CN202351708U

CN202351708U - 一种新型飞行器导航测控系统

Info

Publication number: CN202351708U
Application number: CN2011203880128U
Authority: CN
Inventors: 张玉燕; 温银堂; 徐丹琴; 贺晙华; 王帅
Original assignee: Yanshan University
Current assignee: Yanshan University
Priority date: 2011-10-09
Filing date: 2011-10-09
Publication date: 2012-07-25
Anticipated expiration: 2021-10-09

Abstract

本实用新型为一种新型飞行器导航测控系统，其用以完成飞行参数经度、纬度、高度、速度、航向、方位角、俯仰角、横滚角的测量，并对飞行器进行控制，再对导航信息进行实时显示并可实现手动控制的系统，系统包括双GPS定位模块、惯性测量模块、数据处理与融合模块、姿态角控制模块和导航信息的显示及手动控制模块五个部分，其中，双GPS定位模块通过COM口连接到数据处理及融合模块，惯性测量模块通过SPI口连接到数据处理及融合模块，数据处理及融合模块将两者的导航信息进行融合处理后将最优化的导航信息通过I/O口连接到姿态角控制模块，通过RS232口连接到导航信息的显示及手动控制模块，进行显示或切换手动控制模式。

Description

一种新型飞行器导航测控系统

技术领域

本实用新型涉及的是一种新型飞行器导航测控系统，具体是一种实现飞行器飞行参数的测量，包括：经度、纬度、高度、速度、航向、方位角、俯仰角、横滚角。并由处理器对飞行参数进行控制，再通过上位机软件对导航信息进行实时显示并可实现手动控制的系统。

背景技术

飞行器飞行参数的测量及控制是飞行器必须的装置，目前飞行器所使用的导航系统常用的有两种：一种是惯性导航系统，可独立的提供导航资料，已被成功发展并广为应用，但其在系统上的微量位置误差会随飞行时间的平方成正比累积，因此长时间飞行会严重影响到导航精确度，如果没有适当的修正，位置误差在一个小时内会累积超过300米；另一种是精密的导航系统GPS，其误差虽不会随时间改变，但它在测量高机动目标时容易脱锁并且会受到外在环境及电磁干扰，再者GPS短时间的相对误差量大于INS，若只依靠它来做导航或控制效果更差，而利用双GPS模块进行定位导航会大大降低误差，提高定位精度，但仍未能达到标准。在导航系统设计上，GPS与INS有互补的作用，常搭配使用，可经过一套运算法则，将两者去缺留优。本实用新型即为一种新型双GPS/INS的飞行器导航测控系统。

经过对现有文献的检索发现，中国专利申请号为：CN200910223802.8，名称为：用于测量旋转飞行器姿态的测量装置及其测量方法，该专利介绍的是利用陀螺仪和加速度计测量飞行器姿态角的方法，中国专利申请号为：CN200920164740.3，名称为：惯性姿态方位测量装置，该专利是一种用惯性测量模块测量姿态的测量装置，中国专利申请号为：CN200910187566.9，名称为：姿态显示系统，该专利主要是对上位机软件的设计，通过串口RS485实现了远距离的传输数据。

检索还发现，中国专利申请号为：CN200910051600.X，名称为：航天器的姿态控制系统及方法，提及了应用一套三轴磁力矩器及存载算法的姿态控制器，主要侧重介绍了姿态的控制方法。

至今未发现采用惯性测量模块及双GPS测量飞行参数并进行实时控制和显示的系统。

发明内容

本实用新型的目的在于克服惯性导航系统误差随时间累积增长的缺点，消弱或消除单GPS定位定向时间长、精度低的缺陷。提供了一种便于在飞行器上安装的基于双GPS及惯性测量模块的飞行参数测控系统，大大的提高了系统的测量精度及动态性能。本实用新型适用于在大多数飞行器及其他浮动设备上应用。

本实用新型是通过以下技术方案实现的：双GPS定位模块、惯性测量模块、数据处理与融合模块、姿态角控制模块和导航信息的显示及手动控制模块五个部分。其特征在于：双GPS定位模块包括两个GPS天线、两个GPS板卡、一个载波相位差分定位处理器。两个GPS天线分别安装在飞行器的顶部无遮挡的地方，两天线相距3m，连线尽量与飞行器的前后中轴线垂直平分。两个GPS天线通过同轴电缆与GPS板卡连接，采集星历信息。两个GPS板卡通过COM口将数据传输给双GPS定位算法处理器，处理器主要进行载波相位的差分解算，然后通过COM口将解算的飞行参数信息传输给数据处理与融合模块。惯性测量模块，该模块包括一个陀螺仪、一个加速度计、一个温度传感器、一个数据解算处理器，陀螺仪、加速度计、温度传感器的数据通过A/D接口连接到数据解算处理器，处理器再将解算后的惯性导航参数通过SPI接口输出给数据处理与融合模块。数据处理与融合模块，该模块主要处理芯片为DSP处理器，该模块通过COM口及SPI接口接收GPS导航信息及惯性导航信息，将两种导航信息通过混合信号处理模块算法进行数据融合，然后通过kalman滤波进行算法修正，通过RS232接口输出最优化的导航信息。姿态角控制模块，该模块主要由三个相互垂直的电机、电机控制处理器组成。三个电机可实现飞行器六自由度的转动，电机控制为ARM处理器，整个系统在初始上电时默认为初始状态，当姿态角的偏转超过一定范围时，该模块会通过电机控制姿态角转回正常范围内。导航参数的显示，该模块主要通过上位机接收导航数据，连接的端口为RS232接口。上位机软件可对导航参数进行实时显示及数据记录，也可将姿态控制模块调转到手动控制模式，对飞行器的姿态角进行手动控制。

本实用新型涉及的飞行器导航测控系统，包括以下步骤：

第一步，双GPS定位模块进行搜星定位，两个GPS板卡将测量到的位置、速度信息通过双GPS定位处理器进行载波相位的差分解算，得到更精确的位置、速度、航向角、方位角、俯仰角、横滚角；

第二步，惯性测量模块，通过陀螺仪和加速度计解算导航信息，然后通过温度传感器对解算到的姿态角信息做补偿，得到精确的位置、速度、姿态信息；

第三步，数据处理及数据融合模块，对双GPS定位模块和惯性测量模块得到的导航信息进行数据融合及处理，然后通过kalman滤波修正，得到最优化的导航信息；

第四步，姿态控制模块通过三个相互垂直的电机控制飞行器的姿态；

第五步，导航信息的显示模块实时的显示飞行器的位置、速度、姿态信息，也可选择进入手动模式，可手动的调节姿态角控制电机的转动。

与现有的技术相比，本实用新型的有益效果是：实现了双GPS的导航信息与惯性测量模块的导航信息的融合，从而有效的提高了飞行器导航参数的测量精度，实现了飞行器本身姿态的自动和手动双重控制，从而使飞行器的形式得到了进一步的安全保障。

附图说明

图1是实施例系统组成示意图

具体实施方式

以下结合附图对本实用新型的系统进一步描述：本实施例在以本实用新型技术方案为前提下进行实施，给出了详细的实施方法和具体的操作过程，但本实用新型的保护范围不限于下述实例。

实施例

如图1所示，本实例涉及的飞行器导航测控系统，包括双GPS定位模块1，数据处理与融合模块2，惯性测量模块3，姿态控制模块4，导航信息的显示及手动控制模块5，3m的双GPS天线定位基线6，GPS接收板卡7和8，双GPS定位算法处理器9，COM口10，温度传感器11，陀螺仪12，加速度计13，信号调理与转换模块14，校准与信号处理模块15，低通滤波器16，惯性导航参数的解算17，SPI接口18，混合信号的解算模块19，kalman滤波修正20，最有化的导航解算21，I/O口22，姿态角控制器23，电机模块24，RS232接口25。

其中，双GPS定位模块1通过COM口10连接到数据处理及融合模块2，惯性测量模块3通过SPI口18连接到数据处理及融合模块2，数据处理及融合模块2通过普通的I/O口22连接到姿态角控制模块4，通过RS232接口25连接到导航信息的显示及手动控制模块5。双GPS定位模块1中双GPS天线6将定位信息通过同轴电缆接到双GPS接收板卡7和8，再连接到双GPS处理器9，再将解算后的导航信息通过COM口10输出。惯性测量模块3中，陀螺仪12和加速度计13连接到信号调理与转换模块14，然后与温度传感器11均接到校准与信号处理模块15，将处理后的信息连接低通滤波器16，再接到惯性导航参数的解算模块17，并通过SPI接口18将惯性导航信息输出。数据处理与融合模块2中，将接收到的双GPS导航信息与惯性导航信息送到混合信号的解算模块19，再通过kalman滤波修正20，再进行最优化的导航解算21，得到最优化的导航信息，分别通过普通的I/O口22和RS232接口25接到姿态角控制模块4和导航信息的显示及手动控制模块5。姿态角控制模块4中，姿态角的信息连接到姿态角控制器23，通过控制器控制三个相互垂直的电机转动，可实现对飞行器姿态角的控制。导航信息的显示及手动控制模块5即为上位机软件，实现对导航信息的实时显示，也可对姿态角的控制转换成手动模式，手动对姿态角进行控制。

Claims

1.一种双GPS/INS的飞行器导航测控系统，其特征在于该组合导航仪包括双GPS定位模块、惯性测量模块、数据处理与融合模块、姿态角控制模块和导航参数的显示五个部分，其中GPS导航模块包括两个GPS天线、两个GPS板卡、一个载波相位差分定位处理器；两个GPS天线分别安装在飞行器的顶部无遮挡的地方，两天线相距3m，连线与飞行器的前后中轴线垂直平分；两个GPS天线通过同轴电缆与GPS板卡连接，采集星历信息；两个GPS板卡通过COM口将数据传输给双GPS定位算法处理器，处理器主要进行载波相位的差分解算，并通过COM口将解算的飞行参数信息传输给数据处理与融合模块；惯性测量模块，该模块包括一个陀螺仪、一个加速度计、一个温度传感器、一个数据解算处理器，陀螺仪、加速度计、温度传感器的数据通过A/D接口连接到数据解算处理器，处理器再将解算后的惯性导航参数通过SPI接口输出给数据处理与融合模块；数据处理与融合模块，该模块主要处理芯片为DSP处理器，该模块通过COM口及SPI接口接收GPS导航信息及惯性导航信息，将两种导航信息通过混合信号处理模块算法进行数据融合，然后通过kalman滤波进行算法修正，通过RS232接口输出最优化的导航信息；姿态角控制模块，该模块主要由三个相互垂直的电机、电机控制处理器组成；三个电机可实现飞行器六自由度的转动，电机控制为ARM处理器，整个系统在初始上电时默认为初始状态，当姿态角的偏转超过一定范围时，该模块会通过电机控制姿态角转回正常范围内；导航参数的显示，该模块主要通过上位机接收导航数据，连接的端口为RS232接口。