平流层空域处于飞行高度最高的飞机和轨道最低的卫星之间,加之其具有良好的电磁特性和非常稳定的气象条件,因此人们不断地尝试利用平流层飞艇作为可长期驻空的平台进行通信、对地观测、国土资源监测和预警等。由于飞艇具有独特的优势：可直升、可长时间滞空,且具有较大的有效载荷能力和低能耗等特点,被人们称为“多功能航空器,因此世界各国都在飞艇方面开展了多种多样的研究。

鉴于平流层高空飞艇组合导航系统设计的复杂性,工程中利用低空飞艇对其进行验证分析。由于低空飞艇所提供的升力有限,因此组合导航系统的小型化及经济化势在必行。针对这种现状,本文设计了基于DSP+MCU的专用导航计算机。小型验证飞艇飞行试验验证了该系统可满足实时性和精度的要求,为平流层飞艇的研制打下了基础。

1 组合导航系统的基本原理

1．1 导航器件的特性

惯性导航系统是一种计算机技术和惯性测量装置组合的自主式空问基准保持系统,在航天、航空、航海及陆地车辆上有着广泛的应用。根据结构可将其分为两大类：平台式和捷联式。捷联式惯导系统将惯性测量元件(陀螺和加速度计)固连在载体上,省去了传统的机电平台,具有结构简单、体积小、重量轻、成本低的优点。其中,微惯性测量组合(MIMU)与传统的惯性组合相比由于具有尺寸小、重量轻、成本低、功耗小、寿命长、可靠性高和动态性能好等一系列无法比拟的优点,因此其应用前景也越来越广阔,是当今惯性技术发展的一个重要方向。基于本系统的具体应用领域。本组合导航系统选用捷联式微惯性测量组合(SMIMU)。

CPS具有定位精度高、价格低廉等优势,在许多领域得到了广泛的应用。介绍其工作原理的文献比较多,在此不再赘述。

1.2 组合系统的状态方程

选取状态变量为惯导系统的各误差项,系统采用东北天为其导航坐标系．通过对系统的性能和各种误差源的分析,得到组合导航系统的状态方程为：

1．3 量测方程

在位置、速度组合模式中有两组量测值：惯导系统给出的经度、纬度、高度信息和GPS接收机给出的相应信息的差值;两个系统给出的速度差值。利用这两组差值可得SMINS/GPS组合的量测方程为：

实际载体中,将组合导航系统测量得到的各种参量送入导航计算机,经过一定的数据融合后对载体进行相应的控制。

2 系统硬件设计

长期以来捷联导航计算机一直采用X86为核心的计算机结构,这不仅使得系统结构复杂、体积庞大、功耗较高,并且程序效率和直接操作硬件的灵活性都受到影响。因此本系统中采用运算精度高、接口资源丰富、成本低廉的高速DSP作为核心运算单元。

2．1 主要硬件特征

本系统导航计算任务由高速DSP完成,型号选用TI公司最新推出的32位定点DSP控制器——TMS320F2812芯片。该处理器采用程序与数据分离的哈佛结构,提升了数据吞吐量。其频率高达150MHz,大大提高了控制系统的控制精度及核芯片处理能力;集成了128KB的闪存、4KB的引导ROM及2KB的OTP ROM,可用于软件开发及对现场软件进行升级时的简单再编程;优化过的事件管理器包括脉冲宽度调制(PWM)产生器、可编程通用计时器以及捕捉译码接口等;片上标准通信接口可为主机、测试设备、显示器及其他组件提供简便的通信端口。这些特性使得TMS320F2812非常适合计算量大、实时性强、对计算精度要求高、接口复杂的处理环境。

利用MCU完成数据采集、接口扩展、电源开发和人机交互的功能,型号选为Cygnal公司的C8051F021。该芯片采用流水线结构,大大提高了指令运行速度,最大速度可达25MIPS。其含有丰富的数字外设,包括4个8位I／0端口,可同时使用的硬件包括SMBus、SPI和两个增强型UART串口,5个通用的16位计数器/定时器,专用的看门狗定时器。该芯片的时钟频率达到25MHz。作为导航计算机的从处理器,该芯片能够方便地扩展接口,实时采集各路传感器信号。

2．2 基于DSP的系统硬件组成

基于DSP的硬件结构如图1所示。惯性测量元件包括3个陀螺仪和3个加速度计。TMS320F2812带有12位流水线的模,数转换器(ADC),模/数转换单元的模拟电路包括前向模拟多路复用开关(MUXs)、采样/保持(S／H)电路、电压参考以及其他的模拟辅助电路。其模,数转换模块(ADC)有16个通道．可以配置为两个独立的8通道模块,分别服务于事件管理器A和B。因此陀螺仪与加速度计测量得到的角速度与加速度信息不必再通过外围专门的模,数转换电路,而是经过一定的信号预处理之后直接送入DSP。这样就简化了系统的硬件重量及复杂度,提高了系统的可靠性。GPS采集到的位置、姿态等数字量信息可以通过RS232串口送入DSP。

TMS320F2812所带的SPI(串行外设接口)是一个高速同步的串行输入/输出口。SPI的通信速率和通信数据长度都是可以编程的,它可以方便地用于和其他处理器之间的通信。

大量的导航计算由TMS320F2812完成,主要包括惯性元件的误差补偿、初始对准、姿态矩阵计算、四元数计算、等效转动矢量计算、速度位置计算和姿态计算、GPS数据与惯性数据的融合等。计算得到的飞艇姿态、位置等信息分别被送往数传电台、电动机和MCU等装置进行相应的操作。

C8051F021主要完成底层控制。根据TMS320F2812传入的数据,对舵机和能源进行相应的控制;并且将实时导航数据(速度、位置、姿态)送入液晶显示器,方便人机交互。对C8051F021的外部I／O端口进行接口扩展,完成相应的控制任务。

3 系统软件设计

以第l节中介绍的INS系统的误差方程为状态方程,以GPS和INS的输出误差为观测量,通过一定的算法对状态误差作出最优估计,然后对系统进行校正,提高系统的导航精度。现代的导航算法普遍采用卡尔曼滤波改进算法和神经网络算法,参考文献中进行了详细介绍。

软件设计所采用的语言一般为C语言或汇编语言。在对实时性要求较低的场合,一般采用C语言编程,而在对实时性要求较高或者频繁与外设交换信息的场合,则利用汇编语言进行编程。本系统软件流程图如图2所示。

4 试飞实验

利用某小型平流层验证飞艇进行了试飞实验,其飞行试验数据示意图如图3所示。图3(a)为飞艇起飞前的准备阶段以及飞行过程中的姿态角信息示意图。由图可见测量系统采集到9300个点左右,其在俯仰、滚动角中有少量噪声存在,这在系统误差的允许范围内。点位为9200时的姿态角的跳变是由于艇降落时的非平稳性而出现姿态的较大变动。偏航角信息中角度的跳变是因为偏航角的范围为0～360°,当角度从接近360°继续增加时,角度就会跳转到0°附近,此时便会发生如图3(a)第三个小图中的跳变了。

为了分析问题的方便,将飞行过程中的最后880个点提取出来。图3(b)为这一阶段的载体姿态角信息示意图,图3(c)为这一过程对应的飞艇飞行路线图(起点为A,终点为B)。由图中可以看出飞艇的滚动角变化量很小,这符合实际情况;而偏航角的变化则可以明显地体现出飞艇飞行航向的变化。图中对最后阶段的不稳定过程也有十分精确的描述。

本文分析了小型平流层验证飞艇的组合导航系统的基本原理,并在此基础上设计了基于DSP的导航计算机。该计算机结构简单、体积小、能耗低,为搭载更多的有效载荷与功能扩展提供了空间。对该组合导航系统进行了实际飞行试验,结果表明该系统的实时性好,测量精度可满足设计要求。