《《无人机结构与系统》教学ppt课件—第四章无人机航电系统.pptx》由会员分享，可在线阅读，更多相关《《无人机结构与系统》教学ppt课件—第四章无人机航电系统.pptx（41页珍藏版）》请在taowenge.com淘文阁网|工程机械CAD图纸|机械工程制图|CAD装配图下载|SolidWorks_CaTia_CAD_UG_PROE_设计图分享下载上搜索。
1、第四章第四章 无人机航电系统是无人机系统的重要组成部分，主要由飞行控制系统和导航系统组成。本章主要介绍飞行控制系统和导航系统的种类、组成、原理、性能参数等。学习导论第四章第四章学习目标1.了解飞行控制系统概述；2.掌握飞行控制系统的组成、类型及工作原理；3.了解飞控板种类和特点；4.了解无人机常用传感器工作原理；5.掌握无人机常用传感器种类及作用；4.了解导航系统的种类和现有导航系统各自的优缺点；5.了解惯性导航系统定义、种类和工作原理；6.掌握捷联式惯性导航与平台式惯性导航在结构和特点上主要区别；7.掌握全球卫星导航系统种类、组成及原理；8.掌握多卫星组合导航系统及惯性与卫星组合导航系统典型
2、产品；9.了解舵机概述、性能参数及工作原理；10.掌握舵机作用及结构。第四章无人机航电系统第四章无人机航电系统飞行控制系统概述第一节传感器第二节舵机第三节导航系统第二节第四章飞行控制系统概述4.1 飞行控制系统概述 飞行控制系统简称飞控系统，是控制无人机飞行姿态和运动方向的部件，是无人机完成起飞、空中飞行、执行任务、返场回收等整个飞行过程的核心系统，也称为自动驾驶仪（自驾），这也是无人机区别于航模的根本原因之一。实际上，无人机的飞控系统就相当于有人机的驾驶员，是无人机执行任务的关键。飞控系统的基本功能如下：1.导航解决“在哪儿”的问题。充分发挥飞控系统中各种传感器的功能，综合分析判断得到准确的
3、位置和姿态信息，是飞控系统要做的首要事情。2.控制解决“怎么飞”的问题。在上述准确的位置和姿态信息基础上，根据任务，通过算法计算出控制量，输出给电调，进而控制电机转速，进而实现姿态控制。3.决策解决“去那儿”的问题。飞行操控人员或者地面站操控无人机进行飞行，进而实现航迹控制。第四章飞行控制系统概述4.1.1 组成 飞控系统一般由传感器、机载计算机和执行机构三大部分，如图 4-1 所示。当某种干扰使无人机偏离原有姿态时，传感器检测出姿态的变化，计算机算出需要的修正偏量，执行机构将控制面操纵到所需位置。第四章飞行控制系统概述4.1.1 组成(1)惯性测量单元（IMU）包括加速度计、陀螺仪和磁力计，
4、主要得到无人机的姿态信息。常用的有 6 轴、9 轴和 10 轴三种，6 轴 IMU 包含三轴加速度计和三轴陀螺仪，9 轴IMU 是包含了三轴加速度计、三轴陀螺仪和三轴磁力计，而 10 轴 IMU 则是在 9 轴 IMU基础上加上气压计构成。(2)高度测量单元 包括气压传感器（简称气压计）和超声传感器。气压计测量得到绝对高度信息，而超声传感器测量得到相对高度信息，可实现悬停高度控制或避障。(3)全球定位系统（GPS）得到无人机的位置信息1.传感器 无人机飞控系统常用的传感器包括陀螺仪、加速度计、磁力计、气压计、超声波传感器及 GPS 模块等，这些传感器构成无人机飞控系统设计的基础。各传感器基本功
5、能如下：第四章飞行控制系统概述4.1.1 组成机载计算机是飞控系统的核心部件，是算法计算平台，由硬件和软件组成。硬件也就是电路板，由主处理控制器（常用的有通用型处理器（MPU）、微处理器（MCU）、数字信号处理器（DSP）及可编程门阵列（FPGA）、二次电源（5V、15V 等直流电源）、模拟量输入/输出接口、离散量接口、通信接口（RS232/RS422/RS485、ARINC429和 1553B 总线）、余度管理（信息交换电路、同步指示电路、通道故障逻辑综合电路及故障切换电路）、加温电路、检测接口等组成。软件也就是飞控程序，是一种运行于计算机上的嵌入式实时任务软件，不仅要求功能正确、性能好、效
6、率高，而且要求其具有较好的质量保证、可靠性和可维护性。主要模块有硬件接口驱动模块、传感器数据处理模块、飞行控制律模块、导航与制导律模块、飞行任务管理模块、任务设备管理模块、余度管理模块、数据传输和记录模块、自检测模块等。2.机载计算机3.执行机构无人机执行机构都是伺服作动设备，是飞控系统的重要组成部分。其主要功能是根据计算机的指令，按规定的静态和动态要求，通过对无人机各控制面和发动机油门的控制，实现对无人机的飞行控制。执行机构主要包括电调、电机、舵机等。第四章飞行控制系统概述4.1.2 类型飞控系统的分类方法有许多，按能源形式可分为气压式、液压式、电气式或者是这几种形式的组合。按调节规律（指飞
7、控系统输入信号与执行机构的输出量之间的函数关系）可分为比例式和积分式两种基本类型。1.比例式第四章飞行控制系统概述4.1.2 类型1.比例式第四章飞行控制系统概述4.1.2 类型2.积分式由于速度反馈产生这种积分关系，速度反馈又称为软反馈，故积分式飞控系统亦称速度反馈式飞控系统，或软反馈式飞控系统。它没有静态误差，但系统的稳定性差，结构复杂，应用受到一定限制。第四章飞行控制系统概述4.1.3 飞控板1.KK 飞飞控板控板KK 飞控板只有三个单轴陀螺仪，如图 4-5 所示。与一台最简单的四通道遥控器配，就能控制常见的三、四、六旋翼无人机，并且支持“十字”型、X 型、H 型和上下对置等多种布局。目
8、前最新版本是 KK4.5，与其他飞控板相比，该飞控板扩展性低、无自稳、不能定高及无 GPS，但其价格低廉及调试简单，依然拥有众多玩家，是初学者首选2.QQ 飞飞控板控板QQ 飞控板是一款轻量级的飞控（图 4-6），具有调试简单、价格便宜及有自稳功能等优点，但不能定高、不能姿态控制及无 GPS，更适用于穿越机。因为比 KK 多自稳功能，所以操作起来比 KK 简单3.MWC 飞飞控板控板该飞控板除了支持常见的四、六和八旋翼以外，还支持很多奇特的无人机类型，比 如 三 旋 翼、阿 凡 达 飞 行 器（BIcopteravatarstyle）、Y4 型多旋翼（其中两轴为上下对置）等，这也是该飞控板最大
9、特点。除此之外，MWC 飞控板分为标准版和高配版，具有成本较低、结构简单及固件比较成熟等优点第四章飞行控制系统概述4.1.3 飞控板4.APM 飞飞控板控板ArduPilotMega（简称 APM）飞控板是在 2007 年由 DIY 无人机社区（DIYDrones）基于 Arduino 的开源平台推出的飞控系统，也是迄今为止最为成熟的开源自动导航飞控系统，可支持多旋翼、固定翼、直升机和无人驾驶车等无人设备，如图 4-8 所示。通过 MissionPlanner 开源软件，开发者可以配置 APM 的设置、接受并显示传感器的数据、使用 GoogleMap 完成自动驾驶等良好的可定制性功能5.PX4
10、 和和 PIXHawk 飞飞控板控板PX4 飞控板是由 LorenzMeier 所在的瑞士小组开发的，拥有一个 32 位处理器。因此，能提供更多内存、运用分布处理方式及包含一个浮点运算协处理器，具有 APM 飞控板 10倍以上的 CPU 性能。PX4 系列最初有 PX4FMU 与 PX4IO 两个版本。PIXHawk飞控板是由3DR联合APM飞控板开发小组与PX4小组于2014年推出的PX4飞控板的升级版本6.零度零度飞飞控板控板零度飞控板分为两类，第一类是工业级商用的“双子星”（GEMINI）双余度飞控板，其集成了两套独立工作的 MC（内置 IMU）、GPS、磁罗盘，当主控设备出现意外时，从
11、控设备会自动接管对无人机的控制，并支持零度安全伞，意外情况自动开伞，为飞行提供了多重安全保障。第二类是无人机爱好者用的 YS 系列飞控板，主要有 YS-X6 系列（YS-X6/YS-X6-P）、YS-X4 系列（V1/V2/-）和 YS-S4 系列（V1/V2/V3/-）支持多旋翼无人机及 YS09 和 YS06支持固定翼无人机第四章飞行控制系统概述4.1.3 飞控板7.大疆大疆飞飞控板控板大疆飞控板分为两类，第一类为工业级商用的悟空系列飞控板，如 WooKong-M、A2、A3、A3Pro 等，如图 4-10 所示。集成了高精度的传感器元件，采用先进的温度补偿算法和工业化的精准校正算法，使无
12、人机系统具有稳定、高效和可靠的性能。第二类是多旋翼无人机爱好者用的哪吒系列飞控板，如 NAZA-MLite、NAZA-MV1，NAZA-MV2，如图 4-11 所示。这类飞控板采用一体化设计理念，将控制器、陀螺仪、加速度计和气压计等传感器集成在轻巧的控制模块中，且支持固件在线升级，使无人机系统的功能和硬件均可得到扩展。具有飞行稳定性好、手感和机动性强、售后服务好，安全性高、操作比 APM 飞控板简单等优点。第四章传感器4.2.1 陀螺仪1.传统陀螺仪传统陀螺仪是一种机械装置，主要由旋转轴、转子和支架等组成，如图 4-14 所示。(1)陀螺转子 常采用同步电机、磁滞电机、三相交流电机等拖动陀螺转
13、子绕自转轴高速旋转。(2)支架（内、外环）使陀螺自转轴获得所需角转动自由度。(3)附件 是指力矩马达、信号传感器等。第四章传感器4.2.1 陀螺仪2.微机械陀螺仪微机械陀螺仪即 MEMS 陀螺仪（图 4-16），MEMS（Micro-Electro-Mechanical Systems）是指集机械元素、微型传感器、微型执行器以及信号处理和控制电路、接口电路、通信和电源于一体的完整微型机电系统。工作原理：MEMS 陀螺仪利用旋转物体在有径向运动时所受到的切向力（科里奥利力），采用振动物体传感角速度的概念，利用振动来诱导和探测科里奥利力而设计的。在这个系统中振动和转动诱导的科里奥利力把正比于角速度
14、的能量转移到传感模式。MEMS 陀螺仪没有旋转部件，不需要轴承，可以利用微机械加工技术大批量生产。MEMS 陀螺仪的性能参数主要有：分辨率（Resolution）、零角速度输出（零位输出）、灵敏度（Sensitivity）和测量范围。这些参数是评判 MEMS 陀螺仪性能好坏的重要标志，同时也决定陀螺仪的应用环境，不同的应用场合对陀螺仪的各种性能指标有不同的要求。MEMS 陀螺仪主要特点有：1)体积小、重量轻，其边长都小于 1mm，器件核心的重量仅为 1.2mg。2)成本低。3)可靠性好，工作寿命超过 10 万 h，能承受 1000g 的冲击。4)测量范围大。第四章传感器4.2.2 加速度计1.
15、结构组成压电式 MEMS 加速度计根据用途分为多种结构，其中最常见的一类为纵向压缩型结构，其他压电加速度计都是在压缩型的基础上改装而来的。压缩型压电加速度计主要由是压电元件、质量块、弹性元件等组成，如图 4-17 所示。质量块作为敏感元件，能够感受外界的信号，通过螺栓、螺母和弹性元件对质量块预先加载，使之压紧在压电元件上。这样，可以保证在作用力变化时，压电元件始终受到压力。其次是保证压电元件的电压与作用力呈线性关系。这是因为压电元件在加工时，其接触面不可能是绝对平坦，如果没有足够的压力，就不能保证均匀接触。因此接触电阻在最初阶段将不是常数，而是随着压力变化的。但是，这个预应力也不能太大，否则将
16、会影响其灵敏度。测量时将传感器基座与被测对象牢牢地紧固在一起，输出信号由压电元件产生的电荷在导线的引导下传入到转换电路。第四章传感器4.2.2 加速度计2.工作原理自然界中某些物质，如石英、陶瓷等，在沿一定方向上受到外力的作用时，不仅会发生变形，且其内部会产生极化现象，同时在它的两个相对表面上产生正负相反的电荷。当外力去掉后，它又会恢复到不带电的状态，这种现象称为压电效应。在这过程中机械能转换为电能，此现象也称为正压电效应，如图 4-18a 所示。且放电电荷 q 与作用力 F 成正比例关系，如式（4-8）。相反，当在这些物质的极化方向上施加电场，其也会发生变形，电场去掉后，物质的变形随之消失，
17、这种电能转换为机械能现象称为逆压电效应，或称为电致伸缩现象，如图 4-18b 所示。由于压电式 MEMS 加速度计内部存在刚体支撑，通常情况下，压电式 MEMS 加速度 计不能测到“静态”加速度，只能测到“动态”加速度。而电容式既能测到“动态”加速 度，又能测量到“静态”加速度，所以，电容式 MEMS 加速度计应用广泛。目前，市场上 产品较多，无人机上多数采用飞思卡尔（Freescale）公司生产性价比高的微型电容式加速 度计 MMA7260 或者美国模拟器件公司（ADI）生产的加速度计 ADXL 系列。第四章传感器4.2.3 磁力计1.工作原理磁力计（Magnetic、M-Sensor）也叫
18、地磁、磁感器，是利用通电导线在磁场中产生的洛仑兹力来检测磁场强度的大小的传感器。磁力计的原理跟指南针原理类似，可用来测量磁场强度和方向、定位设备的方位及当前设备与东南西北四个方向上的夹角。地磁场也就是地球的磁场，像一个条形磁体一样由磁南极指向磁北极，是一个矢量。对于一个固定的地点来说，这个矢量可分解为两个与当地水平面平行的分量（X 和 Y）和一个与当地水平面垂直的分量 Z。若磁力计与当地的水平面平行，则磁力计的三个轴就和这三个分量相对应，如图 4-19 所示。实际上水平方向的两个分量 X 和 Y，它们的矢量和总是指向磁北极。磁力计中的航向角就是当前方向和磁北极的夹角。由于磁力计保持水平，只需要
19、用磁力计水平方向两轴（X 轴和 Y 轴）的检测数据（HX 和 HY）就可以用式（4.11）计算出航向角。当磁力计水平旋转的时候，航向角在 0-360之间变化。MEMS 谐振式磁力计具有灵敏度及分辨力高，驱动和检测方法成熟，且能够满足弱磁场的检测等特点而被广泛的应用。其工作原理是当外界有磁场时，在悬臂梁中通过频率等于悬臂梁的谐振频率的变电流，在洛仑兹力的作用使悬臂产生振动，振幅与外界磁场强度的大小成正比关系，通过检测振幅的大小就可得到磁场强度的信息。常用的电子罗盘是 LSM303DLH，结构示意图如图 4-20 所示。LSM303DLH 将加速计、磁力计、A/D 转化器及信号条理电路集成在一起，
20、通过 I2C 总线和处理器通信。这样只用一颗芯片就实现了 6 轴的数据检测和输出，降低了设计难度，减小了 PCB 板的占用面积，降低了元件成本。第四章传感器4.2.3 磁力计2.磁场干扰及校准磁场干扰是指由于具有磁性物质或者可以影响局部磁场强度的物质存在，使得磁传感器所放置位置上的地球磁场发生了偏差。磁场干扰分为硬磁干扰和软磁干扰。硬磁干扰是由周围物质所产生恒定磁场导致，其特点是外加磁场大小和方向都不会随着航向变化而变化。软磁干扰是由地球磁场与磁力计周围的磁化物质相互作用而产生，其特点是软磁场大小和方向随着磁力计的方位变化而变化。在绝大多数的应用中，硬磁干扰和软磁干扰同时存在，使得本地的实际磁
21、场可能会明显大于地球磁场，所以，磁力计需要有足够的量程进行测量和校准。而对于环境中的这些磁干扰，只需确定其在空间上与磁力计的位置关系，就能够对其进行校准补偿。常用的校准方法有平面校准方法和立体 8 字校准方法。(1)平面校准方法 将配备有磁力计的设备在 XY 平面内自转。(2)立体 8 字校准方法 将需要校准的设备在空中做 8 字晃动，原则上尽量多的让设备法线方向指向空间的所有 8 个象限。众所周知，惯性传感器的精度会随着时间的增长而降低，因为存在飘移，误差会积累，精度降低，从而使无人机的状态变化失去控制。所以在实际应用中，除了使用惯性传感器外还会采用气压计、超声波传感器、光流传感器等，充分利
22、用每种传感器的特长，让最终的运算结果更准确，以确保无人机有更好和更稳定的飞行状态。不过，市场上的飞控板自带有各种传感器，选购时要注意是否满足要求。第四章传感器4.2.4 气压计 气压计是根据托里拆利的实验原理而制成，用以测量大气压强的仪器。无人机上所用气压计是用来测量高度的，其原理是利用大气压与海拔高度的关系。地球上的大气压随着海拔高度的增加而减小，在 3000m 范围内，每升高 12m，大气压减小 1mmHg（汞柱），大约 133Pa（帕）。测高度气压计实际是压阻式压力传感器感，压力传感器的一个重要参数是灵敏度，初学者可以选择 MEAS（瑞士）公司的 MS5611 高分辨率气压计，其分别率可
23、达到 10cm。第四章传感器4.2.5 超声波传感器 超声波传感器是将超声波信号转换成电信号的传感器，是由超声波发射器、接收器、控制部分及电源组成。超声波发射器向某一方向发射超声波，在发射的同时开始计时，超声波在空气中传播，途中碰到障碍物就立即返回来，超声波接收器收到反射波就立即停止计时。超声波在空气中的传播速度为 340m/s，根据计时器记录的时间 t，依据式（4-12）计算出发射点距障碍物的距离 s。无人机使用超声波传感器的目的是要识别自身与物体的距离，以避免撞上其他物体。第四章传感器4.2.6 红外传感器 红外传感器是利用红外线为介质的的传感器。红外传感器可以探测具有一定温度的物体，使用
24、时可以避免碰触动物或人体。按照功能可分为如下五种。（1）辐射计 用于辐射和光谱测量。（2）搜索和跟踪系统 用于搜索和跟踪红外目标，确定其空间位置并对它的运动进行 跟踪。（3）热成像系统 可产生整个目标红外辐射的分布图像。（4）红外测距和通信系统。（5）混合系统 是指以上各类系统中的两个或者多个的组合。红外传感器一般由光学系统、探测器、信号处理系统、显示输出系统等组成，其中核心元件是探测器。根据探测机理，探测器可分成为光子探测器和热探测器。1)光子探测器.基于光电效应，利用入射光辐射的光子流与探测器材料中的电子相互作用，从而改变电子的能量状态，引起各种电学现象。2)热探测器.利用红外辐射的热效应
25、，探测器的敏感元件吸收辐射能后引起温度升高，进而使某些有关物理参数发生变化，通过测量物理参数的变化来确定探测器所吸收的红外辐射。第四章舵机4.3.1 概述舵机是一种位置（角度）伺服的驱动器，适用于那些需要角度不断变化并可以保持的控制系统。早期在模型上使用最多，在航空模型中，固定翼无人机的飞行姿态是通过调节电机和各个控制面来实现的。举个简单的四通固定翼无人机来说，有以下四个地方需要控制。1）电机转速，来控制无人机的拉力（或推力）。2）副翼控制面（安装在无人机翼后缘），用来控制固定翼无人机的横滚运动。3）水平尾控制面，用来控制固定翼无人机的俯仰角。4）垂直尾控制面，用来控制固定翼无人机的偏航角。这
26、样就需要四个舵机，而舵机又通过连杆等传动元件带动控制面的转动，从而改变固定翼无人机的运动状态。因此，控制面的伺服电机（马达，英文 servo）就是舵机。目前，在高档遥控玩具，如无人机、潜艇模型，遥控机器人中已经得到了普遍应用。舵机种类繁多，分类方法不同，名称也不同，常用分类方法有如下三种。1）按采用的能源分为气动舵机、电动舵机和液压舵机。2）按功用分为横舵机、直舵机和差动舵机。3）按操舵方式分为比例式舵机和继电式舵机。4）按照信号种类分为模拟舵机和数字舵机。第四章舵机4.3.2 组成 一般来讲，舵机主要由舵盘、齿轮组、电机、电路板、外壳等组成，如图 4-21 所示。舵机的齿轮箱有塑料齿轮、混合
27、齿轮、金属齿轮。塑料齿轮成本底，噪音小，但强度较低；金属齿轮强度高，但成本高，在装配精度一般的情况下会有很大的噪音。小扭矩舵机、微舵、扭矩大但功率密度小的舵机一般都用塑料齿轮，如 Futaba3003 和辉盛的 9g 微舵。金属齿轮一般用于功率密度较高的舵机上，比如辉盛的 995 舵机。Hitec 甚至用钛合金作为齿轮材料，其高强度能保证 3003 大小的舵机能提供 20 几 kg 的扭矩。混合齿轮在金属齿轮和塑料齿轮间做了折中，在电机输出齿轮上扭矩一般不大，用混合齿轮。舵机的外壳一般是塑料的，特殊的舵机可能会有金属铝合金外壳。金属外壳能够提供更好的散热，可以让舵机内的电机运行在更高功率下，以
28、提供更高的扭矩输出。金属外壳也可以提供更牢固的固定位置。舵机都是用信号线的颜色来区分功能的，中间的红色线是电源正极，棕色线是电源负极，剩下的橙色线是控制线。模拟舵机需要一个外部控制器（遥控器的接收机）产生脉宽调制信号来告诉舵机转动角度，脉冲宽度是舵机控制器所需的编码信息，常采用的是传统的 PWM 协议。PWM 信号为脉宽调制信号，其特点在于它的上升沿与下降沿之间的时间宽度。具有产业化、成本低、旋转角度大（目前所生产的都可达到 185 度）等优点；缺点是控制比较复杂。但是它是一款数字型的舵机，对 PWM 信号的要求较低：(1)不用随时接收指令，减少 CPU 的疲劳程度；(2)可以位置自锁、位置跟
29、踪，这方面超越了普通的步进电机。舵机的控制一般需要一个 20ms 左右的时基脉冲，该脉冲的高电平部分一般0.5ms-2.5ms 范围内的角度控制脉冲部分，总间隔为 2ms。当脉冲宽度改变时，舵机转轴的角度发生改变，角度变化与脉冲宽度的变化成正比。以 180 度角度伺服为例，那么输出轴转角与输入信号的脉冲宽度之间的关系，如图 4-23 所示。第四章舵机4.3.3 控制原理控制电路接收信号源的控制脉冲，并驱动电机转动；齿轮组将电机的速度成大倍数缩小，并将电机的输出扭矩放大响应倍数，然后输出；电位器和齿轮组的末级一起转动，测量舵机轴转动角度；电路板检测并根据电位器判断舵机转动角度，然后控制舵机转动到
30、目标角度或保持在目标角度，如图 4-22 所示。第四章舵机4.3.4 性能参数1.转速 在无负载的情况下舵机转过 60角所需时间为舵机转速，如图 4-24 所示。常见舵机的转速一般在（0.110.21s）/60之间。2.转矩 在舵盘上距舵机轴中心水平距离1cm处，舵机能够带动的物体质量为舵机转矩（扭矩），若物体质量是 n kg，则舵机转矩 n kgcm，如图 4-25 所示。3.电压 舵机推荐的电压一般都是 4.8V 或 6V。当然，有的舵机可以在 7V 以上工作，比如 12V的舵机也不少。较高的电压可以提高电机的速度和扭矩。选择舵机还需要看控制卡所能提供的电压。4.功率密度 舵机的功率（速度
31、转矩）与舵机的尺寸比值为该舵机的功率密度，一般同样品牌的舵机，功率密度越大，价格越高。舵机的性能参数主要有转速、转矩、电压、功率密度等。舵机的选型时，要对以上几个方面进行综合考虑。选择舵机需要先计算出转矩和转速，并确定使用电压后，选择有150%左右甚至更大转矩富余的舵机。图 4-24 舵机的舵臂转角 第四章导航系统4.4.1 惯性导航系统惯性导航系统（Inertial Navigation System，简写为 INS，以下简称惯导）是一种不依赖于外部信息，只依据运动载体本身的惯性测量（加速度）来完成导航任务的技术，也称为自主式导航系统。惯导的基本工作原理是以牛顿力学定律为基础，测量运动载体的
32、加速度后，经过一次积分可以得到运动速度，经过二次积分得到运动距离，从而给出运动载体的瞬时速度和位置参数，如图 4-26 所示。位移，速度和加速度三者之间的关系如式（4-13）和（4-14）。第四章导航系统4.4.1 惯性导航系统(1)优点 从式（4-13）和（4-14）可以得，只要用加速度计测出加速度，那运动载体在任何时刻的速度和相对出发点的距离就可以实时计算出来。这种完全依靠机载设备自主地完成导航任务，与外界不发生任何光、电联系。因此，隐蔽性好、工作不受气象条件的限制（可全天候、全时间地工作于空中、地球表面乃至水下）、导航信息连续性好而且噪声低、数据更新率高、短期精度和稳定性好等优点，使其成
33、为航空、航天和航海领城中的一种广泛使用的主要导航方法。(2)缺点 由于导航信息经过积分而产生，定位误差随时间而增大，长期精度差；每次使用之前需要较长的初始对准时间；设备的价格较昂贵；不能给出时间信息。1.特点第四章导航系统4.4.1 惯性导航系统从图 4-26 可以看出，惯导系统由以下四个部分组成。(1)加速度计 用来测量运动载体的加速度。(2)惯导平台 模拟一个导航坐标系，把加速度计的测量轴稳定在导航坐标系上，并用模拟的方法给载体的姿态和方位信息。为了减少作用在平台上的各种干扰力矩，平台一般采用陀螺仪作为敏感元件的稳定回路。为了使平台能跟踪导航坐标系在惯性空间的转动，平台还需要从加速度计到计
34、算机再到陀螺仪并通过稳定回路而形成的跟踪回路。(3)导航计算机 完成导航计算和平台跟踪回路中指令角速度信号的计算。(4)控制显示器 给定初始参数及系统需要的其他参数，并显示各种导航信息。2.结构第四章导航系统4.4.1 惯性导航系统从结构上来说，惯导系统可分为平台式和捷联式。(1)平台式惯性导航系统（Gimbaled Inertial Navigation System，简写 GINS）将陀螺仪和加速度等惯性元件通过万向支架角运动隔离系统与运动载物固联的惯性导航系统，工作原理图如图 4-27 所示。由图 4-27 可知，平台式惯导系统由三轴陀螺稳定平台（包含陀螺仪）、加速度计、稳定回路、导航计
35、算机、控制显示器等部分组成。其优点是因为直接模拟导航坐标系，所以计算比较简单；因为能隔离载体的角运动，所以系统精度高。缺点是结构复杂、体积大和制作成本高。平台式惯导又分为半解析式、几何式和解析式。1）半解析式：又称当地水平惯导系统，系统有一个三轴稳定平台，台面始终平行当地水平面，方向指地理北（或其它方位）。2）几何式：该系统有两个平台，一个装有陀螺相对惯性空间稳定；另一个装有加速度计，跟踪地理坐标系。3）解析式：陀螺和加速度计装于同一平台，平台相对惯性空间稳定。3.分类第四章导航系统4.4.1 惯性导航系统(2)捷联式惯导系统（Strap-down Inertial Navigation Sy
36、stem，简写为 SINS）无稳定平台，加速度计和陀螺仪与载体直接相连。载体转动时，加速度计和陀螺仪的敏感轴指向也跟随转动；陀螺仪测量载体角运动，计算载体姿态角，从而确定加速度计敏感轴指向；再通过坐标变换，将加速度计输出的信号变换到导航坐标系上，进行导航计算，如图 4-28 所示。由于其具有结构简单、体积小、重量轻、成本低、可靠性高、功能强、精度高以及使用灵活等优点，使得 SINS 已经成为当今惯性导航系统发展的主流。由于惯性元件直接装在载体上，环境恶劣，对元件要求较高；另外，坐标变换中计算量大。（3）.捷联式与平台式两个主要的区别(1)无省惯性平台 陀螺仪和加速度计直接安装在飞行器上，使系统
37、体积小、重量轻、成本低、维护方便。但陀螺仪和加速度计直接承受无人机的振动、冲击和角运动，因而会产生附加的动态误差。这对陀螺仪和加速度计就有更高的要求。(2)坐标变换 需要用计算机对加速度计测得的无人机的载体坐标系的加速度信号变换到导航坐标系，再进行导航计算得出需要的导航参数（航向、地速、航行距离和地理位置等）。这种系统需要进行坐标变换，而且必须进行实时计算，因而要求计算机具有很高的运算速度和较大的容量。3.分类第四章导航系统4.4.1 惯性导航系统在捷联式惯性导航系统中涉及坐标变换，那在导航系统中常用到坐标系如下：(1)地球坐标系（简称 e 系）原点为地球中心，z 轴指向地球极轴，x 轴通过零
38、子午线。(2)载体坐际系（简称 b 系）原点为载体重心，y 轴指向载体纵轴方向，z 轴指向载体竖轴方向。(3)平台坐标系（简称 p 系）描述平台式惯导系统中平台指向的坐标系，它与平台固连。如果平台无误差，指向正确，则这样的平台坐标系称为理想平台坐标系。(4)导航坐标系（简称 n 系）惯性系统在求解导航参数时所采用的坐标系。通常，它与系统所在的位置有关，对平台式惯导系统来说，理想的平台坐标系就是导航坐标系。例如，指北系统的平台理想坐标系为地理坐标系，也是指北系统的导航坐标系；捷联式惯导系统导航参数并不在载体坐标系内求解，它必须将加速度计信号分解到某求解导航参数较为方便的坐标系内，再进导航计算，这
39、个坐标系就是导航坐标系。4.导航用坐标系第四章导航系统4.4.2 全球卫星导航系统（1）组成GPS 由空间部分、地面测控部分和用户设备三部分组成，如图 4-29。1.全球定位系统（4-15）（3）分类1）静态定位单点定位：就是根据一台接收机的观测数据来确定接收机位置的方式。相对定位（差分定位）：是根据两台或两台以上接收机的测量数据来确定观测点之间的相对位置的方法。2）动态相对定位（4）特点1）定位精度高，速度快2）全球全天候定位3）测站间无需通视4）提供全球统一的三维地心坐标（地球坐标系）5）操作简便第四章导航系统4.4.2 全球卫星导航系统GLONASS 与 GPS 也有许多不同之处，主要有
40、如下三方面1)卫星发射频率不同：GPS 的卫星信号采用码分多址体制，每颗卫星的信号频率和调制方式相同，用不同的伪码区分不同卫星的信号。而 GLONASS 采用频分多址体制，靠不同频率来区分卫星，但每组频率的伪随机码相同。由于卫星发射的载波频率不同，GLONASS 卫星导航系统可以防止整个卫星导航系统同时被敌方干扰，因而，它具有更强的抗干扰能力。2)坐标系不同：GPS 使用地球坐标系（WGS-84），而 GLONASS 使用前苏联地心坐标系（PE-90）。3)时间标准不同：GPS 与世界协调时相关联，而 GLONASS 则与莫斯科标准时相关联。2.格洛纳斯卫星导航系统第四章导航系统4.4.2 全
41、球卫星导航系统Galileo 卫星导航系统的主要特点有如下三方面(1)民用为主 第一个由民间开发、主要为民服务的新一代全球卫星导航系统。实现完全非军方控制和管理，可以进行覆盖全球的导航和定位功能。(2)精度高 精度为 1m。(3)功能强大，服务多 除了全球导航定位功能外，还有全球搜索救援功能，并可向用户提供公开、安全、商业、政府等不同模式的服务。尽管 Galileo 卫星导航系统计划的预想目标很先进，但是由于资金投入问题使 Galileo卫星导航系统计划的执行出现了延迟。2011年“伽利略”第一颗和第二颗卫星首发成功，2012年 10 月发射了第三颗和第四颗卫星，太空中已有 4 颗正式的伽利略
42、系统卫星组成网络，初步发挥地面精确定位的功能。到 2016 年 12 月 15 日伽利略卫星定位系统投入使用。这比原计划延迟了 8 年。截止 2016 年 12 月，已经发射了 18 颗工作卫星，具备了早期操作能力，并计划在 2019 年具备完全操作能力。全部 30 颗卫星（调整为 24 颗工作卫星，6 颗备份卫星）计划于 2020 年发射完毕。3.伽利略卫星导航系统第四章导航系统4.4.2 全球卫星导航系统中国北斗卫星导航系统（BeiDou Navigation Satellite System，简称 BDS）是我国自行研制，为全球用户提供全天候、全天时、高精度的定位、导航和授时服务的全球卫
43、星导航系统。坚持“自主、开放、兼容、渐进”的建设原则，来建设世界一流、满足国家安全与经济社会发展需求、为全球用户服务的 BDS。BDS 由空间段、地面段和用户段三部分组成。根据系统建设总体规划，分三阶段进行建设。(1)试验阶段(2)亚太地区卫星导航系统建设阶段(3)全球星导航系统建设阶段。BDS 具有以下三方面特点：1)空间段采用三种轨道卫星组成的混合星座，与其他卫星导航系统相比高轨卫星更多，抗遮挡能力强，尤其低纬度地区性能特点更为明显。2)提供多个频点的导航信号，能够通过多频信号组合使用等方式提高服务精度。3)创新融合了导航与通信能力，具有实时导航、快速定位、精确授时、位置报告和短报文通信服
44、务五大功能。4.中国北斗卫星导航系统（BDS）第四章导航系统4.4.3 组合导航系统组合导航系统是指两种或两种以上不同的导航设备以适当的方式组合在起，利用其性能上的互补特性以获得比单一导航系统更高的导航性能。1.GPS/INS（1）组合结构GPS/INS 组合的三种功能结构分别是非耦合方式、松耦合方式和紧耦合方式，如图 4-36所示。由图 4-36a 可见，GPS 用户设备和 INS 两系统独立工作，功能互不耦合，数据单向流动，没有反馈，组合导航数据是由外部组合处理器产生的。外部处理器可以像一个选择开关那样简单，也可以用多工作模式卡尔曼滤波器来实现。非耦合方式具有如下四个特点。1）尽管可把全部
45、的硬设备装在一个实体的组合单元内，但 GPS 和 INS 在功能上却仍然是独立的。2）在 INS 和 GPS 均可用时，这是最易实现、最快捷和最经济的组合方式。3）由于有系统的冗余度，对故障有一定的承受能力。4）采用简单选择算法实现的处理器，能在航路导航中提供不低于惯导给出的精度。与非耦合方式不同，松耦合方式中 组合处理器与 GPS 及 INS 设备之间存在着三个反馈，依次是系统导航解至 GPS 用户设备的反馈、对 GPS 跟踪环路的惯性辅助及至 INS 的误差状态反馈，如图 4-36b 所示。第四章导航系统4.4.3 组合导航系统 有选择算法和滤波算法两种基本的组合算法。在采用选择算法的情况
46、下，只要 GPS 用户设备指示的解在其可接受的精度范围内，就选取 GPS 指示的 PVT 作为系统的导航解。当要求的输出速率高于 GPS 用户设备所能提供的速率时，可在相继 GPS 两次数据更新之间以 INS 的数据进行内插。在 GPS 信号中断期间，INS 解自 GPS 最近一次有效解起进行外推。所采用的是利用上一时刻的估计以及实时得到的测量进行实时估计的卡尔曼滤波算法。由于该算法能以线性递推的方式来估计组合导航的状态，所以便于计算机实现。状态参数通常不能直接测得，但能从有关的可测的量值中推算出来。这些测量值可以在一串离散时间点连续得到，也可以时序取得，而滤波器则是对测量的统计特性进行综合。
47、最常用的修正算法是线性滤波器，在这种滤波器中，修正的状态是当前的测量值和先前状态值的线性加权和。位置和速度是滤波器中常选的状态参数，通常称之为全值滤波状态参数。对于全值位置和速度状态而言，传播方程也就是无人机的运动方程。为了使全值滤波器传播方程能较好地反映实际情况，还应加上加速度状态参数。例如，GPS 指示的位置和速度是观测量，它们要通过全值状态的组合滤波器进行处理。在极端情况下，组合滤波器可能仅仅给出 GPS 接收机的位置数据，并将它当作组合后的位置。这种简化的情形就是上面提到的选择方式。在这种方式下，状态传播方程和任何其他可用的观测量都不予以考虑。对简化的情形，GPS 用户设备位置的权值等
48、于 1，传播状态的权值等于 0。通常把测量的权值叫做滤波器增益。1.GPS/INS第四章导航系统4.4.3 组合导航系统2.多传感器组合导航系统图 4-37 联合滤波结构方框图第四章导航系统4.4.3 组合导航系统 外部传感器 GPS、DNS、Loran-C 及公共系统（即惯导 INS）分别在四个局部滤波器输出局部最优的估计结果。主滤波器依次处理和综合所有的局部输出，给出全局最优的状态估计。由图 4-37 可见，作为公共系统的惯导为每个局部滤波器及主滤波器提供共享信息；每个外部传感器与惯导组合的局部滤波器事实上与传统意义上的卡尔曼滤波器没有多大的区别。联合滤波器结构有多种工作模式，而每种工作模
49、式各有其独特的性能特点，所以，可以根据用户对估计精度、实时处理能力、故障检测与隔离以及容错水平的实际要求，确定其适宜的工作模式。由于分块估计、两步级联联合滤波结构的实现是以平行滤波技术和信息共享原理为基础的，这种联合滤波器具有潜在的实时性好、容错性强和精度高的优点。此外，因为它有多种工作模式，故适变性强，可适于各种应用场合。实际上，可把联合滤波结构分成两大类；一类是最优滤波器，其主滤波器进行估计后需向局部滤波器反馈；另一类是次优滤波器，它没有从主滤波器向局部滤波器的反馈。前者能以较高的更新速率获得很高的导航精度；而后者的容错性能特别优异，也就是说，当某一局部传感器发生故障时，系统就立即剔除它所
50、给出的数据而不影响其余传感器间的组合，一旦该传感器恢复正常，它又能参与组合中去。目前，促进多传感器组合系统开发研究的直接原因是 GPS 在美国国防部的控制之下，这使世界各国的各类用户，尤其是军事用户，在使用 GPS 或 GPSINS 组合系统时心怀疑虑。多传感器组合导航系统的出现，将会摆脱过份依赖于 GPS 的弊端。在未来高科技的战争中，由于自主性、快速反应和集成协同作战的迫切要求及经常会采用凭借地形掩蔽，实施出其不意、低空突防的军事行动，必然会采用多传感器组合导航系统因此，未来多传感器组合导航系统很可能由 GPS、INS、TAN、SAR 和 JTIDS 构成。于是，几乎所有军用飞机都将装备这