CN112444265B - 一种基于多模式的长航时飞行器仿生航向与姿态参考系统 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种基于多模式的长航时飞行器仿生航向与姿态参考系统，该系统包括：多模式信息融合处理模块、多源异构传感器模块、数据通讯模块、多模式切换模块、数据存储模块、接口电路模块及电源稳压模块。其中多模式信息融合处理模块由微处理器完成多源异构传感器数据的信息融合处理；多源异构传感器模块包括惯性测量单元、地磁测量单元、大气数据单元、偏振测量单元、天文测量单元、地平线测量单元；数据通讯模块用于多源异构传感器模块与多模式信息融合处理模块之间的数据通讯；多模式切换模块用于对传感器数据进行判断并实现系统多种模式切换功能；数据存储模块用于存储导航所需数据；接口电路模块用于数据传输和指令输出；电源稳压模块为系统提供稳定供电。

Description

一种基于多模式的长航时飞行器仿生航向与姿态参考系统
技术领域
本发明涉及一种基于多模式的长航时飞行器仿生航向与姿态参考系统，基于自然光场及物理场特性，可不依赖于卫星导航信号，不受结构化环境限制，为载体提供实时可靠的航向与姿态信息，可用于高空长航时飞机、无人飞艇等自主导航领域。
背景技术
可靠、自主的导航系统是保障高空长航时飞机、无人飞艇等运载体顺利完成远程侦查、监测、遥感等任务的关键技术。目前，惯性/卫星组合导航系统是最常用的导航方式，但卫星导航信号易受人为电磁干扰，拒止、对抗等特殊环境下不可用。视觉辅助惯性导航系统适用于已知的结构化环境，对于未知非结构化环境，无法预先获得地图数据库，因此无法应用。针对陌生非结构化、拒止环境下的长航时飞行器自主导航问题，急需发展一种适用于长航时飞行器的仿生航向与姿态参考系统。
仿生偏振导航是近年来兴起的一种全自主导航方式，其基于大气层内稳定的偏振分布场，能够为载体提供绝对的导航信息，具有无源、全自主、稳定、抗电磁干扰的特性，是目前自主导航领域的研究热点。天文导航是利用对自然天体的观测来确定载体自身导航参数导航技术。是一种被动式导航方式，具有全自主、隐蔽性好、可靠性高、生命力强等特点。地平线导航可利用地平线信息确定载体的水平姿态信息，与偏振导航结合恰能提供稳定可靠的载体三维姿态信息。因此，将偏振导航、天文导航、地平线导航技术应用于长航时飞行器的导航领域，可解决卫星信号不可用、陌生非结构化环境下的长航时飞行器自主导航问题，为载体提供稳定、可靠、全自主的导航信息。已授权中国发明专利“一种双模式仿生偏振/地磁辅助组合导航系统”，专利号105021188B，该系统没有集成天文、大气数据等传感器，不适用于长航时的飞行环境，且导航系统不自主。已受理中国发明专利“一种基于偏振罗盘的航向与姿态参考系统”,专利号109471433A，该系统同样集成了卫星导航系统，不自主且容易受到电磁干扰，该系统不具有多模式切换功能，不适用于长航时的飞行环境。
发明内容
本发明要解决的技术问题为：针对续航时间高于12h的长航时飞行器全自主航向与姿态确定问题，克服卫星导航信号不可用，易受电磁干扰，陌生非结构化环境视觉导航不好用等缺点，提供一种适用于长航时飞行器的多模式航向与姿态参考系统，为高空长航时飞机、无人飞艇等载体提供全自主、可靠的航向与姿态信息。
本发明解决上述技术问题的技术方案为：一种基于多模式的长航时飞行器仿生航向与姿态参考系统，其特征在于：包括多模式信息融合处理模块(1)、多源异构传感器模块(2)、数据通讯模块(3)、多模式切换模块(4)、数据存储模块(5)、接口电路模块(6)及电源稳压模块(7)；其中：
多源异构传感器模块(2)由多个不同传感器构成，包括：惯性测量单元(10)、地磁测量单元(11)、大气数据单元(12)、偏振测量单元(13)、天文测量单元(14)和地平线测量单元(15)，这些传感器分别对惯性信息、地球磁场信息、大气数据信息、天空偏振信息、天文信息、地平线信息数据进行采集，并通过数据通讯模块(3)将采集到的数据传输给多模式信息融合处理模块(1)；
多模式信息融合处理模块(1)包括：第一DSP微处理器(8)和第二DSP微处理器(9)，通过多模式切换模块(4)判断多源异构传感器模块(2)中不同传感器单元采集数据的准确性及可靠性，应用多传感器信息融合算法实时处理不同传感器采集的信息数据并完成导航信息解算；
数据存储模块(5)，与多模式信息融合处理模块(1)相连，用于存储导航解算和信息融合后的导航数据；将多模式信息融合处理模块(1)中的数据信息分别存储，实时记录导航数据；
接口电路模块(6)，与多模式信息融合处理模块(1)相连，用于提供多种外部接口，实现系统数据的传输和扩展功能；
电源稳压模块(7)，输出3.3V、4.5V、5V、12V多种电压值，实现对多模式信息融合处理模块(1)、多源异构传感器模块(2)、数据通讯模块(3)等模块的稳定供电。
本发明利用多模式信息融合处理模块(1)和多模式切换模块(4)，对多源异构传感器模块(2)采集的惯性信息、地球磁场信息、大气数据信息、天空偏振信息、天文信息、地平线信息等数据进行可用性判断，进而通过智能信息融合算法实现针对不同飞行环境及飞行场景的飞行器多种组合导航模式的切换。
所述的多模式信息融合处理模块(1)包括第一DSP微处理器(8)和第二DSP微处理器(9)，所述第一DSP微处理器(8)和第二DSP微处理器(9)之间通过串口进行连接通讯；第一DSP微处理器(8)用于对惯性测量单元(10)、地磁测量单元(11)、大气数据单元(12)的数据进行信息采集和融合处理；第二DSP微处理器(9)通过多模式切换模块(4)对偏振测量单元(13)、天文测量单元(14)、地平线测量单元(15)的数据进行融合处理；每个微处理器都具有较强的运算能力，通过多模式切换模块(4)判断多源异构传感器模块(2)中不同传感器单元输入数据的准确性及可靠性，应用多传感器信息融合算法实时处理传感器输入数据并完成导航信息解算。
多模式信息融合处理模块(1)通过第一DSP微处理器(8)和第二DSP微处理器(9)对惯性、地磁、大气数据、偏振、天文、地平线参数进行信息采集和导航解算，完成多传感器间的数据融合，最终实现航向与姿态信息输出；
具体实现过程如下：
(1)首先，由多源异构传感器模块(2)采集惯性信息、地球磁场信息、大气数据信息、天空偏振信息、天文信息、地平线信息，通过数据通讯模块(3)中的SPI(27)、I2C(28)和USART1(29)分别将惯性信息、地球磁场信息、大气数据信息传输到第一DSP微处理器(8)中进行处理，通过数据通讯模块(3)中的USART2(30)、UART1(31)和UART2(32)分别将天空偏振信息、天文信息、地平线信息传输到多模式切换模块(4)中；
(2)其次，在多模式切换模块(4)中，由阈值判断单元(33)对天空偏振信息、天文信息、地平线信息的可用性进行判断，通过全天域偏振度大小判断天空偏振信息的可用性，当全天域观测点的偏振度值≤0.3时，认为天空偏振信息不可用。通过星图识别算法判断天文信息的可用性，当星图识别算法无法提取有效导航星时，认为天文信息不可用。通过地平线提取算法判断地平线信息的可用性，当地平线提取算法无法提取有效地平线时，认为地平线信息不可用，由多模式切换开关(34)提取出可用的导航信息并将其传入第二DSP微处理器(9)中进行处理；
(3)最后，由多模式信息融合处理模块(1)对可用的导航信息进行进一步的信息融合，针对不用环境、不同场景下的可用导航数据，实现多种组合模式的智能切换，完成导航系统航向与姿态信息的输出。
所述数据存储模块(5)包括TF卡(35)、NAND FLASH(36)、EEPROM(37)的多种存储器，满足不用导航数据存储需求；多模式信息融合处理模块(1)中的数据信息分别存储到TF卡(35)、NAND FLASH(36)、EEPROM(37)中，实时记录导航数据。
所述惯性测量单元(10)由三轴陀螺仪(16)和三轴加速度计(17)组成；
地磁测量单元(11)由三轴磁强计(18)组成；
所述大气数据单元(12)由气压计(19)、温湿度计(20)、空速计(21)、攻角、侧滑角传感器(22)组成；其中，气压计(19)用来测量外部环境的实时气压值，温湿度计(20)用来测量外部环境的实时温湿度值，空速计(21)用来测量飞行器载体相对于空气的真空速，攻角、侧滑角传感器(22)用来测量飞行器载体实时的攻角和侧滑角信息；
所述的偏振测量单元(13)包括图像式偏振传感器(23)和点源式偏振传感器(24)，对不同天气环境下天空大气偏振分布模式进行全天域采集，将所采集的全天域大气偏振数据传入多模式信息融合处理模块(1)中；
天文测量单元(14)由星体敏感器(25)组成；
地平线测量单元由CMOS图像传感器组成(26)。
所述数据通讯模块(3)包括SPI(27)、I2C(28)、USART1(29)、USART2(30)、UART1(31)和UART2(32)；所述惯性测量单元(10)、地磁测量单元(11)、大气数据单元(12)分别通过SPI(27)、I2C(28)、USART1(29)与第一DSP微处理器(8)进行连接通讯；偏振测量单元(13)、天文测量单元(14)、地平线测量单元(15)分别通过USART2(30)、UART1(31)、UART2(32)与多模式切换模块(4)相连进而与第一DSP微处理器(8)进行连接通讯；第二DSP微处理器(9)通过接收多模式切换模块(4)的数据信息利用USART2(30)、UART1(31)、UART2(32)对偏振测量单元(13)、天文测量单元(14)、地平线测量单元(15)的数据进行多模式融合处理。
所述接口电路模块(6)包括：RS232接口(38)、串行通讯接口(39)和USB接口(40)的多种接口；RS232接口(38)、串行通讯接口(39)、USB接口(40)由多模式信息融合处理模块(1)引出，用于航向与姿态参考系统与外界信息模块进行数据传输。
所述电源稳压模块(7)由锂电池(41)、保护电路(42)、电压调整器(43)、稳压电路(44)构成；锂电池(41)通过保护电路(42)、电压调整器(43)、稳压电路(44)分别与多模式信息融合处理模块(1)、多源异构传感器模块(2)、数据通讯模块(3)相连接。
本发明与现有技术相比的优点在于：
(1)不依赖卫星导航信号，不受结构化环境限制，在卫星信号不可用、飞行环境陌生非结构化条件下，能够为载体提供稳定可靠的航向与姿态信息。
(2)本发明将大气偏振信息、自然天体信息、自然地平线信息、地球地磁场信息与惯性信息相融合，是一种无源、全自主的航向与姿态参考系统，同时通过对天文信息、偏振信息、地平线信息的可用性判断，实现多模式可切换的导航模式，增强了系统的环境适应性，更好的适用于长航时飞行器的飞行环境。
附图说明
图1为本发明的结构组成图。
具体实施方式
下面结合附图以及具体实施方式进一步说明本发明。
如图1所示，为本发明的一种基于多模式的长航时飞行器仿生航向与姿态参考系统，包括多模式信息融合处理模块1、多源异构传感器模块2、数据通讯模块3、多模式切换模块4、数据存储模块5、接口电路模块6及电源稳压模块7；其中多模式信息融合处理模块1包括两个微处理器即第一DSP微处理器8和第二DSP微处理器9；多源异构传感器模块2包括惯性测量单元10、地磁测量单元11、大气数据单元12、偏振测量单元13、天文测量单元14、地平线测量单元15，其中惯性测量单元10由三轴陀螺仪16和三轴加速度计17组成，地磁测量单元11由三轴磁强计18组成，大气数据单元12由气压计19、温湿度计20、空速计21、攻角、侧滑角传感器22组成，偏振测量单元13由图像式偏振传感器23和点源式偏振传感器24组成，天文测量单元14由星体敏感器25组成，地平线测量单元15由CMOS图像传感器组成26；数据通讯模块3包括SPI 27、I2C 28、USART1 29、USART2 30、UART1 31、UART2 32；多模式切换模块4由阈值判断单元33和多模式切换开关34组成；数据存储模块5包括TF卡35、NAND FLASH36、EEPROM 37；接口电路模块6包括RS232接口38、串行通讯接口39、USB接口40；电源稳压模块7包括锂电池41、保护电路42、电压调整器43、稳压电路44；整个系统中，第一DSP微处理器8和第二DSP微处理器9之间通过串口进行连接通讯，其中第一DSP微处理器8用于对惯性测量单元10、地磁测量单元11、大气数据单元12的数据进行信息采集和融合处理；第二DSP微处理器9用于对偏振测量单元13、天文测量单元14、地平线测量单元15的数据进行信息采集和融合处理；惯性测量单元10、地磁测量单元11、大气数据单元12分别通过SPI 27、I2C 28、USART1 29与第一DSP微处理器8进行连接通讯；偏振测量单元13、天文测量单元14、地平线测量单元15分别通过USART2 30、UART1 31、UART2 32与多模式切换模块4相连进而与第二DSP微处理器9进行连接通讯；接口电路模块6中RS232接口38、串行通讯接口39、USB接口40由多模式信息融合处理模块1引出，用于航向与姿态参考系统与外界信息模块进行数据传输。在电源稳压模块7中，锂电池41通过保护电路42、电压调整器43、稳压电路44为分别与多模式信息融合处理模块1、多源异构传感器模块2、数据通讯模块3相连接，为各模块提供稳定可靠的电源供电。数据存储模块5将多模式信息融合处理模块1中的数据信息分别存储到TF卡35、NAND FLASH 36、EEPROM 37中，实时记录导航数据。
系统开始工作时，电源稳压模块为系统供电，系统进入初始化状态，多源异构传感器模块进行状态自检并确认工作正常后，惯性测量单元、地磁测量单元、大气数据单元、偏振测量单元、天文测量单元、地平线测量单元分别采集惯性信息、地球磁场信息、大气数据信息、天空偏振信息、天文信息、地平线信息等参数，其中，惯性信息、地球磁场信息、大气数据信息分别通过数据通讯模块中的SPI、I2C、USART1传输到多模式信息融合处理模块中的第一DSP微处理器进行信息融合；天空偏振信息、天文信息、地平线信息分别通过数据通讯模块中的USART2、UART1、UART2传输到多模式切换模块中。在多模式切换模块中，由阈值判断单元对天空偏振信息、天文信息、地平线信息的可用性进行判断，通过全天域偏振度大小判断天空偏振信息的可用性，经过大量实验研究，发现当全天域观测点的偏振度值≤0.3时，所获得的偏振信息解算得到的导航信息精度较差，无法满足导航需求，而当全天域观测点的偏振度值＞0.3时，所获得的偏振信息解算得到的导航信息精度较好，可满足导航需求，因此认为当观测点的偏振度值≤0.3时偏振信息不可用；通过星图识别算法判断天文信息的可用性，当星图识别算法无法提取有效导航星时，认为天文信息不可用；通过地平线提取算法判断地平线信息的可用性，当地平线提取算法无法提取有效地平线时，认为地平线信息不可用。由多模式切换开关提取出可用的导航信息并将其传入第二DSP微处理器中进行处理。由多模式信息融合处理模块对可用的导航信息进行进一步的信息融合，针对不用环境、不同场景下的可用导航数据，通过建立多模式智能切换导航模型，利用联邦卡尔曼滤波技术实现多种组合模式的智能切换，完成导航系统航向与姿态信息的输出。最后，将解算得到的航向与姿态信息存储到数据存储模块中，并结合遥控器控制指令，完成导航控制任务，此时一个工作周期结束，并重新对多源异构传感器模块的工作状态进行检测，进入下一个工作周期。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，本发明的保护范围并不仅局限于上述实施例，凡属于本发明思路下的技术方案均属于本发明的保护范围。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理前提下的若干改进和润饰，这些改动应视为本发明的保护范围。本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (6)

1.一种基于多模式的长航时飞行器仿生航向与姿态参考系统，其特征在于：包括多模式信息融合处理模块（1）、多源异构传感器模块（2）、数据通讯模块（3）、多模式切换模块（4）、数据存储模块（5）、接口电路模块（6）及电源稳压模块（7）；其中：
多源异构传感器模块（2）由多个不同传感器构成，包括：惯性测量单元（10）、地磁测量单元（11）、大气数据单元（12）、偏振测量单元（13）、天文测量单元（14）和地平线测量单元（15），这些传感器分别对惯性信息、地球磁场信息、大气数据信息、天空偏振信息、天文信息、地平线信息数据进行采集，并通过数据通讯模块（3）将采集到的数据传输给多模式信息融合处理模块（1）；
多模式信息融合处理模块（1）包括：第一DSP微处理器（8）和第二DSP微处理器（9），通过多模式切换模块（4）判断多源异构传感器模块（2）中不同传感器单元采集数据的准确性及可靠性，应用多传感器信息融合算法实时处理不同传感器采集的信息数据并完成导航信息解算；
数据存储模块（5），与多模式信息融合处理模块（1）相连，用于存储导航解算和信息融合后的导航数据；将多模式信息融合处理模块（1）中的数据信息分别存储，实时记录导航数据；
接口电路模块（6），与多模式信息融合处理模块（1）相连，用于提供多种外部接口，实现系统数据的传输和扩展功能；
电源稳压模块（7），输出3.3V、4.5V、5V、12V多种电压值，实现对多模式信息融合处理模块（1）、多源异构传感器模块（2）、数据通讯模块（3）模块的稳定供电；
所述的多模式信息融合处理模块（1）包括第一DSP微处理器（8）和第二DSP微处理器（9），所述第一DSP微处理器（8）和第二DSP微处理器（9）之间通过串口进行连接通讯；第一DSP微处理器（8）用于对惯性测量单元（10）、地磁测量单元（11）、大气数据单元（12）的数据进行信息采集和融合处理；第二DSP微处理器（9）通过多模式切换模块（4）对偏振测量单元（13）、天文测量单元（14）、地平线测量单元（15）的数据进行融合处理；通过多模式切换模块（4）判断多源异构传感器模块（2）中不同传感器单元输入数据的准确性及可靠性，应用多传感器信息融合算法实时处理传感器输入数据并完成导航信息解算；
多模式信息融合处理模块（1）通过第一DSP微处理器（8）和第二DSP微处理器（9）对惯性、地磁、大气数据、偏振、天文、地平线参数进行信息采集和导航解算，完成多传感器间的数据融合，最终实现航向与姿态信息输出；
具体实现过程如下：
（1）由多源异构传感器模块（2）采集惯性信息、地球磁场信息、大气数据信息、天空偏振信息、天文信息、地平线信息，通过数据通讯模块（3）中的SPI（27）、I2C（28）和USART1（29）分别将惯性信息、地球磁场信息、大气数据信息传输到第一DSP微处理器（8）中进行处理，通过数据通讯模块（3）中的USART2（30）、UART1（31）和UART2（32）分别将天空偏振信息、天文信息、地平线信息传输到多模式切换模块（4）中；
（2）在多模式切换模块（4）中，由阈值判断单元（33）对天空偏振信息、天文信息、地平线信息的可用性进行判断，通过全天域偏振度大小判断天空偏振信息的可用性，当全天域观测点的偏振度值≤0.3时，认为天空偏振信息不可用；通过星图识别算法判断天文信息的可用性，当星图识别算法无法提取有效导航星时，认为天文信息不可用；通过地平线提取算法判断地平线信息的可用性，当地平线提取算法无法提取有效地平线时，认为地平线信息不可用，由多模式切换开关（34）提取出可用的导航信息并将其传入第二DSP微处理器（9）中进行处理；
（3）由多模式信息融合处理模块（1）对可用的导航信息进行进一步的信息融合，针对不同环境、不同场景下的可用导航数据，实现多种组合模式的智能切换，完成导航系统航向与姿态信息的输出。
2.根据权利要求1所述的一种基于多模式的长航时飞行器仿生航向与姿态参考系统，其特征在于：所述数据存储模块（5）包括TF卡（35）、NAND FLASH（36）、EEPROM（37）的多种存储器，满足不用导航数据存储需求；多模式信息融合处理模块（1）中的数据信息分别存储到TF卡（35）、NAND FLASH（36）、EEPROM（37）中，实时记录导航数据。
3.根据权利要求1所述的一种基于多模式的长航时飞行器仿生航向与姿态参考系统，其特征在于：所述惯性测量单元（10）由三轴陀螺仪（16）和三轴加速度计（17）组成；
地磁测量单元（11）由三轴磁强计（18）组成；
所述大气数据单元（12）由气压计（19）、温湿度计（20）、空速计（21）、攻角、侧滑角传感器（22）组成；其中，气压计（19）用来测量外部环境的实时气压值，温湿度计（20）用来测量外部环境的实时温湿度值，空速计（21）用来测量飞行器载体相对于空气的真空速，攻角、侧滑角传感器（22）用来测量飞行器载体实时的攻角和侧滑角信息；
所述的偏振测量单元（13）包括图像式偏振传感器（23）和点源式偏振传感器（24），对不同天气环境下天空大气偏振分布模式进行全天域采集，将所采集的全天域大气偏振数据传入多模式信息融合处理模块（1）中；
天文测量单元（14）由星体敏感器（25）组成；
地平线测量单元由CMOS图像传感器组成（26）。
4.根据权利要求1所述的一种基于多模式的长航时飞行器仿生航向与姿态参考系统，其特征在于：所述数据通讯模块（3）包括SPI（27）、I2C（28）、USART1（29）、USART2（30）、UART1（31）和UART2（32）；所述惯性测量单元（10）、地磁测量单元（11）、大气数据单元（12）分别通过SPI（27）、I2C（28）、USART1（29）与第一DSP微处理器（8）进行连接通讯；偏振测量单元（13）、天文测量单元（14）、地平线测量单元（15）分别通过USART2（30）、UART1（31）、UART2（32）与多模式切换模块（4）相连进而与第一DSP微处理器（8）进行连接通讯；第二DSP微处理器（9）通过接收多模式切换模块（4）的数据信息利用USART2（30）、UART1（31）、UART2（32）对偏振测量单元（13）、天文测量单元（14）、地平线测量单元（15）的数据进行多模式融合处理。
5.根据权利要求1所述的一种基于多模式的长航时飞行器仿生航向与姿态参考系统，其特征在于：所述接口电路模块（6）包括：RS232接口（38）、串行通讯接口（39）和USB接口（40）的多种接口；RS232接口（38）、串行通讯接口（39）、USB接口（40）由多模式信息融合处理模块（1）引出，用于航向与姿态参考系统与外界信息模块进行数据传输。
6.根据权利要求1所述的一种基于多模式的长航时飞行器仿生航向与姿态参考系统，其特征在于：所述电源稳压模块（7）由锂电池（41）、保护电路（42）、电压调整器（43）、稳压电路（44）构成；锂电池（41）通过保护电路（42）、电压调整器（43）、稳压电路（44）分别与多模式信息融合处理模块（1）、多源异构传感器模块（2）、数据通讯模块（3）相连接。
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