GPS失效下的无人机组合导航系统_柳明
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08 ： 50
存在失效的情况， 一旦 GPS 失效则会导致无人机失 去控制， 从而丢失或坠落， 造成重大经济损失和地面 人员伤害。因此， 开展 GPS 失效下的民用无人机自
收稿日期： 2014 － 06 － 17 作者简介： 柳
网络出版时间： 2014 － 12 － 17
基金项目： 山东省科技发展计划 （ 2011GGA16054 ） ； 山东省高等学校科技计划（ J13LN74 ） 明（ 1980 —） ， 副教授， 博士。 男， 山东诸城人， 网络出版地址： http： / / www． cnki． net / kcms / detail /37． 1378． N． 20141217． 0850． 009． html
导航系统在求解导航参数时所采用的参考坐标系 ， 本文中选用北—东—地地理坐标系作为导航坐标 系。
图1
组合导航系统框图
2 ） 机体坐标系 b： 用 O b X b Y b Z b 表示， 原点在无 X b 轴沿无人机纵轴向前， Y b 轴沿无 人机的质心上， Z b 轴垂直平面 OX b Y b 且向下。 人机横轴向右， 3 ） 相机坐标系 c： 用 O c X c Y c Z c 表示。 相机安装 在无人机重心处， 镜头朝下。 坐标系原点为相机光 X c 轴和 Y c 轴分别与机体坐标系的 X b 轴和 Y b 轴 心， Z c 轴平行于光轴向下。 平行， 另外还有惯性坐标系 （ i 系 ） 、 理想平台坐标系 （ t 系） 、 实际平台坐标系 （ p 系 ） 及坐标系间的相互 转换等， 在此不一一给出。
T ［ y ， z ， δvx ， δvy ， δL， δλ， εx ， εy ， εz ， x ， y］ ， x ， δh， δhb ，
（ 2） x 为数学平台俯仰误差角； y 为数学平台横 其中， 滚误差角； z 为数学平台航向误差角； δv x 为东向速 度误差； δv y 为北向速度误差； δL 为 无 人 机 纬 度 误 差； δλ 为无人机经度误差； δh 为无人机高度误差； 其 余为陀螺仪和加速度计的常值误差， 陀螺仪和加速 度计的噪声建模为零均值白噪声 。 根据 SINS 系统的力学编排方程和姿态误差方 程， 可以获得组合导航系统的状态方程。 系统状态 方程由速度误差、 位置误差和平台失准角误差方程 11 ］ 。 构成， 具体推导过程可参见文献［ 状态方程为 （ t ） = F（ t ） X（ t ） + G （ t ） W（ t ） ， X （ 3）
UAV integrated navigation system under GPS failure
LIU Ming （ Key Laboratory of Aviation Information Technology in Universities of Shandong， Flying College， Binzhou University， Binzhou 256603 ， China）
第 29 卷第 2 期 2015 年 3 月
济南大学学报（ 自然科学版） JOUＲNAL OF UNIVEＲSITY OF JINAN （ Sci． ＆ Tech. ）
Vol． 29 No． 2 Mar． 2015
文章编号： 1671 － 3559 （ 2015 ） 02 － 0129 － 04
DOI： 10． 13349 / j． cnki． jdxbn． 2015． 02． 009
民用无人机的研究有了很大的进展 ， 应 近几年， 用也越来越广泛， 可用于气象探测、 灾害监测、 农药
［1 － 2 ］ 。 目前民用无人机 喷洒、 地质勘测等诸多领域 GPS 的主要导航方式为 GPS 导航， 由于各种原因，
主导航研究， 提高无人机自主导航可靠性， 扩展其应 用领域， 具有十分可观的应用前景。 INS ） 惯性导航系统 （ inertial navigation system， 工作时不需要从外界接受信息， 也不会向外辐射信 息， 可完全自主地进行连续导航， 因而自其出现以来 。 ， INS 备受关注 然而 的导航误差会随着时间的增 长 而不断增加 ， 难以满足长时间高精度导航定位的
＆ δh b = －
1 δh + ω b ， τb b
（ 1）
第2 期
柳
明： GPS 失效下的无人机组合导航系统
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其中， δh b 为气压高度表误差； τ b 为相关时间； ω b 为 测量噪声。
仿真中陀螺仪常值误差为 0． 001 rad / s， 噪声均方 2 根为 0． 01 rad / s； 加速度计常值误差为 0． 001 m / s ， 噪
Abstract ： The navigation of power patrol unmanned aerial vehicles （ UAV） under GPS failure is considered． As the navigation accuracy of single inertial navigation system is not high and the height channel is divergent， an integrated navigation system based on monocular vision system composed by a CCD highdefinition camera which must be equipped in power patrol UAV and barometric altimeter aided SINS systems is constructed． Navigation parameters of the navigation system are corrected by predetermined anchor point’ s information． An overall system design scheme is given and a combined nabigation system model， including element error model， is established． A numerical simulation between the integrated navigation and SINS navigation is done． Simulation experiment results show that the proposed UAV integrated navigation system can improve the navigation accuracy due to the introduction of a variety of external reference information． Key words： UAV； vision navigation； barometric altimeter； inertial navigation system
惯性器件包括陀螺仪和加速度计。陀螺漂移包 含 3 种分量： 随机常值漂移、 相关漂移和不相关漂 移。相关漂移对本文中研究的短航程无人机来讲可 近似为随机常数， 且与随机常值漂移相比， 这种漂移 小 1 ～ 2 个数量级， 所以陀螺漂移模型简化为由常值 漂移 ε x 、 εy 、 ε z 和白噪声分量 ω x 、 ωy 、 ω z 组成的。 与陀螺仪漂移模型类似， 加速度计的漂移也包 含上述 3 种分量。 相关漂移相对较小， 同时为了使 滤波器的维数降低， 加速度计的误差模型简化为由 、 随机常数漂移 x y 和白噪声分量组成的。 2． 2 气压高度计误差模型 影响气压高度表误差的原因有静压与高度间的 非线性关系及温度补偿不准确引起的误差 、 气压测 量方法引起的误差等。 在组合导航系统中， 一般把 ［10 ］ 气压高度表误差用一阶 Markov 过程近似描述 ：
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济 南 大 学 学 报Biblioteka Baidu 自然科学版）
［3 ］
第 29 卷
要求
。
随着光学摄像技术和图像处理技术的发展， 利 用视觉信息估计运动参数实现无人机机器视觉导 航， 在国内外受到越来越广泛地关注 。 尽管机器视觉导航具有诸多优势， 但仅使用视 觉导航存在作用范围小、 数据更新率低等问题， 并且 长距离导航时系统的定位误差随距离增加呈非线性 ［4 － 6 ］ 。 增长 由于单一导航技术不同程度地存在各种缺点， 因此， 现代导航技术经常采用将两种以上导航方式 相结合的组合导航方法。 无人机上一般都装备有 INS 和高清相机。可利用图像处理技术处理相机实 时拍摄的图像获得无人机的运动参数， 辅助无人机 的 INS 进行导航。 这种组合方案可以修正 INS 的导航参数， 抑制 系统误差发散。视觉 － 惯性组合导航在无人机自主 导航、 自主着陆、 空中加油和水下机器人等领域得到 ［7 － 9 ］ 。 了广泛应用 采用 GPS 与 本文中所研究的电力巡线无人机， 捷联惯性导航系统（ SINS ） 组合导航， 并且装备有一 台 CCD 高清相机。由于 INS 高度方向发散， 因此在 无人机上加装气压高度计。 文中主要研究 GPS 失 效下系统的导航问题， 基于系统的硬件配置， 采用单 目视觉与 SINS 组合进行导航， 并对该组合导航系统 进行了仿真研究。
2 声均方根为 0． 01 m / s ； 气压高度计分辨率为 0． 1 m， 噪声均方根为 1 m。初始平台失准误差分别为 30″、
3
3． 1
组合导航系统模型
状态方程 取状态变量 X（ t） 如下： X（ t） =
30″和 50″。 仿真结果如图 2 、 图 3 所示， 其中系统 1 为本文 中提出的基于单目视觉、 气压高度计辅助 SINS 的组 合导航系统利用 Kalman 滤波算法的结果， 系统 2 为 基于 SINS 单独导航利用 Kalman 滤波算法的结果， 仿真时间为 1 800 s。由于纯惯性导航系统的垂直通 道是发散的， 因此仿真中没有给出组合后的高度方 向的仿真结果。
1
系统总体设计
2
2． 1
元件误差模型
惯性器件误差模型
不 考 虑 GPS 相 关 信 息。 假设 GPS 完 全 失 效， GPS 失效下无人机组合导航系统由 CCD 高清相机 为基础的单目视觉系统、 微小型惯性导航系统、 气压 高度计、 飞行控制系统、 数传系统及地面站等组成。 以无人机巡逻路线上的电力基杆塔作为定位 点， 在基杆塔上设置容易辨别的特征图案并将其特 征存储到机载系统中， 事先通过 GPS 和北斗系统精 确获得定位点的位置信息。 利用机载的 SINS 进行导航， 经过定位点时， 通 过安装在无人机底部的高清相机进行图像采集 ， 然 后对定位点特征进行识别， 获得定位点处的位置信 息， 利用这些位置信息及气压高度信息修正 SINS 的 相关参数， 防止 SINS 导航参数发散。 GPS 失效下基于单目视觉的组合导航系统框图 见图 1 。 下面定义文中用到的主要坐标系 。 1 ） 导航坐标系 n： 用 O n X n Y n Z n 表示， 它是惯性
GPS 失效下的无人机组合导航系统
柳 明
（ 滨州学院 山东省高校航空信息技术重点实验室； 飞行学院， 山东 滨州 256603 ）
摘
要： 针对电力巡线无人机 GPS 失效下的导航问题， 鉴于单一的惯性导航系统导航精度不高及高度通道发散的缺陷 ，
利用电力巡线无人机必须配备的 CCD 高清相机构成单目视觉系统 ， 组成基于单目视觉系统 、 气压高度计辅助的捷联惯性导航 系统。系统通过事先设定的定位点信息修正导航系统的导航参数 。 文中给出了系统总体设计方案 ， 建立了包括元件误差模 型在内的组合导航系统模型 ， 并进行组合导航与 SINS 导航对比的数值仿真。仿真结果表明， 组合导航系统具有较好的容错性 能， 其导航精度和可靠性均有提高 。 关键词： 无人机； 视觉导航； 气压高度计； 惯性导航系统 中图分类号： P318 文献标志码： A
存在失效的情况， 一旦 GPS 失效则会导致无人机失 去控制， 从而丢失或坠落， 造成重大经济损失和地面 人员伤害。因此， 开展 GPS 失效下的民用无人机自
收稿日期： 2014 － 06 － 17 作者简介： 柳
网络出版时间： 2014 － 12 － 17
基金项目： 山东省科技发展计划 （ 2011GGA16054 ） ； 山东省高等学校科技计划（ J13LN74 ） 明（ 1980 —） ， 副教授， 博士。 男， 山东诸城人， 网络出版地址： http： / / www． cnki． net / kcms / detail /37． 1378． N． 20141217． 0850． 009． html
导航系统在求解导航参数时所采用的参考坐标系 ， 本文中选用北—东—地地理坐标系作为导航坐标 系。
图1
组合导航系统框图
2 ） 机体坐标系 b： 用 O b X b Y b Z b 表示， 原点在无 X b 轴沿无人机纵轴向前， Y b 轴沿无 人机的质心上， Z b 轴垂直平面 OX b Y b 且向下。 人机横轴向右， 3 ） 相机坐标系 c： 用 O c X c Y c Z c 表示。 相机安装 在无人机重心处， 镜头朝下。 坐标系原点为相机光 X c 轴和 Y c 轴分别与机体坐标系的 X b 轴和 Y b 轴 心， Z c 轴平行于光轴向下。 平行， 另外还有惯性坐标系 （ i 系 ） 、 理想平台坐标系 （ t 系） 、 实际平台坐标系 （ p 系 ） 及坐标系间的相互 转换等， 在此不一一给出。
T ［ y ， z ， δvx ， δvy ， δL， δλ， εx ， εy ， εz ， x ， y］ ， x ， δh， δhb ，
（ 2） x 为数学平台俯仰误差角； y 为数学平台横 其中， 滚误差角； z 为数学平台航向误差角； δv x 为东向速 度误差； δv y 为北向速度误差； δL 为 无 人 机 纬 度 误 差； δλ 为无人机经度误差； δh 为无人机高度误差； 其 余为陀螺仪和加速度计的常值误差， 陀螺仪和加速 度计的噪声建模为零均值白噪声 。 根据 SINS 系统的力学编排方程和姿态误差方 程， 可以获得组合导航系统的状态方程。 系统状态 方程由速度误差、 位置误差和平台失准角误差方程 11 ］ 。 构成， 具体推导过程可参见文献［ 状态方程为 （ t ） = F（ t ） X（ t ） + G （ t ） W（ t ） ， X （ 3）
UAV integrated navigation system under GPS failure
LIU Ming （ Key Laboratory of Aviation Information Technology in Universities of Shandong， Flying College， Binzhou University， Binzhou 256603 ， China）
第 29 卷第 2 期 2015 年 3 月
济南大学学报（ 自然科学版） JOUＲNAL OF UNIVEＲSITY OF JINAN （ Sci． ＆ Tech. ）
Vol． 29 No． 2 Mar． 2015
文章编号： 1671 － 3559 （ 2015 ） 02 － 0129 － 04
DOI： 10． 13349 / j． cnki． jdxbn． 2015． 02． 009
民用无人机的研究有了很大的进展 ， 应 近几年， 用也越来越广泛， 可用于气象探测、 灾害监测、 农药
［1 － 2 ］ 。 目前民用无人机 喷洒、 地质勘测等诸多领域 GPS 的主要导航方式为 GPS 导航， 由于各种原因，
主导航研究， 提高无人机自主导航可靠性， 扩展其应 用领域， 具有十分可观的应用前景。 INS ） 惯性导航系统 （ inertial navigation system， 工作时不需要从外界接受信息， 也不会向外辐射信 息， 可完全自主地进行连续导航， 因而自其出现以来 。 ， INS 备受关注 然而 的导航误差会随着时间的增 长 而不断增加 ， 难以满足长时间高精度导航定位的
＆ δh b = －
1 δh + ω b ， τb b
（ 1）
第2 期
柳
明： GPS 失效下的无人机组合导航系统
131
其中， δh b 为气压高度表误差； τ b 为相关时间； ω b 为 测量噪声。
仿真中陀螺仪常值误差为 0． 001 rad / s， 噪声均方 2 根为 0． 01 rad / s； 加速度计常值误差为 0． 001 m / s ， 噪
Abstract ： The navigation of power patrol unmanned aerial vehicles （ UAV） under GPS failure is considered． As the navigation accuracy of single inertial navigation system is not high and the height channel is divergent， an integrated navigation system based on monocular vision system composed by a CCD highdefinition camera which must be equipped in power patrol UAV and barometric altimeter aided SINS systems is constructed． Navigation parameters of the navigation system are corrected by predetermined anchor point’ s information． An overall system design scheme is given and a combined nabigation system model， including element error model， is established． A numerical simulation between the integrated navigation and SINS navigation is done． Simulation experiment results show that the proposed UAV integrated navigation system can improve the navigation accuracy due to the introduction of a variety of external reference information． Key words： UAV； vision navigation； barometric altimeter； inertial navigation system
惯性器件包括陀螺仪和加速度计。陀螺漂移包 含 3 种分量： 随机常值漂移、 相关漂移和不相关漂 移。相关漂移对本文中研究的短航程无人机来讲可 近似为随机常数， 且与随机常值漂移相比， 这种漂移 小 1 ～ 2 个数量级， 所以陀螺漂移模型简化为由常值 漂移 ε x 、 εy 、 ε z 和白噪声分量 ω x 、 ωy 、 ω z 组成的。 与陀螺仪漂移模型类似， 加速度计的漂移也包 含上述 3 种分量。 相关漂移相对较小， 同时为了使 滤波器的维数降低， 加速度计的误差模型简化为由 、 随机常数漂移 x y 和白噪声分量组成的。 2． 2 气压高度计误差模型 影响气压高度表误差的原因有静压与高度间的 非线性关系及温度补偿不准确引起的误差 、 气压测 量方法引起的误差等。 在组合导航系统中， 一般把 ［10 ］ 气压高度表误差用一阶 Markov 过程近似描述 ：
130
济 南 大 学 学 报Biblioteka Baidu 自然科学版）
［3 ］
第 29 卷
要求
。
随着光学摄像技术和图像处理技术的发展， 利 用视觉信息估计运动参数实现无人机机器视觉导 航， 在国内外受到越来越广泛地关注 。 尽管机器视觉导航具有诸多优势， 但仅使用视 觉导航存在作用范围小、 数据更新率低等问题， 并且 长距离导航时系统的定位误差随距离增加呈非线性 ［4 － 6 ］ 。 增长 由于单一导航技术不同程度地存在各种缺点， 因此， 现代导航技术经常采用将两种以上导航方式 相结合的组合导航方法。 无人机上一般都装备有 INS 和高清相机。可利用图像处理技术处理相机实 时拍摄的图像获得无人机的运动参数， 辅助无人机 的 INS 进行导航。 这种组合方案可以修正 INS 的导航参数， 抑制 系统误差发散。视觉 － 惯性组合导航在无人机自主 导航、 自主着陆、 空中加油和水下机器人等领域得到 ［7 － 9 ］ 。 了广泛应用 采用 GPS 与 本文中所研究的电力巡线无人机， 捷联惯性导航系统（ SINS ） 组合导航， 并且装备有一 台 CCD 高清相机。由于 INS 高度方向发散， 因此在 无人机上加装气压高度计。 文中主要研究 GPS 失 效下系统的导航问题， 基于系统的硬件配置， 采用单 目视觉与 SINS 组合进行导航， 并对该组合导航系统 进行了仿真研究。
2 声均方根为 0． 01 m / s ； 气压高度计分辨率为 0． 1 m， 噪声均方根为 1 m。初始平台失准误差分别为 30″、
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3． 1
组合导航系统模型
状态方程 取状态变量 X（ t） 如下： X（ t） =
30″和 50″。 仿真结果如图 2 、 图 3 所示， 其中系统 1 为本文 中提出的基于单目视觉、 气压高度计辅助 SINS 的组 合导航系统利用 Kalman 滤波算法的结果， 系统 2 为 基于 SINS 单独导航利用 Kalman 滤波算法的结果， 仿真时间为 1 800 s。由于纯惯性导航系统的垂直通 道是发散的， 因此仿真中没有给出组合后的高度方 向的仿真结果。
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系统总体设计
2
2． 1
元件误差模型
惯性器件误差模型
不 考 虑 GPS 相 关 信 息。 假设 GPS 完 全 失 效， GPS 失效下无人机组合导航系统由 CCD 高清相机 为基础的单目视觉系统、 微小型惯性导航系统、 气压 高度计、 飞行控制系统、 数传系统及地面站等组成。 以无人机巡逻路线上的电力基杆塔作为定位 点， 在基杆塔上设置容易辨别的特征图案并将其特 征存储到机载系统中， 事先通过 GPS 和北斗系统精 确获得定位点的位置信息。 利用机载的 SINS 进行导航， 经过定位点时， 通 过安装在无人机底部的高清相机进行图像采集 ， 然 后对定位点特征进行识别， 获得定位点处的位置信 息， 利用这些位置信息及气压高度信息修正 SINS 的 相关参数， 防止 SINS 导航参数发散。 GPS 失效下基于单目视觉的组合导航系统框图 见图 1 。 下面定义文中用到的主要坐标系 。 1 ） 导航坐标系 n： 用 O n X n Y n Z n 表示， 它是惯性
GPS 失效下的无人机组合导航系统
柳 明
（ 滨州学院 山东省高校航空信息技术重点实验室； 飞行学院， 山东 滨州 256603 ）
摘
要： 针对电力巡线无人机 GPS 失效下的导航问题， 鉴于单一的惯性导航系统导航精度不高及高度通道发散的缺陷 ，
利用电力巡线无人机必须配备的 CCD 高清相机构成单目视觉系统 ， 组成基于单目视觉系统 、 气压高度计辅助的捷联惯性导航 系统。系统通过事先设定的定位点信息修正导航系统的导航参数 。 文中给出了系统总体设计方案 ， 建立了包括元件误差模 型在内的组合导航系统模型 ， 并进行组合导航与 SINS 导航对比的数值仿真。仿真结果表明， 组合导航系统具有较好的容错性 能， 其导航精度和可靠性均有提高 。 关键词： 无人机； 视觉导航； 气压高度计； 惯性导航系统 中图分类号： P318 文献标志码： A