技術領域

?本發明涉及無人機飛行姿態確定技術領域，具體涉及一種基于多傳感器數據融合的低成本、低功耗的小型無人機姿態確定系統與確定方法。

背景技術

無人機由于其成本低、無人員傷亡以及戰場生存能力強等特點而廣泛應用于軍事目標的偵查與打擊等眾多領域，成為航空技術的重要發展方向，受到各國的高度關注。無人機的姿態控制系統是無人機正常運行并完成飛行任務的重要保障系統之一，而無人機姿態的確定是實現姿態控制的基礎。因此，針對小型無人機低成本等特點，如何設計低成本高可靠性的姿態確定系統是目前研究的熱點。

目前大多數的軍事偵查無人機采用高精度的角速率陀螺進行姿態確定。該方法將角速率陀螺的測量值進行積分從而獲得無人機的姿態信息。由于積分計算中存在一定的偏差，因此高精度的姿態確定需要高精度的陀螺。由于高精度陀螺存在成本高、重量大以及結構復雜等缺陷，從而使得采用高精度陀螺進行姿態確定的方案并不適用于低成本的小型無人機。事實上，低成本小型無人機通常采用低成本、體積小的微型電子機械傳感器，但是此類傳感器的精度低，積分角速率陀螺輸出值將產生較大的漂移，從而無法提供高精度的姿態確定。

為提高低成本無人機的姿態確定精度，目前小型無人機常采用傳感器融合技術將加速度計、磁強計及GPS等組成的無陀螺系統與角速率陀螺進行融合，確定無人機姿態。該方法利用角速率陀螺提供的姿態信息來“平滑”無陀螺系統，而無陀螺系統則用于校正角速率陀螺產生的漂移。因此采用適當的濾波器可將角速率陀螺與無陀螺系統結合，從而獲得無偏的姿態信息。采用多傳感器數據融合技術進行無人機姿態確定的核心在于融合不同傳感器的濾波器。無人機姿態確定中常采用擴展卡爾曼濾波器或者非線性預測濾波器。然而這些濾波算法計算量大，算法復雜，顯然不太適用于低成本、計算能力小的小型無人機姿態確定。

在低成本傳感器的制約條件下，無人機的小型化、低成本化，迫切要求形成一種結構簡單、計算量小、廉價但又具有較高精度和可靠性的姿態確定系統與確定方法。

發明內容

本發明的目的是為了解決現有技術存在的上述問題，提供一種低成本、低功耗、算法簡單、計算量小的小型無人機姿態確定系統與確定方法，實現小型無人機低成本的姿態確定。

為解決上述技術問題，本發明采用如下技術方案：

一種小型無人機姿態確定系統，其包括：?

角速率陀螺芯片，用于測量無人機的滾動、俯仰與偏航角速率；

三軸電子羅盤芯片，用于測量無人機飛行時的航跡方位角即偏航角；

三軸加速度計芯片量重力在無人機本體坐標軸的分量；

微控器芯片，通過I²C總線分別與角速率陀螺芯片、三軸電子羅盤芯片和三軸加速度計芯片連接，用于采集上述傳感器的測量數據，并根據采集數據姿態確定方法確定無人機實時姿態。

一種小型無人機姿態確定方法，包括以下步驟：

步驟一、采用歐拉角321坐標系旋轉建立無人機本體坐標系與參考慣性坐標系之間的無人機姿態，并建立兩坐標系之間的初始方向余弦矩陣????????????????????????????????????????????????；

步驟二、更新姿態方向余弦矩陣。根據修正的三軸角速度值，步驟一中建立的初始方向余弦值，微控器芯片采樣時間，以及時刻的方向余弦信息，計算時刻的方向余弦矩陣為：

當時，修正的三軸角速度直接采用三軸角速率陀螺芯片測量的角速率值；

步驟三、標準化方向余弦矩陣。根據方向余弦陣的第一列、第二列與第三列，標準化方向余弦陣為，

式中

其中“”表示向量叉乘運算，且；

步驟四、根據三軸角速率陀螺芯片測量的無人機角速度以及比例積分反饋輸出修正項，計算無人機修正的三軸角速度為：

；

步驟五、根據步驟三獲得的標準化后的方向余弦矩陣，計算無人機姿態滾動、俯仰與偏航角分別為：

，，

其中分別表示方向余弦矩陣的第第的元素。

步驟一中初始方向余弦矩陣的建立過程為：

步驟a、設定無人機初始的滾動與俯仰姿態角均為零度，即與，根據電子羅盤芯片輸出的三軸測量值，計算該測量值在無人機本體系x_b與y_b軸的投影分別為、；