CN113551673B

CN113551673B - 一种惯导系统及其设计方法、惯导方法

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Publication number: CN113551673B
Application number: CN202110841081.8A
Authority: CN
Inventors: 刘文慧; 赵宪臣; 李美谚; 李鸿伟; 李建志; 蔡学福; 王涛; 何鲁青; 陈文龙; 陈永秀; 周熙军; 方瑞银
Original assignee: Shandong Quanqing Communication Co ltd
Current assignee: Shandong Quanqing Communication Co ltd
Priority date: 2021-07-23
Filing date: 2021-07-23
Publication date: 2024-02-13
Anticipated expiration: 2041-07-23
Also published as: CN113551673A

Abstract

本发明提供了一种惯导系统及其设计方法、惯导方法，所述系统包括设置在惯导板上的IMU、微控制器和接收机，所述IMU将获取的加速度、陀螺仪和磁力计信息发送给所述微控制器，所述接收机将获取的卫星原始数据发送给所述微控制器，所述微控制器对接收的数据进行处理，得到导航信息。本发明的惯导系统将IMU、接收机和微控制器三部分均放置在惯导板上，大大缩小整个惯导系统的体积，且微控制器选用单片机，替代现有技术中的FPGA和DSP组件，简化硬件电路设计，减小焊接难度，提高硬件成品率，降低成本，且进一步缩小体积。

Description

一种惯导系统及其设计方法、惯导方法

技术领域

本发明涉及惯性导航技术领域，尤其是一种惯导系统及其设计方法、惯导方法。

背景技术

现有的组合惯性导航系统主要包括3个部分：IMU(Inertial Measurement Unit,惯性测量单元)、GPS(Global Positioning System，全球定位系统)和导航板。如图1所示，这三个部分是相互独立的三个单元，IMU主要由微惯性导航测量元件ADIS16405组成，导航板由FPGA(Field Programmable Gate Array，现场可编辑逻辑门阵列)和DSP(DigitalSignal Processing，数字信号处理)组成，FPGA选用Altera的EP2C70F672I8，DSP选用TI公司的TMS320。

现有组合导航系统是由三个相互独立的单元组成，占用空间较大，组装难度较高，不适合在小型化的导航场所，且使用的IMU、FPGA以及GPS板卡成本过高。

发明内容

本发明提供了一种惯导系统及其设计方法、惯导方法，用于解决现有惯导系统体积大、成本高的问题。

为实现上述目的，本发明采用下述技术方案：

本发明第一方面提供了一种惯导系统，所述系统包括设置在惯导板上的IMU、微控制器和接收机，所述IMU将获取的加速度、陀螺仪和磁力计信息发送给所述微控制器，所述接收机将获取的卫星原始数据发送给所述微控制器，所述微控制器对接收的数据进行处理，得到导航信息。

进一步地，所述接收机包括第一接收机和第二接收机，所述第一接收机连接前向天线，所述第二接收机连接后向天线，且后向天线指向前向天线的方向与载体前进的方向相同。

进一步地，所述微控制基于接收机获取的卫星数据，通过载波相位观测方程计算两接收机的位置信息，基于两位置信息确定基线向量，得到载体的姿态信息。

进一步地，所述载波相位观测方程为：

式中，λ——波长，

——多普勒计数，

Φ^j(t)——载波相位，

ρ^j(t)——站星距离变化率，

dt^j(t)——GPS卫星时钟相对于GPS时系的偏差，

dT(t)——GPS信号接收机相对于GPS时系的偏差，

N^j——整周模糊度，

C-GPS信号传播速度。

进一步地，所述IMU的X轴方向与天线方向平行，且所述X轴的正向由前向天线指向后向天线。

进一步地，所述微控制器为单片机。

本发明第二方面提供了一种所述惯导系统的设计方法，其特征是，所述方法包括：

将IMU、微控制器和接收机均设置在惯导板上；

设置IMU的X轴方向与天线方向平行，且所述X轴的正向由前向天线指向后向天线

设置第一接收机连接前向天线，第二接收机连接后向天线。

进一步地，所述微控制器采用单片机，单片机分别连接接收机和IMU。

本发明第三方面提供了一种惯导方法，所述方法包括以下步骤：

微控制器通过接收机获取的卫星原始数据，计算得到载体的姿态信息；

结合所述姿态信息，以及IMU获取的加速度、陀螺仪和利息信息，得到导航信息。

进一步地，所述计算载体的姿态信息具体为：

通过载波相位观测方程计算两接收机的位置信息，基于两位置信息确定基线向量，得到载体的姿态信息。

发明内容中提供的效果仅仅是实施例的效果，而不是发明所有的全部效果，上述技术方案中的一个技术方案具有如下优点或有益效果：

1、本发明的惯导系统将IMU、接收机和微控制器三部分均放置在惯导板上，大大缩小整个惯导系统的体积，且微控制器选用单片机，替代现有技术中的FPGA和DSP组件，简化硬件电路设计，减小焊接难度，提高硬件成品率，降低成本，且进一步缩小体积。

2、接收机使用两个同型号的接收机，提高GNSS部分的定位精度；采用加速度计和磁力计和陀螺仪合成到一起三轴IMU，能够缩小体积，与分别选取3个磁力计、加速度计和陀螺仪需要精确的结构定位正交放置，三轴IMU能够灵活放置且提高了三轴信息的精度。

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，对于本领域普通技术人员而言，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是现有技术惯导系统的结构示意图；

图2是本发明所述惯导系统的结构示意图；

图3是本发明所述IMU的电路原理示意图；

图4是本发明所述接收机的电路原理示意图；

图5是本发明所述单片机的电路原理示意图；

图6是本发明所述设计方法的流程示意图；

图7是本发明所述惯导方法的流程示意图。

具体实施方式

为能清楚说明本方案的技术特点，下面通过具体实施方式，并结合其附图，对本发明进行详细阐述。下文的公开提供了许多不同的实施例或例子用来实现本发明的不同结构。为了简化本发明的公开，下文中对特定例子的部件和设置进行描述。此外，本发明可以在不同例子中重复参考数字和/或字母。这种重复是为了简化和清楚的目的，其本身不指示所讨论各种实施例和/或设置之间的关系。应当注意，在附图中所图示的部件不一定按比例绘制。本发明省略了对公知组件和处理技术及工艺的描述以避免不必要地限制本发明。

如图2所示，本发明的惯导系统包括设置在惯导板上的IMU、微控制器和接收机，所述IMU将获取的加速度、陀螺仪和磁力计信息发送给所述微控制器，所述接收机将获取的卫星原始数据发送给所述微控制器，所述微控制器对接收的数据进行处理，得到导航信息。本发明所述微控制器为单片机。

如图3所示，本实施例中的IMU采用的是荷兰Xsens公司的MTI-3-8A7G6芯片，芯片实物如图4所示，MTI-3-8A7G6芯片具备可以输出无漂移的俯仰、翻转与真实/北磁极基准偏航与传感器数据：3D加速度、3D转速、以及3D方向与速度增量，还有3D地磁场数据的功能。其中IMU的各个指标如下表1-4所示，分别为姿态规格、陀螺仪规格、加速度计规格和磁力计规格。

表1

全量程	最小值±2000	度/秒
			输出速率	最大值1000	Hz

表2

全量程	最小值±16	g
			输出速率	最大值1000	Hz

表3

全量程

最小值±0.8

高斯

表4

在使用IMU芯片之前需要先将IMU芯片放置在IMU开发板上，通过上位机软件进行配置，因为IMU芯片能够输出加速度、转速、磁场、速度增量、方向增量等数据，所以需要通过开发板配置需要输出的数据和输出速度。IMU芯片采用的是MTSSP同步串行协议，通过开发板和上位机软件发送相关命令，配置IMU芯片输出类型为数据包计数器的时间戳、3D转速、3D加速度和3D地磁，且IMU芯片的输出速率设置为100HZ。

通过开发板配置完成后，将其放到惯导板的IMU插座中。因为组合惯导是GNSS与INS信息的融合，所以二者信息需要统一到同一个坐标系中，自此IMU的摆放方向尤为重要，具体为IMU的X轴方向与两个天线的方向平行，且由前向天线指向后向天线。

IMU具备SPI接口以及串口通信，本实施例中选取SPI接口与单片机进行通信，将IMU的加速度、陀螺仪和磁力计信息通过SPI接口传输给单片机。

如图3所示，IMU芯片需要3.3V供电，且需要一个上电复位信号，需要一个最短复位时间为20us的复位信号，产生一个240ms的复位信号，满足芯片正常工作的需求。IMU芯片具备三种输出数据的接口分别为SPI接口、I2C接口和UART串口。本实施例中选取SPI接口，通过配置IMU芯片的PSEL0、PSEL1为0和1，来选择SPI接口输出。

本发明实施例中使用的接收机采用国产和芯星通的UM220-III H接收机芯片，该接收机芯片需要支持BD2 B1和GPS L1两个频点，然后导航数据格式要支持NMEA0183，扩展兼容北斗。要能够输出原始观测量。接收机的技术指标如下表5所示：

表5

如图4所示，接收机具备SPI接口以及串口通信，本实施例中采用串口与单片机进行通信，将接收机通过天线获取的卫星的原始数据通过串口传递给单片机，单片机通过获取的卫星数据计算GNSS部分航向信息。本方案中使用了两个接收机，分别为第一接收机和第二接收机，这两个接收机使用同等型号的接收机，减少接收误差确保接收到的卫星信息更加准确。接收机与天线连接后组成GNSS部分，因为是组合惯导，所以需要最终统一到一个坐标系中，因此接收机与天线相连时有严格的方向要求，不能反向连接，具体为第一接收机与前向天线连接，第二接收机与后向天线连接，且后向天线指向前向天线的方向与载体前进的方向相同。

GPS定位是利用一组卫星的伪距、星历、卫星发射时间等观测量来实现的，同时还需知道用户钟差。因此，要获得地面点的三维坐标，需对4颗卫星进行测量。单片机通过串口能够获得每一组卫星的上述观测量。然后利用载波相位观测量方程计算两接收机处的三维坐标信息，基于两位置信息所在的两点确定一条直线，通过两个接收机计算的位置信息，得到基线向量，然后求得基线向量与地理坐标系三个轴之间的角度，即可获得载体的姿态信息。

载波相位测量的观测方程为：

式中各符号的定义如下所示：

λ——波长；

——多普勒计数；

Φ^j(t)——载波相位；

ρ^j(t)——站星距离变化率；

dt^j(t)——GPS卫星时钟相对于GPS时系的偏差；

dT(t)——GPS信号接收机相对于GPS时系的偏差；

N^j——整周模糊度；

C-GPS信号传播速度。

对式(1)进行线性化，则有

式中

用户在时元t的三维位置为：

X_u(t)＝X_u0(t)+ΔX_u(t)

Y_u(t)＝Y_u0(t)+ΔY_u(t)

Z_u(t)＝Z_u0(t)+ΔZ_u(t)

X_u(t)、Y_u(t)、Z_u(t)分别表示WGS-84坐标下的接收机t时刻的三维坐标信息。

X_u0(t)、Y_u0(t)、Z_u0(t)分别表示WGS-84坐标下的接收机初始静止时的三维坐标信息。

X^j(t)、Y^j(t)、Z^j(t)分别表示WGS-84坐标下的某一卫星的三维坐标信息。

表示卫星到接收机的距离。

分别表示电离层效应在t时刻距离偏差X轴、Y轴、Z轴分量。

表示t时刻某一卫星的载波相位测量值。

图4中，接收机芯片需要3.3V供电，上电需要一个最短复位时间为10ms的复位信号，本实施例中选用ASM809产生一个240ms的复位信号，接收机芯片具有SPI接口和UART串口通信，本实施例中选取串口通信，接收机的RF_IN信号用于连接北斗天线。

如图5所示，本实施例的单片机采用STM32F427。单片机具备3个串口，2个用于接收来自接收机的数据，1个用于连接上位机，进行调试。还有一个SPI接口用于接收来自IMU的数据。由于单片机是数据处理的核心，需要对来自接收机和IMU的数据进行处理，所以需要较大的存储空间用于存储数据和程序。单片机的技术指标如下表6所示：

CPU	Cortex-M4内核
		存储器	2MB FLASH
SRAM	256+4KB
		串口	4个
SPI接口	2个

表6

本方案中单片机使用了3个UART串口和一个SPI接口。单片机需要3.3V供电，采用25M晶体作为主时钟的来源，上电需要一个复位信号，使用专门的复位芯片ASM809产生复位信号，串口信号要求是RS422电平，所以需要连接一个串口电平芯片MAX488。

如图6所示本发明所述惯导系统的设计方法包括：

S11,将IMU、微控制器和接收机均设置在惯导板上；

S12,设置IMU的X轴方向与天线方向平行，且所述X轴的正向由前向天线指向后向天线；

S13,设置第一接收机连接前向天线，第二接收机连接后向天线。

其中所述微控制器采用单片机，单片机分别连接接收机和IMU。

如图7所示，本发明的惯导方法包括以下步骤：

S21,微控制器通过接收机获取的卫星原始数据，计算得到载体的姿态信息；

S22,结合所述姿态信息，以及IMU获取的加速度、陀螺仪和利息信息，得到导航信息。

步骤S21中所述计算载体的姿态信息具体为：通过载波相位观测方程计算两接收机的位置信息，基于两位置信息确定基线向量，得到载体的姿态信息。

上述虽然结合附图对本发明的具体实施方式进行了描述，但并非对本发明保护范围的限制，所属领域技术人员应该明白，在本发明的技术方案的基础上，本领域技术人员不需要付出创造性劳动即可做出的各种修改或变形仍在本发明的保护范围以内。

Claims

1.一种惯导系统，其特征是，所述系统包括设置在惯导板上的IMU、微控制器和接收机，所述IMU将获取的加速度、陀螺仪和磁力计信息发送给所述微控制器，所述接收机将获取的卫星原始数据发送给所述微控制器，所述微控制器对接收的数据进行处理，得到导航信息；

所述接收机包括第一接收机和第二接收机，第一接收机和第二接收机使用同等型号的接收机，所述第一接收机连接前向天线，所述第二接收机连接后向天线，且后向天线指向前向天线的方向与载体前进的方向相同；

所述微控制基于接收机获取的卫星数据，通过载波相位观测方程计算两接收机的位置信息，基于两位置信息确定基线向量，得到载体的姿态信息；

所述载波相位观测方程为：

式中，λ——波长，

——多普勒计数，

Φ^j(t)——载波相位，

ρ^j(t)——站星距离变化率，

dt^j(t)——GPS卫星时钟相对于GPS时系的偏差，

dT(t)——GPS信号接收机相对于GPS时系的偏差，

N^j——整周模糊度，

C-GPS信号传播速度。

2.根据权利要求1所述惯导系统，其特征是，所述IMU的X轴方向与天线方向平行，且所述X轴的正向由前向天线指向后向天线。

3.根据权利要求1-2任一项所述惯导系统，其特征是，所述微控制器为单片机。

4.一种如权利要求1-2任一项所述惯导系统的设计方法，其特征是，所述方法包括：

将IMU、微控制器和接收机均设置在惯导板上；

设置IMU的X轴方向与天线方向平行，且所述X轴的正向由前向天线指向后向天线；

设置第一接收机连接前向天线，第二接收机连接后向天线。

5.根据权利要求4所述惯导系统的设计方法，其特征是，所述微控制器采用单片机，单片机分别连接接收机和IMU。

6.一种惯导方法，其特征是，所述方法包括以下步骤：

结合所述姿态信息，以及IMU获取的加速度、陀螺仪和利息信息，得到导航信息；

计算载体的姿态信息具体为：

通过载波相位观测方程计算两接收机的位置信息，基于两位置信息确定基线向量，得到载体的姿态信息；

微控制基于接收机获取的卫星数据，通过载波相位观测方程计算两接收机的位置信息，基于两位置信息确定基线向量，得到载体的姿态信息；

载波相位观测方程为：

式中，λ——波长，

——多普勒计数，

Φ^j(t)——载波相位，

ρ^j(t)——站星距离变化率，

dt^j(t)——GPS卫星时钟相对于GPS时系的偏差，

dT(t)——GPS信号接收机相对于GPS时系的偏差，N^j——整周模糊度，

C-GPS信号传播速度。