无人机捷联惯性/全光自主组合导航系统研究

杨春雷

（中国科学院长春光学精密机械与物理研究所，长春130033）

无人机捷联惯性/全光自主组合导航系统研究

杨春雷

（中国科学院长春光学精密机械与物理研究所，长春130033）

针对无人机自主导航的应用需求，分析了星光敏感器和图像视觉导航单元各自性能并进行组合，构建了全光导航系统；再在传统组合导航基础上，与捷联惯导系统进行耦合，构建了捷联惯性/全光自主组合导航系统，确保在常规状态下可实现高精度导航；同时对无卫星定位系统支持状态下的捷联惯性/全光组合导航系统的导航定位能力进行了性能仿真测试；通过测试验证了在非常规状态下，无人机可独立依靠捷联惯性/全光导航系统实现自主导航，克服卫星导航系统失效等问题完成各项任务。

组合导航系统；无人机；自主；捷联惯导；全光导航

现代化战争对于无人机性能的需求越来越高，传统被动感知的组合导航过于依赖外部的地面和空中导航设备（GPS、BD等）而易受环境和敌方干扰，在未来信息战争中将处于劣势地位［1］。随着人工智能和信息技术的快速发展，为进一步提高无人机生存和自主作战能力，需要无人机能够更加独立自主地感知环境并完成导航任务［2-3］。因此，近年来各国均在传统组合导航基础上继续发展各类自主导航系统，特别是捷联惯性/星光自主导航等系统以其出色的抗干扰性和自主智能性能而得到广泛研究［4-6］。

而随着计算机视觉、光学系统设计与摄像测量的交叉发展，在原有星光导航的基础上，基于视觉信息的全光自主导航技术也成为一个新的研究热点［7］。全光自主导航系统利用机载光电探测设备实时感知周边环境信息，通过星敏感器进行观测定位［8］，再结合视觉导航技术与当前组合导航系统进行深耦合，实现全天候、高精度、高可靠自主飞行，且可以不依赖于地面和空中外部导航设备，在电子对抗和提高自主化程度方面具有较大优越性。

在综合上述成果的基础上，本文进一步研究了捷联惯性/全光组合导航系统，使其在常规环境下与传统组合导航进行耦合，确保高精度导航；在卫星导航系统失效的状态下，依靠主动感知进行独立自主导航，并对该导航效果进行了仿真分析。

1 全光组合导航

全光导航（all optic navigation system，AONS）一直被视为最优发展的导航技术之一。20世纪60年代出现了高精度的星体自动跟踪设备，能在白天观测三等星、夜晚观测七等星，并带有自动寻星、搜索和跟踪等功能，其精度较高，能跟踪多颗恒星，并对磁场不敏感，因而在80年代卫星定位技术成熟之前是最为常用的导航方式之一。但由于当时软硬件技术的不成熟，该技术的发展受到了很大限制。随着新世纪现代化信息战争的到来和图像处理软硬件技术的高速发展，星光导航系统由于其自主隐蔽等优势又重新成为了导航发展的热点，同时图像处理技术也日趋成熟。本文在综合分析研究星光导航的基础上，通过引入双目视觉定位导航系统，构建了可获得高精度的全光导航系统，并与惯导系统相结合，实现自主导航功能。

1.1 星光导航

星光导航（celestial navigation system，CNS）是通过对星体的观测数据来获取载体的姿态和位置，相对于地球惯性坐标系（earth inertial coordinate，EIC），恒星运动缓慢，因此在地球惯性坐标系中恒星是视为静止的。依据载体测量的星光矢量即可计算出飞行器相对于观测星的角度，如图1所示。

图1 地球惯性系下星光矢量分量

进而可计算出飞行器的姿态角，从而实现载体定位，其在地球惯性系中的位置为

式（1）中：RA为恒星赤道经度，DE为赤道纬度。在飞行器载体坐标系中，星光矢量可以通过从地球惯性系到载体测量坐标系转换矩阵来实现，即

根据上述式子及图1所示的坐标系转换间关系，从地球惯性坐标系到导航坐标系（选取地理坐标系）的坐标变换矩阵如式（3）所示

式（3）中：tG=tG0+ωiet；tG0是格林尼治时间角；λe0是格林尼治地理经度；λe为当前时刻的地理经度；Le是当前时刻的地理纬度；ωie是地球的自转角速度，通常取72.921 15 μrad/s。

1.2 双目视觉定位导航

双目视觉定位导航系统是通过两个相机通过特征提取，获得同一目标并进行同步计算工作的，它不需要激光测距仪或其他测距装置，根据三角测距原理［9］来测定距离的。取两个图像定位系统中的某一个的摄像机镜头中心为原点建立地面坐标系，坐标系的x轴上安装另一个图像定位系统，设两个图像定位系统的相机镜头中心的距离为s。两个视觉定位系统分别独立工作，将各自测得相对俯仰角和方位角进行综合，并根据相机间轴距，计算目标相对于相机的位置。双目视觉定位导航的空间定位原理如图2所示。

图2 双目视觉导航定位原理图

图2中A点为定位特征所在的位置，o1o2=s，α1，α2，β1，β2可结合星光导航信息，从两个视觉定位系统中通过图像标定而直接获取。结合图2和标定算法，无人机双目视觉定位算法其对应的求解过程如下

可得

从而可以得到导航参数

通过上述公式，即可计算出无人机的空间位置，再配合星光导航提供的信息即可实现无人机全光导航。

2 捷联惯导/全光组合导航

虽然全光导航可在理论上完成自主导航任务，但其精度仍受天气等影响，需要与捷联惯导系统进行耦合，以提高精度和适应性。捷联惯导/全光组合导航系统的基本原理，就是将已知星体相对于理想参考系的角度通过处理得到的计算值与实际星敏仪的测量值进行比较，取其差值作为组合导航系统误差的观测值，并以此对惯导系统进行修正，同时利用双目视觉定位信息与姿态转换矩阵进行耦合，进而提高导航的精度。本文捷联惯导/全光组合导航系统使用星光导航系统的主要目的是利用星光信息测量平台坐标系OXaYaZa相对于导航坐标系OXiYiZi的姿态失准角（φx，φy，φz），其作用相当于一个漂移很小的稳定陀螺，而使用双目定位信息并与惯导进行耦合则可进一步提高获取的位姿精度，该系统架构如图3所示。

图3 捷联惯导/全光组合导航系统架构框图

当飞行器所携带的全光导航系统在有效视场范围内成功将导航星及定位特征点进行捕获，并经星光及历史信息图像识别之后，即可通过定位算法获取当前的导航星光矢量，该导航星光矢量特征可表示为

理论星光矢量观测值为

理论值ps与实际观测值rs之间的偏差为：

依据实际观测矢量与理论矢量之差，可以推导出姿态失准角φ，其中，［rn×］是由rn的分量所构成的反对称矩阵。在坐标转换矩阵中，n'代表计算得到的平台坐标系，与由真实姿态角得到的姿态转换矩阵（即捷联矩阵）之间存在偏差，n系与n'系的转换关系由得到。

再将组合导航滤波器的状态向量经过Kalman滤波处理，并考虑星敏仪安装矩阵即可实现捷联惯导与全光导航的组合。

3 仿真测试

根据无人机自主导航的需求，在无卫星定位系统的基础上，设置相应的仿真初始条件，随机设置对应的初始姿态角误差Δθ（0），Δψ（0），Δγ（0）在［-1'～1'］范围内；随机设置对应的初始位置误差ΔX（0），ΔY（0），ΔZ（0）在［-10 m～10 m］范围内，并结合规划航迹和视景仿真系统选取一条按周期机动变化的载体模拟运动轨迹对本文捷联惯性/全光导航系统进行仿真测试，结果如图4、图5所示。

图4 捷联惯导/全光组合导航姿态误差仿真测试结果

图5 捷联惯导/全光组合导航位置误差仿真测试结果

由图4、图5可见，将所得姿态及位置估计曲线与理论轨迹进行对比，对应的姿态失准角稳态误差一般在±0.3'左右，对应的位置稳态误差在±5 m以内，且收敛速度较快，能够满足无人机自主导航系统的需求。

4 结论

本文首先分析了现代无人机对自主导航的发展以及需求；之后，在传统星光导航的架构上，引入了双目视觉感知定位系统，并将上述两者进行组合，构建了全光组合导航系统；在此基础上，分析了捷联惯导的原理和特性，研究了捷联惯导与全光导航的组合导航原理以及对应的系统状态方程和观测方程，并进行了系统推导和详细分析；最后结合上述模型进行了仿真分析，测试了该自主导航的性能。通过分析仿真结果，证实捷联惯导/全光组合导航系统可以较精确地获取载体位置及姿态信息，同时由于其具备自主隐蔽性，因此在未来信息化战争中必然具有更大的适用范围和使用优势。

［1］Gul F，Fang Jiancheng.Alternate of GPS for ballistic vehicle navigation［C］//Proceedings of the 1st International Symposium on Systems and Control in Aerospace and Astronautics，2006:19-24.

［2］韩景壮，厉明，周凌.无人机视景仿真平台设计与实现［J］.计算机测量与控制，2014，22（5）:1527-1529.

［3］王岩.一种星敏感器与捷联惯导高精度安装误差标定方法［J］.战术导弹控制技术，2009，26（3）:17-20.

［4］Farid Gul，Fang Jiancheng.En-route Alignment and Calibration of SINS by Celestial Observation and Distinctiveness of Free Fall Trajectory［C］//9th International Multi topic Conference，IEEE INMIC 2005.2005:l-6.

［5］陈海明，熊智，乔黎.天文-惯性组合导航技术在高空飞行器中的应用［J］.传感器与微系统，2008，27（9）:4-6.

［6］赵长山，秦永元，夏家和.SINS/星敏感器组合导航方案研究［J］.西北工业大学学报，2008，26（5）:631-635.

［7］杨波，王跃钢，徐洪涛.弹载惯性/卫星/星光高精度组合导航［J］.中国惯性技术学报，2010，18（4）:444-449.

［8］孙丽.激光捷联惯导/星光/卫星容错组合导航系统研究［D］.西安:西北工业大学，2007.

［9］江晟，曲昭伟，胡宏宇.基于像素-角度映射的摄像机标定算法［J］.哈尔滨工业大学学报，2012，44（8）:130 -135.

［10］高娟，韩惠珍，白军.SINS/GPS紧耦合与松耦合组合导航系统分析［J］.四川兵工学报，2011，32（10）:92-96.

（责任编辑周江川）

Research on SINS/AONS Autonomous Integrated Navigation System for UAV

YANG Chun-lei
（Changchun Institute of Optics，Fine Mechanics and Physics，Chinese Academy of Sciences，Changchun 130033，China）

According to the application requirements of autonomous navigation for UAV，all-optical navigation system（AONS）was constructed through the celestial navigation unit and image visual navigation unit.Then based on the traditional integrated navigation，the strap-down inertial navigation system（SINS）/ AONS autonomous integrated navigation system was carried out coupling with the SINS，which can provide the high precision navigation for UAV in the normal state.Meanwhile，the ability of SINS/ANOS integrated navigation system was tested by simulation and the navigation errors were analyzed in the state of the non-assistance of the satellite positioning system.The results show that in the abnormal situation，UAV can achieve autonomous navigation task depending on SINS/AONS integrated navigation system.And the precisions of position and attitude are accurate enough to overcome the loss problem of satellite navigation system.

integrated navigation system；UAV；autonomous；strap-down inertial navigation system；alloptical navigation system

杨春雷.无人机捷联惯性/全光自主组合导航系统研究［J］.四川兵工学报，2015（11）：4-7.

format：YANG Chun-lei.Research on SINS/AONS Autonomous Integrated Navigation System for UAV［J］.Journal of Sichuan Ordnance，2015（11）：4-7.

TN967.2

A

1006-0707（2015）11-0004-04

10.11809/scbgxb2015.11.002

2015-07-10

中国科学院知识创新工程国防科技创新资金资助项目（YYYJ-1122）

杨春雷（1983—），男，博士，副研究员，主要从事无人机总体技术、无人机导航技术研究。