一种基于SINS/GNSS组合导航的飞行器制导控制装置的制作方法

本实用新型涉及飞行器制导控制领域，具体地说涉及一种基于sins/gnss组合导航的飞行器制导控制装置。

背景技术：

为了提高飞行器对动态载体运动目标的跟踪精度或对动态系统的状态估计精度，需要多传感器的组合导航。单一传感器提供的信息很难满足目标跟踪或状态估计的精度要求，采用多个传感器进行组合导航，并将多类信息按某种最优融合准则进行最优融合，可望提高目标跟踪或状态估计的精度。惯性系统虽然具有完全自主性，工作时不需要任何的外界信息，也不会向外界辐射信息，但是其导航误差会随着时间不断积累，特别是当惯性元件精度不够高时，误差累积的速度将更快，所以惯性系统往往不能长时间单独工作。

技术实现要素：

本实用新型所要解决的技术问题是如何提供一种低成本、高精度、高可靠性的基于sins/gnss组合导航的飞行器制导控制装置。

为解决上述技术问题，本实用新型所采取的技术方案是：

一种基于sins/gnss组合导航的飞行器制导控制装置，包括cpu模块、gnss模块、mems模块和电源模块，所述cpu模块通过spi接口、rs232接口和电源接口连接所述mems模块、gnss模块和电源模块，用于形成舵控指令发送给舵控系统，控制舵面偏转；所述gnss模块通过rs232接口和离散量接口连接cpu模块，用于与cpu模块进行信息交互；所述mems模块通过spi接口连接cpu模块，用于与cpu模块进行信息交互；所述电源模块的输出端连接cpu模块、gnss模块和mems模块，用于为所述cpu模块、gnss模块和mems模块提供工作电压。

进一步的，所述gnss模块还包括gnss天线，所述gnss天线安装在飞行器外壁上。

进一步的，所述mems模块包括惯性测量器件和惯性接口电路，所述惯性测量器件包括三轴陀螺仪和三轴加速度计，所述三轴陀螺仪用于测量运动角速度，所述三轴加速度计用于测量运动加速度，所述惯性接口电路用于完成对惯性测量器件的数据采集处理和数据输出。

进一步的，所述cpu模块包括dsp子模块和fpga子模块，所述dsp子模块包括dsp芯片，所述dsp芯片的型号为omap-l137；所述fpga子模块包括fpga芯片，所述fpga芯片的型号为xc6slx100。

进一步的，所述mems模块的型号为adis16477-2amlz。

进一步的，所述dsp和fpga通过数据总线、地址总线和控制信号连接。

采用上述技术方案所产生的有益效果在于：本实用新型采用组合导航，充分利用惯性导航和卫星导航的导航信息，形成惯性导航和卫星导航不具备的功能和精度；综合利用惯性导航和卫星导航的信息，取长补短，扩大使用范围；惯性导航和卫星导航感测同一信息源，使测量冗余，提高整个系统的可靠性。

附图说明

下面结合附图和具体实施方式对本实用新型作进一步详细的说明。

图1是本实用新型的制导控制装置组成框图；

图2是本实用新型的组合导航滤波结构图；

图3是本实用新型的cpu模块结构框图。

具体实施方式

下面结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本实用新型的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。

在下面的描述中阐述了很多具体细节以便于充分理解本实用新型，但是本实用新型还可以采用其他不同于在此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本实用新型内涵的情况下做类似推广，因此本实用新型不受下面公开的具体实施例的限制。

本实用新型包括cpu模块、mems模块、gnss模块和电源模块，制导控制装置集成了计算机、惯导、gnss、配电的全部功能，分别实现导航、制导、姿控解算功能，惯性测量功能，卫星信号接收、导航功能，数字量、模拟量采集、输出及电源配电功能。如图1所示，gnss模块通过232通信接口连接cpu模块，mems模块通过spi接口连接cpu模块，电源模块通过电缆连接cpu模块、gnss模块和mems模块。

本实用新型的导航系统采用基于mems惯性器件的sins(惯性导航)/gnss(卫星导航)组合导航，其具有低成本、高精度、高可靠性的优点。sins系统和gnss系统具有很强的互补性，sins系统可提供高数据更新率和高带宽的比力，角速度、速度、位置、姿态信息，但其导航误差随时间累计增长；gnss系统能够提供高精度的速度、位置信息，且导航误差不随时间累积，但数据更新率较低。如图2所示，sins/gnss组合导航采用松耦合结构，利用卡尔曼滤波器估计姿态角偏差、速度偏差、位置偏差，进而对sins误差进行修正。图中p表示位置信息，v表示速度信息，f表示加速度信息，ω表示角速度信息。

系统方程描述如下：

z(t)＝h(t)·x(t)+v(t)

取采样时间为t，则离散化后的状态方程和量测方程分别为

xk＝φk,k-1xk-1+gk-1wk-1

zk＝hk·xk+vk

式中，xk为tk时刻的估计状态，φk,k-1为tk-1到tk时刻的一步转移阵；gk-1为系统噪声驱动阵；hk为tk时刻的量测阵；wk和vk分别为系统噪声序列和量测噪声序列；并且卡尔曼滤波要求wk和vk满足：

式中，qk是系统噪声wk的方差阵；rk是量测噪声vk的方差阵；δkj是克罗尼克函数。

卡尔曼滤波步骤如下：

状态一步预测

均方差一步预测

滤波增益

状态估计

估计均方误差

如图3所示，本实用新型的cpu模块集成了制导控制装置的所有计算资源，负责导航、制导、姿控算法解算，该部分功能基于“dsp+fpga”的架构实现，其中dsp的型号为omap-l137，fpga的型号为xc6slx100，对外通信可扩展至7路rs422总线。cpu模块主要负责通过内部总线和外部总线周期性的实时获取各个部件和外部系统提供的测量信息，经导航、制导、姿态结算后，形成舵控指令发送给舵系统，控制舵面偏转。cpu模块通过spi接口、rs232接口、其它离散量接口实现与其它设备的信息交互。

本实用新型的gnss模块主要用于完成gnssl1和bd2-b1卫星信息的接收处理，并将导航数据通过连接器传输至cpu模块，依据卫星接收模块内部高精度定时器向系统提供秒脉冲定时信号。gnss模块采用定制产品，兼容gps和北斗定位，通过232通信街口、离散量接口实现与cpu模块之间信息交互，还包括gnss模块匹配的天线，该天线也为独立结构，安装在飞行器外壁上。

本实用新型的mems模块的型号为adi公司的adis16477-2amlz，包括惯性测量器件和惯性接口电路，这两部分放置在统一结构空间中。惯性测量器件包括三轴陀螺仪及三轴加速度计，三轴陀螺仪负责测量运动角速度，三轴加速度计负责测量运动加速度；惯测接口电路完成对惯性测量器件的数据采集处理以及数据输出。mems模块通过spi接口实现与cpu模块之间的信息交互。本实用新型的电源模块将一次输入电源转换为mems模块、gnss模块、cpu模块所需的二次电源，通过线性光耦对电池信号进行采集。