基于MEMS传感器的数字式航姿系统设计*

李泽民，段凤阳，李赞平

（空军航空大学航空控制工程系，吉林长春 130022）

0 引言

航姿系统（attitude heading reference system，AHRS）是导航系统的一个分支。系统提供载体当前的航向角、横滚角、俯仰角3个导航参数，以引导驾驶员准确地了解飞机姿态，正确驾驶。使用模拟调平技术的传统框架式航姿系统质量重、体积大、可靠性低、维修成本高，已经不能满足新的应用需求。捷联式惯性系统，陀螺仪和加速度计直接固连在运载体上，不再需要机械稳定平台，通过导航计算机来完成稳定平台的功能，即用“数学平台”取代物理平台。随着微电子技术、集成电路技术和加工工艺的发展，采用微机电系统（MEMS）技术的惯性传感器由于具有体积小、质量轻、成本低、抗冲击能力强、产品可靠性高等优异特性，已大量应用于汽车、航空、航天、武器制导等军民领域［1］。设计制造由微惯性传感器与其他传感器相结合的数字式捷联惯性航姿系统成为必然趋势，对提高国防力量具有意义重要。

本文设计并实现了基于微惯性传感器和微磁传感器，采用卡尔曼滤波进行传感器数据融合和状态最优估计的数字式捷联惯性航姿系统，阐述了系统的硬件组成、力学编排以及滤波器设计，并在实验室条件下进行了静态和跟踪实验。

1 硬件结构

捷联式数字惯性航姿系统主要由传感器单元、温控电路、数字通信模块、导航计算机、显示转换模块、显示器等几部分构成，如图1所示。陀螺为三轴高精度MEMS陀螺仪STIM202，加速度计为三轴 MEMS 加速度计 CS—3LAS—02，将它们以精确、固定的相对位置封装构成微惯性测量单元MIMU。磁传感器为三轴磁强度计MCN202，为了避免其他传感器和设备的电磁环境对它的影响，将磁传感器置于电磁干扰较弱的地方。

图1 航姿系统硬件框图Fig 1 Hardware block diagram of AHRS

以上所述传感器都是以RS—422串口通信方式输出数字量，导航计算机至少需要3个串口。采用添加计算机串口的形式配置多串口，会占用较多的CPU资源，影响导航系统的实时性。因此，采用了智能多串口卡构成数字通信模块。数据由多串口卡的串口接收，存储在该卡上的双口RAM，在时统信号到达时由CPU读出，从而有效地减少了对CPU时间的占用。

导航计算机采用PC104—1814CLDNA，该系列工控机是一种面向高端应用的低功耗嵌入式PCI104—Express结构的主板。板上集成了Intel®最新低功耗双核CPU Intel®Duo SU9300，主频800 MHz，板载1 G内存、2 G ROM。工作温度－40～+85℃。显示转换模块采用Intel®GS45芯片组集成显示模块，根据需要分配显示内存，支持VGA显示，双通道的LVDS显示（24 bit）和VGA+LVDS双显示功能。温控电路用来维持微惯性测量单元MIMU和导航计算机工作在额定温度范围内，减小温度对系统性能的影响。

操作系统是整个系统的核心，利用微软提供的嵌入式操作系统开发工具包，构建了兼容性好、安全可靠、性能优异的WES（windows embedded standard）嵌入式操作系统。该系统支持除了硬盘以外的其他多种非易失性（永久性）读/写存储设备启动。从而可以将系统布署在板载ROM上，而不用另加固态硬盘，减小了系统的成本和复杂度。

2 力学编排

数字式捷联航姿的机械编排如图2所示。惯性器件存在确定性误差和随机误差。对于确定性误差，通常的做法是在使用前对其进行测试标定，利用文献［2］提出的一种静态多位置标定方法对惯性传感器进行了标定，以消除初始零位、安装误差和刻度因子误差等确定性误差的影响［2］。并将上电稳定后1 min内的陀螺数据取平均，存储此均值作为陀螺随机误差中的常值漂移补偿项，在以后的计算中都减去该项，对常值漂移进行补偿。由于磁传感器存在由周围环境中的软硬磁材料引起的罗差，所以，在使用前采用文献［3］提出的基于递推最小二乘的航姿系统罗差校正方法，对磁传感器做了罗差校正［3］。

图2 捷联航姿系统解算框图Fig 2 Computational block diagram of strap-down AHRS

系统开机稳定后的一段时间内，载体一般仍处于静止状态，此时满足磁修正条件，所以，以此时间段内的磁航向和加速度计得到的姿态角均值作为陀螺姿态四元数解算的初始四元数。利用陀螺测量数据，采用四元数法更新姿态四元数。陀螺具有良好的动态性能，但漂移较大，长时间工作不能保证姿态精度。利用加速度计和磁阻传感器对地球重力场和地磁场的测量值来补偿陀螺的漂移，由陀螺保证载体具有动态加速度时的稳定性，这样既可以提高系统的精度，又增强了系统的鲁棒性。具体实现:通过加速度计实时监控姿态机动状态。机动剧烈时，系统工作在半罗盘状态，由陀螺输出解算姿态角;载体较平稳时，一旦满足设定的磁修正条件，使能加速度计姿态角和磁航向角计算，并对卡尔曼滤波器增益进行调节，以修正陀螺漂移，并用修正后的姿态航向角修正迭代四元数。用更新频率较高的陀螺数据驱动显示程序，实时显示航向姿态信息。

3 滤波器设计

以四元数和陀螺漂移为状态量，加速度比力输出和磁航向为观测量，设计卡尔曼滤波器［4］，如下:

状态方程为

量测方程为

其中，状态变量 X=［q0，q1，q2，q3，εx，εy，εz］，qi为四元数向量，εi为陀螺漂移;输出变量 Z=［fbx，fby，fbz，ψm］，fbi为加速度计比力输出，ψm为磁航向;观测量H由陀螺输出H1和加速度计与磁传感器输出H2组成;W，V分别是系统过程噪声和观测噪声。

其中

一步预测方程为

一步预测方差阵为

其中，Φk是A的离散化展开式。

滤波增益矩阵

系统工作在半罗盘和磁修正时测量矩阵分别为H1和H2，对应的状态估计方程为

其中，g1为磁修正无效时陀螺观测量，f2为磁修正有效时航向观测量。估计误差方差阵为

按以上方程进行离散型卡尔曼滤波方程迭代运算，估计出四元数，通过四元数与姿态航向角的关系得到姿态航向信息。

4 实验验证与分析

4．1 测试标定与罗差校正

实验室条件下，分别将磁传感器、陀螺和加速度计安置在精密转台上。对磁传感器采用基于递推最小二乘的航姿系统罗差校正方法进行了罗差校正，罗差Δα=1．2°;利用静态多位置标定方法对惯性传感器进行了标定，结果如表1所示。

表1 惯性器件参数标定结果Tab 1 Parameter calibration results of inertial sensor

4．2 静态试验

在无输入条件下，保持系统静止。连续采集解算后的23000组数据，如图3所示。

图3 静态误差曲线Fig 3 Curve of static error

可以看出:系统能够保持良好的静态稳定性，航向角、俯仰角和横滚角最大偏差分别为0．0214°，0．0283°和0．0141°

4．3 航向跟踪试验

控制转台沿方位轴转动，从零点正向转动至90°，然后反转回到零点。图4给出了跟踪转台的航向输出曲线、系统解算的航姿曲线以及两者的偏差曲线。从图中可以看出:最大偏差角为0．4645°，说明系统能够较好地跟踪航向轨迹，具有良好的动态性能。

图4 航向跟踪曲线Fig 4 Curve of heading tracking

5 结论

本文设计的基于微惯性传感器和磁传感器的数字式捷联惯性航姿系统，利用加速度计和磁阻传感器对地球重力场和地磁场的测量值来补偿陀螺的漂移。由陀螺保证载体具有动态加速度时的稳定性，既提高了系统的精度，又增强了系统的鲁棒性。实验结果表明:系统满足航姿系统精度要求，方案简单可行。

［1］ 李荣冰，刘建业，曾庆化，等．基于MEMS技术的微惯性导航系统的发展现状［J］．中国惯性技术学报，2004，12（6）:88－94．

［2］ Frosio I，Pedersini F，Borghese N A．Autocalibration of MEMS accelerometers［J］．IEEE Transactions on Instrumentation and Measurement，2009，58（6）:2034 － 2041．

［3］ 郭鹏飞，华春红，任 章，等．基于递推最小二乘的航姿系统罗差校正［J］．中国惯性技术学报，2008，16（1）:24 －27．

［4］ 汪 芳，朱少华，雷宏杰．基于卡尔曼滤波器的数字式捷联航姿系统算法设计［J］．中国惯性技术学报，2008，16（2）:208－211．