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关于SINS/GPS的无人机组合导航系统建模与仿真

来源:www.timetimetime.net 时间:2020-01-13 编辑:语录

无人机是一种现代高科技航空航天飞机。随着科学技术的不断发展,无人机已广泛应用于世界经济,社会,军事等领域。无人机的技术特征决定了经常需要在地形危险且天气恶劣的环境中执行任务。因此,非常需要飞行参数的准确性,例如位置,速度,姿态和其他参数。子系统之一的导航系统在无人机的飞行中起着极其重要的作用。当前的无人机导航系统主要包括SINS(条纹惯性导航系统),无线电导航系统,GPS,大气数据系统,地磁导航系统等。各种导航系统具有不同的特性,并且融合了每个传感器的导航数据。根据不同环境和任务的需要合理使用信息源是无人机导航系统设计的核心。

SINS(带惯性导航系统)是一种完全自主的导航系统,它通过使用自身的惯性原件来感测相对于惯性空间的载体的角速度和加速度信息,从而确定载体的位置,速度和姿态。它可以提供载体的实时连续和完整导航。这些参数具有较高的抗干扰能力和保密性能,但存在导航误差随着时间累积的缺陷。

卫星导航系统是一种天基无线电导航系统。 GPS是杰出的代表。它具有全天候和全天候的实时导航功能。它具有数据输出稳定,精度高,使用成本低的优点,还具有数据输出功能。速率低,信号容易失锁,无法提供连续的导航信息。

考虑到无人机的特点以及SINS和GPS导航系统的优缺点,可以将两者组合形成一个SINS/GPS集成导航系统,可以有效地吸收两者的优势,弥补彼此的不足。该系统的导航精度,数据更新率和抗干扰能力可以作为无人机导航系统的可靠技术解决方案。

1 SINS/GPS组合导航系统的数学模型

1.1无人机飞行路径设计

为了在无人机飞行过程中对导航信息进行数学验证,必须首先进行无人机的飞行路径设计。飞行轨迹的设计思想基于无人机运动的数学特征和计划的轨迹信息。利用捷联惯导系统导航信息源的实时积分解获取地理坐标系中的位置,速度,姿态等参数。飞机在不同飞行阶段的飞行路径信息可以通过不同的控制方法来模拟运动轨迹。本文设计的无人机的飞行状态为:加速爬升均匀爬升均匀右转均匀左旋均匀俯冲均匀俯冲均匀减速,飞行时间为3000s。

1.2 SINS/GPS组合导航系统的建模

SINS/GPS组合导航系统可以采用经典的卡尔曼滤波算法,并在其数学模型中包含系统的状态方程和测量方程。以SINS的误差作为状态量,状态方程表示为

X(t)=F(t)X(t)+ G(t)W(t)。

本文的组合导航系统设计采用位置和速度组合的松散组合,以捷联惯导系统和GPS解算器的位置和速度之差作为量的量度,其测量方程为

Z(T)=H(t)的X(t)+ V(t)的

其中:V(t)是GPS测得的白噪声; H(t)是测量矩阵。状态方程和测量方程的参数的特定表达式可以在相关文献中找到。

根据计算需要离散系统方程

2仿真分析

本文采用MATLAB软件进行程序设计,对SINS和SINS/GPS组合导航系统的误差进行了仿真和比较。模拟的初始条件设置如下:

SINS求解的三个初始平台角度误差为1',1',1',三个方向的速度分辨率误差为0.2m/s,0.2m/s,0.1m/s和三个方向的位置。求解误差为5m,5m,3m,陀螺仪恒定漂移分别为0.01°/h,0.01°/h,0.01°/h。加速度计的恒定偏移量分别为1×10-4g,1×10-4g。1×10-4g,SINS的分辨周期,φk| k-1和γk-1的离散周期均为0.01s,GPS解决方案的初始位置测量噪声方差分别为2m,2m,1m。测速噪声的方差为0.05m/s,0.05m/s,0.05m/s,GPS解算周期和组合导航滤波周期均为1s。采用本文设计的飞行路径。

从以上仿真结果可以看出,SINS解的误差随着时间的积累而明显发散。这是因为随着时间的累积,加速度计的恒定偏差会不断增加,从而位置和速度的求解误差会越来越大。更大。同时,由于姿态和位置速度之间的耦合关系,平台角度误差和陀螺仪的恒定漂移也会影响位置和速度解。因此,SINS不能用作无人机的独立导航系统。但是,经过卡尔曼滤波处理后,捷联惯导/GPS组合导航系统的位置和速度误差明显收敛。三个方向的位置误差均小于1m,速度误差可达0.05m/s,导航精度明显提高。最佳估计导航参数的理想效果。

3结论

导航系统的性能在确定无人机是否可以执行高质量任务方面起着至关重要的作用。 SINS和GPS集成导航系统结合在一起,形成了互补的SINS/GPS集成导航系统。根据无人机的飞行环境和特点,卡尔曼滤波算法可以有效地估计和纠正无人机的飞行过程。位置和速度误差可以显着提高导航精度和可靠性,可以用作理想的无人机导航系统。

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