体运动轨迹：半物理也需要对载体的初始运动状态进行模拟，对载体目标位置、目标航向、目标高度采用轨迹发生器进行模拟。
3.导入离线陀螺仪和加速度计的数据输出(前三分钟的数据用来粗对准)：在对运动轨迹模拟后，采用离线的陀螺仪和加速度计的数据做半物理的仿真，数据格式为：
数据状态：
1.静态。初始俯仰角和横滚角都为0°，初始航向角为0°或180°
2.摇摆。3组短数据(3min)大约在最后10秒转为静止状态。静止后的俯仰角和横滚角均为0°，静止后的航向角为0°或45°(航向角顺时针为正)
摇摆幅值与频率：航向角：幅值：5°，频率：0.8Hz
俯仰角：幅值：3°，频率：0.2Hz
横滚角：幅值：3°，频率：0.2Hz
数据共7列，第一列为序号，第二列至四列分别为X,Y,Z轴加速度计输出,单位为g，第五至七列分别为X,Y,Z轴陀螺仪输出，单位为°/s。
初始经纬度为南京：经度：106.6906°，纬度：26.5019°
数据采样频率：200Hz，即1s采200个数据，采样时间间隔为5ms。
4.更新姿态矩阵：采用四元数法完成半物理仿真的目标，四阶龙格-库塔作为计算机执行算法解算。四阶龙格-库塔算法在前文已经详细介绍过了。
图3、图4和图5是四阶龙格-库塔算法半物理仿真结果，其中图3为初始H045度摇摆5度四阶龙格库塔姿态角误差图；图4为初始H045度摇摆5度四阶龙格库塔速度与经纬度误差图；图5为初始H045度摇摆5度四阶龙格库塔位置误差图。
图6为采用四阶龙格-库塔算法、旋转矢量法、欧拉角法和毕卡逼近法四种不同处理方法误差比较图。可见：导航精度最高的是四阶龙格-库塔算法，旋转矢量法的精度与四阶龙格-库塔算法接近，但依旧与四阶龙格-库塔算法有差距。

Claims (6)

1.一种基于捷联惯导系统的旋翼直升机载导航装置，其特征在于，该装置包括：
扩展平台：搭建在旋翼直升机的云台上，用于承载IMU惯性测量单元和卫星导航接收机；
挂篮：分为两层，上层放置mini PC，下层放置电源模块，挂篮悬挂在旋翼直升机飞控系统下方；其中，所述mini PC配有四个USB接口，用于导航信息的实时解算；所述电源模块通过内置电压转换器将输出电压转换成mini PC所需电压，为mini PC提供电源；
IMU惯性测量单元：由旋翼直升机直接供电，包括惯性传感器，采用RS-422接口输出加速度计和陀螺仪量测信息，通过RS-232转USB接线连接到mini PC；所述惯性传感器包括3轴加速度计和3轴陀螺仪；
卫星导航接收机：由旋翼直升机直接供电，包括内部集成的存储卡，该接收机采用RS-232接口输出信息，通过RS-232转USB接线连接到mini PC；
高清摄像头：固定到挂篮上侧铁架，提供图像信息，用于视觉辅助导航。
2.根据权利要求1所述的基于捷联惯导系统的旋翼直升机载导航装置，其特征在于：所述电源模块内置的电压转换器采用DCMWX升压器。
3.根据权利要求1所述的基于捷联惯导系统的旋翼直升机载导航装置，其特征在于：所述卫星导航接收机型号为DH610M。
4.根据权利要求1或3所述的基于捷联惯导系统的旋翼直升机载导航装置，其特征在于：所述卫星导航接收机中的存储卡通过USB接口导出TXT格式文件。
5.根据权利要求1所述的基于捷联惯导系统的旋翼直升机载导航装置，其特征在于：所述IMU惯性测量单元型号为XY-IMU1258。
6.根据权利要求1所述的基于捷联惯导系统的旋翼直升机载导航装置，其特征在于：所述mini PC采用了Mini-ITX主板。
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