CN101393028B - 斜置imu安装角的快速估计与补偿*** - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种微惯性捷联航姿***中，斜置IMU安装角的快速估计与补偿***，该***采用了多坐标转换模式的快速估计与补偿***对斜置放置IMU时产生的IMU信息进行处理；所述斜置IMU信息处理包括有传感器信息采集单元(1)、传感器消噪处理单元(2)、安装角估计单元(3)、传感器安装角补偿单元(4)。本发明利用IMU坐标系、机体坐标系和导航坐标系之间的坐标变换原理，采用IMU输出的三轴加速度信息f₂、三轴陀螺信息ω₂以及磁罗盘提供的初始磁航向信息

，实现斜置安装角的准确估计，利用估计出的安装角对飞行过程中传感器信息进行实时补偿，从而提高微惯性捷联航姿***的航姿精度。

Description

斜置IMU安装角的快速估计与补偿***

技术领域

本发明涉及一种对微惯性捷联航姿***中，斜置惯性测量组件(IMU)的安装角，采用多坐标转换模式的快速估计与补偿***。

背景技术

为飞机提供实时准确的航姿信息并对机体进行相应控制是实现飞机安全飞行的关键。目前确定航姿信息的众多方式中，惯性航姿***以较强的自主性、全天候和抗干扰能力成为航姿***发展的主流，特别是随着微惯性传感器技术的发展，微惯性捷联航姿***能够很好的满足用户对航姿***小型化、低成本、低功耗的要求，成为当前研究的热点。在微惯性捷联航姿***中，***的航姿精度除了与惯性组件精度有关外，还与惯性测量组件的安装方式密切相关。

目前惯性测量组件(Inertial Measurement Unit，IMU)在飞机上的安装方式一般有：安装方式1)将包括IMU在内的捷联航姿***水平安装在机体的重心处，并且需要控制在严格的安装精度范围内，航姿***的航姿信息通过机内布线的方式实现飞机仪表板上航姿结果的实时显示；安装方式2)将包括IMU在内的捷联航姿***以所需任意角度直接安装在飞机仪表板上，实时显示航姿结果。“安装方式1)”中的IMU坐标系与机体坐标系重合，因此能够避免斜置安装角对捷联航姿***精度的影响，但是对安装精度具有很高的要求，一般需要将安装误差角控制在1角分范围内，另外，由于航姿***与仪表板的显示设备在机内相距较远，主要通过机内布线的方式实现两者间信息的传递，因此增加了***设计的成本和复杂性，降低了***的可靠性与实时性。“安装方式2)”将航姿***与仪表板合为一体进行设计，避免了复杂的布线过程，降低了***成本，提高了***的可靠性，便于飞行员对航姿***实时进行控制，但是“安装方式2)”存在一定的安装角，导致IMU坐标系与机体坐标系不再重合，通过本发明提出的采用多坐标转换模式的快速估计与补偿***可以有效地实现斜置IMU安装角的快速实时估计与补偿，从而减小安装角对***航姿精度的影响。

发明内容

为了解决微惯性捷联航姿***中斜置IMU安装角对航姿***精度的影响，本发明提出一种适用于微惯性捷联航姿***中，斜置IMU安装角的快速估计与补偿***，利用IMU坐标系、机体坐标系和导航坐标系之间的坐标变换原理，采用IMU输出的三轴加速度信息f₂、三轴陀螺信息ω₂以及磁罗盘提供的初始磁航向信息

，实现斜置安装角的准确估计，利用估计出的安装角对飞行过程中传感器信息进行实时补偿，从而提高微惯性捷联航姿***的航姿精度。

本发明的一种微惯性捷联航姿***中，斜置IMU安装角的快速估计与补偿***，该***采用了多坐标转换模式的快速估计与补偿***对斜置放置IMU时产生的IMU信息进行处理；所述斜置IMU信息处理包括有传感器信息采集单元(1)、传感器消噪处理单元(2)、安装角估计单元(3)、传感器安装角补偿单元(4)；

传感器信息采集单元(1)对斜置IMU输出的加速度信息f₀和角速度信息ω₀进行采集与模数转换处理后，输出数字加速度信息f₁和数字角速度信息ω₁；

传感器消噪处理单元(2)对接收的数字加速度信息f₁和数字角速度信息ω₁，采用阈值限定方法进行野点剔除获得无野点加速度信息和角速度信息，然后对无野点加速度信息和角速度信息采用IIR低通滤波方法进行降噪平滑处理，获得消除高频噪声后的降噪加速度信息f₂和角速度信息ω₂，并将f₂、ω₂输出给安装角估计单元(3)；

安装角估计单元(3)利用接收的降噪加速度信息f₂，首先按照姿态关系式G_att可以得到导航坐标系OX_nY_nZ_n与IMU坐标系OX_imuY_imuZ_imu之间的俯仰角θ_nimu和横滚角γ_nimu，并利用磁罗盘可以得到导航坐标系OX_nY_nZ_n与IMU坐标系OX_imuY_imuZ_imu之间的磁航向角

；

然后，利用俯仰角θ_nimu、横滚角γ_nimu和磁航向角

，按照坐标变换原理可以得到导航坐标系OX_nY_nZ_n与IMU坐标系OX_imuY_imuZ_imu之间的导航→IMU坐标变换矩阵

然后，利用机体静止水平时的0度姿态角和磁航向角

，按照坐标变换原理可以得到机体坐标系OX_bY_bZ_b与导航坐标系OX_nY_nZ_n之间的机体→导航坐标变换矩阵

最后，利用所求的两个坐标变换矩阵

和

按照坐标变换原理可以得到IMU坐标系OX_imuY_imuZ_imu与机体坐标系OX_bY_bZ_b之间的IMU→机体坐标变换矩阵

传感器安装角补偿单元(4)接收安装角估计单元(3)传递的IMU坐标系与机体坐标系之间的坐标变换矩阵

并利用此变换矩阵按照安装角补偿关系式G_comp将IMU坐标系下IMU输出的加速度信息和角速度信息转换到机体系下，从而便于求解此后的航姿参数。

所述的斜置IMU安装角的快速估计与补偿***，其IMU坐标系定义为后左下，机体坐标系定义为后左下，导航坐标系定义为东北天。

本发明的适用于微惯性捷联航姿***中、斜置IMU安装角的快速估计与补偿***的优点在于：

(1)利用了IMU自身传感器的输出快速实现安装角的准确估计；

(2)允许IMU在机体内的任意安装角下进行安装，减少了微惯性捷联航姿***安装过程所耗费的成本；

(3)基于此方法设计的航姿***可直接安装在仪表板上，便于飞行员对飞机飞行状态的观察和控制，并简化了与显示设备通讯的布线方式；

(4)安装角的快速估计与补偿方法完全依靠软件编程实现，将其内嵌于微惯性捷联航姿***中的航姿计算机板上，对硬件设计没有丝毫附加要求，程序代码的模块化设计减少了处理器内存空间的占用，并且具有较好的可移植性；

(5)对估计好的安装角具有断电存储功能，保证了微惯性捷联航姿***整个过程的安全飞行。

附图说明

图1是微惯性捷联航姿***与飞机前端的装配示意图。

图2是本发明IMU安装角的快速估计与补偿的处理结构框图。

图3A是导航坐标系与IMU坐标系之间的坐标转换示意图。

图3B是导航坐标系与机体坐标系之间的坐标转换示意图。

图4是包括IMU在内的斜置捷联航姿***试飞结果图。

具体实施方式

下面将结合附图和实施例对本发明做进一步的详细说明。

参见图1所示，本发明是一种微惯性捷联航姿***中，斜置IMU安装角的快速估计与补偿***，图中所示，飞机前端的机舱内设置有飞行员座椅、飞行操纵杆、仪表板等。为了改善航姿***与仪表板上显示设备之间距离造成的影响，本发明人将微惯性捷联航姿***以一定的角度(安装角)安装在仪表板的背部，斜置放置IMU会造成陀螺、加表精度的降低，严重影响航姿结果。因此，本发明人采用了多坐标转换模式的快速估计与补偿***对斜置放置IMU时产生的IMU信息进行处理。在本发明中，微惯性捷联航姿***中包括有惯性测量组件(IMU)。

参见图2所示，本发明对斜置IMU信息处理包括有：传感器信息采集单元1、传感器消噪处理单元2、安装角估计单元3、传感器安装角补偿单元4；

传感器信息采集单元1对斜置IMU输出的加速度信息f₀和角速度信息ω₀进行采集与模数转换处理后，输出数字加速度信息f₁和数字角速度信息ω₁；

传感器消噪处理单元2对接收的数字加速度信息f₁和数字角速度信息ω₁，采用阈值限定方法进行野点剔除获得无野点加速度信息和角速度信息，然后对无野点加速度信息和角速度信息采用IIR低通滤波方法进行降噪平滑处理，获得消除高频噪声后的降噪加速度信息f₂和角速度信息ω₂，并将f₂、ω₂输出给安装角估计单元3；

在本发明中，所述阈值限定方法去野点是指IMU加速度计的当前输出值

与阈值ε_acc比较，如果当前时刻加速度计输出值

的绝对值大于ε_acc，则用前一时刻加速度计的输出作为当前时刻的加度计输出

，其中ε_acc取值为20g(g表示一重力场单位)；IMU陀螺的当前输出值

与阈值ε_gyro比较，如果当前时刻陀螺输出值

的绝对值大于ε_gyro，则用前一时刻陀螺的输出

作为当前时刻的陀螺输出

，其中ε_gyro取值为200°/s。

安装角估计单元3利用接收的降噪加速度信息f₂，首先按照姿态关系式G_att可以得到导航坐标系OX_nY_nZ_n与IMU坐标系OX_imuY_imuZ_imu之间的俯仰角θ_nimu和横滚角γ_nimu，并利用磁罗盘可以得到导航坐标系OX_nY_nZ_n与IMU坐标系OX_imuY_imuZ_imu之间的磁航向角

然后，利用俯仰角θ_nimu、横滚角γ_nimu和磁航向角

，按照坐标变换原理可以得到导航坐标系OX_nY_nZ_n与IMU坐标系OX_imuY_imuZ_imu之间的导航→IMU坐标变换矩阵

然后，利用机体静止水平时的0度姿态角和磁航向角

，按照坐标变换原理可以得到机体坐标系OX_bY_bZ_b与导航坐标系OX_nY_nZ_n之间的机体→导航坐标变换矩阵

最后，利用所求的两个坐标变换矩阵

和

，按照坐标变换原理可以得到IMU坐标系OX_imuY_imuZ_imu与机体坐标系OX_bY_bZ_b之间的IMU→机体坐标变换矩阵

在本发明中，参见图3A、图3B所示，俯仰角θ_nimu是指绕坐标系OX₁Y₁Z_n的Y₁轴旋转到坐标系OX₂Y₁Z₂的角度。横滚角γ_nimu是指绕坐标系OX₂Y₁Z₂的X₂轴旋转到坐标系OX_imuY_imuZ_imu的角度。磁航向角

可以是指绕导航坐标系OX_nY_nZ_n的Z_n轴旋转到坐标系OX₁Y₁Z_n的角度(图3A)，也可以是指绕导航坐标系OX_nY_nZ_n的Z_n轴旋转到机体坐标系OX_bY_bZ_b的角度(图3B)，即为磁罗盘的输出。在本发明中，IMU坐标系定义为后左下，机体坐标系定义为后左下，导航坐标系定义为东北天。

在本发明中，姿态关系式 $G_{\mathrm{att}}=\left\{\begin{array}{c}{\mathrm{\θ}}_{\mathrm{nimu}}=a\sin \left(f_{\mathrm{ximu}}\right)\\ {\mathrm{\γ}}_{\mathrm{nimu}}=-a\tan (f_{\mathrm{yimu}}/f_{\mathrm{zimu}})\end{array}\right.,$ 式中，f_ximu表示IMU中X轴加速度计的滤波输出值，f_yimu表示IMU中Y轴加速度计的滤波输出值，f_zimu表示IMU中Z轴加速度计的滤波输出值。

在本发明中，导航→IMU坐标变换矩阵

在本发明中，机体→导航坐标变换矩阵

在本发明中，IMU→机体坐标变换矩阵 $C_{\mathrm{imu}}^b={\left(C_n^{\mathrm{imu}}{C}_b^n\right)}^T,$ T表示坐标变换矩阵的转置。

传感器安装角补偿单元4接收安装角估计单元3传递的IMU坐标系与机体坐标系之间的坐标变换矩阵

并利用此变换矩阵按照安装角补偿关系式G_comp将IMU坐标系下IMU输出的加速度信息和角速度信息转换到机体系下，从而便于求解此后的航姿参数。

在本发明中，安装角补偿关系式 $G_{\mathrm{comp}}=\left\{\begin{array}{c}\left[\begin{array}{c}{f}_{\mathrm{bx}}\\ f_{\mathrm{by}}\\ f_{\mathrm{bz}}\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}{f}_{\mathrm{ximu}}\\ f_{\mathrm{yimu}}\\ f_{\mathrm{zimu}}\end{array}\right]C_{\mathrm{imu}}^b\\ \left[\begin{array}{c}{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{bx}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{by}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{bz}}\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ximu}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{yimu}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{zimu}}\end{array}\right]C_{\mathrm{imu}}^b\end{array}\right.,$ 式中，f_bx表示X轴加速度计坐标变换后机体系下的输出值，f_by表示Y轴加速度计坐标变换后机体系下的输出值，f_bz表示Z轴加速度计坐标变换后机体系下的输出值，ω_bx表示X轴陀螺坐标变换后机体系下的输出值，ω_by表示Y轴陀螺坐标变换后机体系下的输出值，ω_bz表示Z轴陀螺坐标变换后机体系下的输出值。

本发明的微惯性捷联航姿***中，斜置IMU安装角的快速估计与补偿***，其包括有下列估计与补偿处理步骤：

第一步：通过传感器信息采集单元1采集微惯性捷联航姿***中斜置IMU输出的加速度信息f₀和角速度信息ω₀，经模数转换得到数字加速度信息f₁和数字角速度信息ω₁；

第二步：在传感器消噪处理单元2中对采集获得的数字加速度信息f₁和数字角速度信息ω₁利用阈值限定法进行野点剔除，然后利用IIR低通滤波方法进行平滑消噪处理，从而获得无野点且平滑的降噪加速度信息f₂和角速度信息ω₂；

第三步：利用平滑降噪后IMU坐标系下的加速度计输出值f_ximu，f_yimu，f_zimu得到俯仰角θ_nimu和横滚角γ_nimu；

第四步：利用第三步得到的俯仰角θ_nimu、横滚角γ_nimu和磁罗盘提供的磁航向角

得到导航坐标系与IMU坐标系间的导航→IMU坐标变换矩阵

第五步：利用水平时的0度姿态角和磁罗盘提供的磁航向角

得到机体坐标系与导航坐标系间的机体→导航坐标变换矩阵

第六步：利用第四步和第五步得到的两个坐标变换矩阵可以得到IMU坐标系与机体坐标系之间的IMU→机体坐标变换矩阵

第七步：利用第六步得到的IMU→机体坐标变换矩阵

将IMU的传感器输出转换到机体坐标系下，以便此后的导航解算。

实施例1：

将包含有本发明斜置IMU安装角的快速估计与补偿***的微机械捷联航姿***以斜置20度的安装角方式固定安装在仪表板背部。若机体在高空1000m、速度300km/h飞行时，依次采集得到的机体飞行过程中俯仰角、横滚角、航向角的飞行情况如图4所示，从飞行情况上分析得到，经本发明估计与补偿后的机体飞行精度在±2度范围内。

实施例2：

将包含有本发明斜置IMU安装角的快速估计与补偿***的微机械捷联航姿***以斜置45度的安装角方式固定安装在仪表板背部。若机体在高空1000m、速度200km/h飞行时，依次采集得到的机体飞行过程中俯仰角、横滚角、航向角的飞行情况，从飞行情况上分析得到，经本发明估计与补偿后的机体飞行精度在±2.55度范围内。

通过试飞结果的分析，本发明提出的一种适用于微机械捷联航姿***中，斜置IMU安装角的实时估计与补偿***，可以以任意角度安装在仪表板背部的任意位置。

本发明提出的IMU安装模式利用IMU坐标系下IMU的传感器输出，及IMU坐标系、机体坐标系和导航坐标系之间的变换关系，完成对斜置IMU安装角的实时估计，并对斜置IMU传感器输出进行安装角的补偿，从而使得捷联航姿***可以以所需任意角度在机体内直接安装，降低了***成本，提高了***的可靠性。

Claims (3)

1.一种微惯性捷联航姿***中斜置IMU安装角的快速估计与补偿***，其特征在于：采用了多坐标转换模式的快速估计与补偿***对斜置放置IMU时产生的IMU信息进行处理；所述斜置IMU信息处理包括有传感器信息采集单元(1)、传感器消噪处理单元(2)、安装角估计单元(3)、传感器安装角补偿单元(4)；传感器信息采集单元(1)对斜置IMU输出的加速度信息f₀和角速度信息ω₀进行采集与模数转换处理后，输出数字加速度信息f₁和数字角速度信息ω₁；

传感器消噪处理单元(2)对接收的数字加速度信息f₁和数字角速度信息ω₁，采用阈值限定方法进行野点剔除获得无野点加速度信息和角速度信息，然后对无野点加速度信息和角速度信息采用IIR低通滤波方法进行降噪平滑处理，获得消除高频噪声后的降噪加速度信息f₂和角速度信息ω₂，并分别将f₂输出给安装角估计单元(3)，ω₂输出给传感器安装角补偿单元(4)；

安装角估计单元(3)利用接收的降噪加速度信息f₂，首先按照姿态关系式G_att可以得到导航坐标系OX_nY_nZ_n与IMU坐标系OX_imuY_imuZ_imu之间的俯仰角θ_nimu和横滚角γ_nimu，并利用磁罗盘可以得到导航坐标系OX_nY_nZ_n与IMU坐标系OX_imuY_imuZ_imu之间的磁航向角

；

然后，利用俯仰角θ_nimu、横滚角γ_nimu和磁航向角

，按照坐标变换原理可以得到导航坐标系OX_nY_nZ_n与IMU坐标系OX_imuY_imuZ_imu之间的导航→IMU坐标变换矩阵C_n ^imu；

然后，利用机体静止水平时的0度姿态角和磁航向角

，按照坐标变换原理可以得到机体坐标系OX_bY_bZ_b与导航坐标系OX_nY_nZ_n之间的机体→导航坐标变换矩阵C_b ⁿ；

最后，利用所求的两个坐标变换矩阵C_n ^imu和C_b ⁿ，按照坐标变换原理可以得到IMU坐标系OX_imuY_imuZ_imu与机体坐标系OX_bY_bZ_b之间的IMU→机体坐标变换矩阵C_imu ^b；

所述姿态关系式

式中，f_ximu表示IMU中X轴加速度计的滤波输出值，f_yimu表示IMU中Y轴加速度计的滤波输出值，f_zimu表示IMU中Z轴加速度计的滤波输出值；

所述导航→IMU坐标变换矩阵

所述机体→导航坐标变换矩阵

所述IMU→机体坐标变换矩阵

T表示坐标变换矩阵的转置；

传感器安装角补偿单元(4)接收安装角估计单元(3)传递的IMU坐标系与机体坐标系之间的坐标变换矩阵C_imu ^b，并利用此变换矩阵按照安装角补偿关系式G_comp将IMU坐标系下IMU输出的加速度信息和角速度信息转换到机体系下，从而便于求解此后的航姿参数；

所述安装角补偿关系式

式中，f_bx表示X轴加速度计坐标变换后机体系下的输出值，f_by表示Y轴加速度计坐标变换后机体系下的输出值，f_bz表示Z轴加速度计坐标变换后机体系下的输出值，ω_bx表示X轴陀螺坐标变换后机体系下的输出值，ω_by表示Y轴陀螺坐标变换后机体系下的输出值，ω_bz表示z轴陀螺坐标变换后机体系下的输出值。

2.根据权利要求1所述的斜置IMU安装角的快速估计与补偿***，其特征在于：所述阈值限定方法进行野点剔除是指IMU加速度计的当前输出值f₁ ^k与阈值ε_acc比较，如果当前时刻加速度计输出值f₁ ^k的绝对值大于ε_acc，则用前一时刻加速度计的输出f₁ ^k-1作为当前时刻的加速度计输出f₁ ^k，其中ε_acc取值为20g；IMU陀螺的当前输出值ω₁ ^k与阈值ε_gyro比较，如果当前时刻陀螺输出值ω₁ ^k的绝对值大于ε_gyro，则用前一时刻陀螺的输出ω₁ ^k-1作为当前时刻的陀螺输出ω₁ ^k，其中ε_gyro取值为200°/s。

3.根据权利要求1所述的斜置IMU安装角的快速估计与补偿***，其特征在于：IMU坐标系定义为后左下，机体坐标系定义为后左下，导航坐标系定义为东北天。

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