一种小型无人机姿态确定系统与确定方法
【专利摘要】一种低成本、低功耗、算法简单、计算量小的小型无人机姿态确定系统与确定方法，确定系统包括：角速率陀螺芯片，用于测量无人机的滚动、俯仰与偏航角速率；三轴电子罗盘芯片，用于测量无人机飞行时的航迹方位角即偏航角；三轴加速度计芯片量重力在无人机本体坐标轴的分量；微控器芯片，通过I2C总线分别与角速率陀螺芯片、三轴电子罗盘芯片和三轴加速度计芯片连接，用于采集上述传感器的测量数据，并根据采集数据姿态确定方法确定无人机实时姿态。确定方法包括以下步骤：包括建立无人机本体坐标系与惯性坐标系之间初始方向余弦矩阵、更新姿态方向余弦矩阵、标准化方向余弦矩阵、计算无人机的修正三轴角速度和计算无人机三轴姿态角。
【专利说明】一种小型无人机姿态确定系统与确定方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及无人机飞行姿态确定【技术领域】，具体涉及一种基于多传感器数据融合的低成本、低功耗的小型无人机姿态确定系统与确定方法。
【背景技术】
[0002]无人机由于其成本低、无人员伤亡以及战场生存能力强等特点而广泛应用于军事目标的侦查与打击等众多领域，成为航空技术的重要发展方向，受到各国的高度关注。无人机的姿态控制系统是无人机正常运行并完成飞行任务的重要保障系统之一，而无人机姿态的确定是实现姿态控制的基础。因此，针对小型无人机低成本等特点，如何设计低成本高可靠性的姿态确定系统是目前研究的热点。
[0003]目前大多数的军事侦查无人机采用高精度的角速率陀螺进行姿态确定。该方法将角速率陀螺的测量值进行积分从而获得无人机的姿态信息。由于积分计算中存在一定的偏差，因此高精度的姿态确定需要高精度的陀螺。由于高精度陀螺存在成本高、重量大以及结构复杂等缺陷，从而使得采用高精度陀螺进行姿态确定的方案并不适用于低成本的小型无人机。事实上，低成本小型无人机通常采用低成本、体积小的微型电子机械传感器，但是此类传感器的精度低，积分角速率陀螺输出值将产生较大的漂移，从而无法提供高精度的姿态确定。
[0004]为提高低成本无人机的姿态确定精度，目前小型无人机常采用传感器融合技术将加速度计、磁强计及GPS等组成的无陀螺系统与角速率陀螺进行融合，确定无人机姿态。该方法利用角速率陀螺提供的姿态信息来“平滑”无陀螺系统，而无陀螺系统则用于校正角速率陀螺产生的漂移。因此采用适当的滤波器可将角速率陀螺与无陀螺系统结合，从而获得无偏的姿态信息。采用多传感器数据融合技术进行无人机姿态确定的核心在于融合不同传感器的滤波器。无人机姿态确定中常采用扩展卡尔曼滤波器或者非线性预测滤波器。然而这些滤波算法计算量大，算法复杂，显然不太适用于低成本、计算能力小的小型无人机姿态确定。
[0005]在低成本传感器的制约条件下，无人机的小型化、低成本化，迫切要求形成一种结构简单、计算量小、廉价但又具有较高精度和可靠性的姿态确定系统与确定方法。
【发明内容】
[0006]本发明的目的是为了解决现有技术存在的上述问题，提供一种低成本、低功耗、算法简单、计算量小的小型无人机姿态确定系统与确定方法，实现小型无人机低成本的姿态确定。
[0007]为解决上述技术问题，本发明采用如下技术方案:
一种小型无人机姿态确定系统，其包括:
角速率陀螺芯片，用于测量无人机的滚动、俯仰与偏航角速率；
三轴电子罗盘芯片，用于测量无人机飞行时的航迹方位角即偏航角；三轴加速度计芯片量重力在无人机本体坐标轴的分量；
微控器芯片，通过I2C总线分别与角速率陀螺芯片、三轴电子罗盘芯片和三轴加速度计芯片连接，用于采集上述传感器的测量数据，并根据采集数据姿态确定方法确定无人机实时姿态。
[0008]一种小型无人机姿态确定方法，包括以下步骤:
步骤一、采用欧拉角321坐标系旋转建立无人机本体坐标系与参考惯性坐标系之间的无人机姿态，并建立两坐标系之间的初始方向余弦矩阵R(O) e Wi3x3 ；
步骤二、更新姿态方向余弦矩阵。根据修正的三轴角速度值ω?= [?,(?) my(i) %(Of，步骤一中建立的初始方向余弦值i?(0),微控器芯片采样时间/以及》时刻的方向余弦信息，计算?+Λ时刻的方向余弦矩阵耶+ <*)为:
【权利要求】
1.一种小型无人机姿态确定系统与方法，其特征在于其包括: 角角速率陀螺芯片，用于测量无人机的滚动、俯仰与偏航角速率； 三轴电子罗盘芯片，用于测量无人机飞行时的航迹方位角即偏航角； 三轴加速度计芯片量重力在无人机本体坐标轴的分量； 微控器芯片，分别通过I2C总线与角速率陀螺芯片、三轴电子罗盘芯片和三轴加速度计芯片连接，用于采集上述传感器的测量数据，并根据采集数据姿态确定方法确定无人机实时姿态。
2.根据权利要求1所述的一种小型无人机姿态确定系统与方法，其特征在于所述姿态确定方法包括以下步骤: 步骤一、采用欧拉角321坐标系旋转建立无人机本体坐标系与参考惯性坐标系之间的无人机姿态，并建立两坐标系之间的初始方向余弦矩阵R(O) E K3x3 ； 步骤二、更新姿态方向余弦矩阵 根据修正的三轴角速度值?(O =[吟(0，步骤一中建立的初始方向余弦值i2(0),微控器芯片采样时间Λ，以及I时刻的方向余弦信息，计算?+Λ时刻的方向余弦矩阵为:
3.根据权利要求2所述的一种小型无人机姿态确定方法，其特征在于步骤一中初始方向余弦矩阵飒0)的建立过程为: 步骤a、设定无人机初始的滚动与俯仰姿态角均为零度，即與0) = 0°与巩0) = 0°，根据电子罗盘芯片输出的三轴测量值[Afs My MJt ,计算该测量值在无人机本体系&与&轴的投影分别为MigX =屹、= Α ; 步骤b、根据步骤a获得的MagX与MagY值计算初始偏航角_)的正余弦值分别为
4.根据权利要求2所述的一种小型无人机姿态确定方法，其特征在于步骤四中获得比例积分反馈输出修正项(6)为:
5.根据权利要求4所述的一种小型无人机姿态确定方法，其特征在于计算角速率陀螺总的偏移值《rj W为:
6.根据权利要求5所述的一种小型无人机姿态确定系统与方法,其特征在于偏航轴上的角速率陀螺偏移?的计算过程为:
7.根据权利要求5所述的一种小型无人机姿态确定方法，其特征在于滚动与俯仰轴上的角速率陀螺偏移的计算过程为:.M
【文档编号】G01C1/00GK103712598SQ201310748375
【公开日】2014年4月9日 申请日期:2013年12月31日 优先权日:2013年12月31日
【发明者】张爱华, 霍明夷, 霍星 申请人:渤海大学, 哈尔滨工业大学