針對無人機(jī)自主飛行的大氣數(shù)據(jù)冗余容錯(cuò)設(shè)計(jì)

段 譽(yù)，王加剛，孫 磊，蔣冬梅，王玲玲，匡姝靜

(1 鹽城工學(xué)院電氣工程學(xué)院，江蘇 鹽城 224001；2 清華大學(xué)精密儀器系，北京 100084)

0 引言

當(dāng)前無人機(jī)產(chǎn)業(yè)迅速發(fā)展并成為市場熱點(diǎn)，已廣泛應(yīng)用于各行各業(yè)。大氣數(shù)據(jù)機(jī)載系統(tǒng)是無人機(jī)控制系統(tǒng)的重要組成部分，對其準(zhǔn)確性和可靠性的要求越來越高[1]。目前大氣數(shù)據(jù)測量系統(tǒng)存在體積大、精度低、故障率一直偏高等問題，并且無法保證在低空飛行、環(huán)境復(fù)雜時(shí)數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確性[2]。當(dāng)飛行高度或速度出現(xiàn)偏差時(shí)，缺少參考標(biāo)準(zhǔn)修正數(shù)值，導(dǎo)致無人機(jī)定位困難，或定位周期較長。

1952年馮·諾伊曼提出容錯(cuò)思想，即讓系統(tǒng)具有自動(dòng)修復(fù)和容錯(cuò)的能力。近年來容錯(cuò)技術(shù)迅速發(fā)展并應(yīng)用于航空航天、金融、互聯(lián)網(wǎng)等多個(gè)領(lǐng)域，研究者們也對設(shè)備冗余容錯(cuò)進(jìn)行了深入研究。國內(nèi)容錯(cuò)理論方面，文獻(xiàn)[3]提出慣性導(dǎo)航為主、其他系統(tǒng)為輔的方法進(jìn)行解析得到冗余信息，但未進(jìn)行仿真與實(shí)際驗(yàn)證；文獻(xiàn)[4]針對高度問題提出采用卡爾曼濾波對氣壓高度計(jì)、全球定位系統(tǒng)和線加速度等進(jìn)行信息融合，并設(shè)計(jì)了故障檢測和隔離算法來對測量信息進(jìn)行冗余。這些方法都存在一定的局限性，不能達(dá)到理想的數(shù)據(jù)精度。

大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的飛行高度、速度信息對安全飛行有著重要影響，為保障無人機(jī)的安全飛行，對飛行系統(tǒng)的綜合化和容錯(cuò)化設(shè)計(jì)顯得尤為重要[5]。文中針對此問題進(jìn)行了冗余、容錯(cuò)設(shè)計(jì)，采用氣壓傳感器、慣性傳感器、GPS定位傳感器等設(shè)備進(jìn)行實(shí)時(shí)數(shù)據(jù)測量，基于不同傳感器獲取的飛行參數(shù)，利用航跡推算算法，使得在個(gè)別傳感器出現(xiàn)故障時(shí)還能維持系統(tǒng)正常運(yùn)行。并且增加了容錯(cuò)卡爾曼濾波，分析各傳感器的誤差值得到權(quán)重系數(shù)，最后進(jìn)行信息數(shù)據(jù)融合獲得最優(yōu)值，顯著提高了容錯(cuò)性，以保證系統(tǒng)的可靠性。

1 總體方案設(shè)計(jì)

現(xiàn)有的大氣數(shù)據(jù)機(jī)載系統(tǒng)采用高精度傳感器采集大氣數(shù)據(jù)，從而解算出飛行參數(shù)，但在飛行過程中出現(xiàn)的漂移量會(huì)影響數(shù)據(jù)的有效性[6]。為保證在不同環(huán)境下飛行系統(tǒng)的穩(wěn)定性，以大氣數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)為主，慣性傳感器、全球定位系統(tǒng)(GPS)為輔形成冗余綜合系統(tǒng)。采用硬件靜態(tài)冗余技術(shù)，在三個(gè)系統(tǒng)中增加表決器，以少數(shù)服從多數(shù)為原則，即便某個(gè)系統(tǒng)發(fā)生故障系統(tǒng)也可以正常工作，不僅如此，在設(shè)備正常運(yùn)行時(shí)還利用航跡推算算法對丟失數(shù)據(jù)進(jìn)行誤差補(bǔ)償與分析，系統(tǒng)還配備自監(jiān)控的容錯(cuò)卡爾曼濾波設(shè)計(jì)，通過誤差分析分配權(quán)重。不僅可以提高系統(tǒng)容錯(cuò)性，還可以實(shí)時(shí)檢測故障部件并對故障部件評估分析后上報(bào)。圖1為所設(shè)計(jì)的系統(tǒng)架構(gòu)框圖。

圖1 系統(tǒng)架構(gòu)框圖

2 系統(tǒng)冗余技術(shù)設(shè)計(jì)

系統(tǒng)冗余設(shè)計(jì)的主要目的是實(shí)現(xiàn)精確度與性能的折中，能在某一部件故障時(shí)還能高精度輸出數(shù)值，確保飛行系統(tǒng)的安全[7-9]。為實(shí)現(xiàn)這一目標(biāo)，通過設(shè)備冗余和數(shù)據(jù)容錯(cuò)設(shè)計(jì)，提高了系統(tǒng)的可靠性。

2.1 設(shè)備冗余設(shè)計(jì)

無人機(jī)的飛行高度與速度是關(guān)鍵信息，即選取飛行高度處的大氣靜壓、大氣動(dòng)壓作為主要輸入?yún)?shù)[10]。

由MEMS差壓、絕壓傳感器以及大氣數(shù)據(jù)機(jī)載計(jì)算機(jī)構(gòu)成主系統(tǒng)，由高精度的慣性傳感器和全球定位系統(tǒng)GPS組合并構(gòu)成輔系統(tǒng)。

GPS在飛行過程中可能受到氣候、對流層、空氣、電磁波等因素的影響導(dǎo)致信號存在偏差或丟失[11-12]，所以采用氣壓傳感器和慣性傳感器作為無人機(jī)航跡推算算法的數(shù)據(jù)支撐。無人機(jī)航跡推算算法利用動(dòng)壓傳感器的空速及慣性導(dǎo)航提供的角速度、風(fēng)向風(fēng)速等數(shù)據(jù)，可以在短時(shí)間內(nèi)推算出地速及航跡角，從而保證無人機(jī)的飛行安全。

地速vk等于風(fēng)速vf加上空速vx即可得到地速公式：

(1)

式中：φ為風(fēng)向，由當(dāng)?shù)貧庀蟛块T提供；ψ為空速與正北的夾角即真航向，由大氣數(shù)據(jù)機(jī)載系統(tǒng)提供。

航跡角除無人機(jī)本身的旋轉(zhuǎn)影響外，還有兩個(gè)額外分量地球自轉(zhuǎn)與著力點(diǎn)到轉(zhuǎn)軸的距離矢量L變化也能引起變化[13]。設(shè)定航跡角相對于北向的夾角順時(shí)針為正。

由于地球自轉(zhuǎn)引起的分量為(ωEsinφk-1)Δt，其中ωE為地球旋轉(zhuǎn)速率，可對航跡角進(jìn)行補(bǔ)償。

L坐標(biāo)系相對于地球坐標(biāo)系的方向變化引起的分量為：

(2)

得到航跡角計(jì)算模型：

(3)

為簡化系統(tǒng)模型，在GPS信號較好時(shí)利用輸出的航跡角、氣壓傳感器的空速進(jìn)行信息融合，反算推出風(fēng)速、風(fēng)向、航跡角等并進(jìn)行卡爾曼濾波修正，提高系統(tǒng)的精度?？梢詫⒑桔E角表示為：

(4)

2.2 基于設(shè)備冗余的數(shù)據(jù)容錯(cuò)設(shè)計(jì)

數(shù)據(jù)冗余設(shè)計(jì)是將設(shè)備與控制器通信協(xié)議層面進(jìn)行冗余設(shè)計(jì)。自檢測CPU接收來自3個(gè)傳感器組實(shí)時(shí)傳輸?shù)臄?shù)據(jù)包，并對數(shù)據(jù)包進(jìn)行解析，采取如圖2所示的“n判n-1”原則對處理過的飛行參數(shù)進(jìn)行表決。當(dāng)一設(shè)備數(shù)據(jù)異常時(shí)，其余設(shè)備正常工作并保證系統(tǒng)正常運(yùn)行，同時(shí)對故障進(jìn)行報(bào)告，以確保關(guān)鍵信息的可靠性。

圖2 表決冗余設(shè)計(jì)示例

為了保證數(shù)據(jù)通信的可靠性，不僅對數(shù)據(jù)幀進(jìn)行校驗(yàn)，還增加了關(guān)鍵數(shù)據(jù)區(qū)的獨(dú)立校驗(yàn)。

如圖3所示：“4B～5A”為讀取的數(shù)據(jù)，“26”為關(guān)鍵數(shù)據(jù)獨(dú)立校驗(yàn)位，“C6,E4”為整個(gè)數(shù)據(jù)幀校驗(yàn)，采取的是CRC32對3～28字節(jié)之補(bǔ)求和。通過兩級校驗(yàn)的設(shè)計(jì)以保證數(shù)據(jù)在傳輸過程中的正確性。

圖3 數(shù)據(jù)幀校驗(yàn)冗余設(shè)計(jì)

3 基于容錯(cuò)卡爾曼濾波系統(tǒng)設(shè)計(jì)

卡爾曼濾波可在動(dòng)態(tài)系統(tǒng)中，對系統(tǒng)下一時(shí)刻的數(shù)據(jù)做出預(yù)測，即使系統(tǒng)受到外界干擾[14-16]。在無人機(jī)高機(jī)動(dòng)飛行時(shí)，氣流在機(jī)體表面發(fā)生分離，導(dǎo)致大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)測量的數(shù)據(jù)出現(xiàn)嚴(yán)重誤差。因此在保證無人機(jī)飛行的連續(xù)性與可靠性的前提下，設(shè)計(jì)容錯(cuò)卡爾曼濾波。通過氣壓傳感器、慣性傳感器、GPS實(shí)時(shí)獲取無人機(jī)的飛行信息，對數(shù)據(jù)進(jìn)行誤差分析并分配權(quán)重，最后信息融合獲得最優(yōu)信息值。數(shù)據(jù)融合控制結(jié)構(gòu)如圖4所示。

圖4 數(shù)據(jù)融合控制結(jié)構(gòu)圖

高度、空速的具體測量步驟為：1)各傳感器工作，獲得原始數(shù)據(jù)信息；2)計(jì)算高度、空速信息估計(jì)值與誤差值；3)計(jì)算主系統(tǒng)與輔助系統(tǒng)的故障系數(shù)；4)計(jì)算主系統(tǒng)與輔助系統(tǒng)的權(quán)重系數(shù)；5)根據(jù)獲得的各傳感器系數(shù)值，進(jìn)行信息融合優(yōu)化得到高度、空速。

為減輕系統(tǒng)的計(jì)算量，通過容錯(cuò)卡爾曼濾波得到各傳感器的誤差，其中GPS的權(quán)重計(jì)算公式為[17]：

(5)

式中：σGPS，σIMU，σQ分別為GPS、IMU慣性傳感器、氣壓傳感器輸出誤差的方差。

數(shù)據(jù)融合后輸出的最優(yōu)高度、空速為：

h=wGPSmGPShGPS+wIMUmIMUhIMU+wQmQhQ

(6)

v=wGPSmGPSvGPS+wIMUmIMUvIMU+wQmQvQ

(7)

式中：w為傳感器測量反饋的權(quán)重；m為各傳感器故障系數(shù)，若該傳感器正常運(yùn)行則為1，故障為0；v為各個(gè)傳感器測量的空速；h為測量的高度。當(dāng)某傳感器發(fā)生故障時(shí)，其故障傳感器系數(shù)為0，其余兩個(gè)傳感器會(huì)根據(jù)實(shí)時(shí)數(shù)據(jù)重新計(jì)算故障系數(shù)，最終得到不同傳感器的故障系數(shù)。

通過對子系統(tǒng)狀態(tài)的誤差分析，采用容錯(cuò)卡爾曼濾波判斷故障系統(tǒng)，并對系統(tǒng)結(jié)果進(jìn)行評估分析，可以保證系統(tǒng)處于最佳的運(yùn)行狀態(tài)。

4 實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證

為測試大氣數(shù)據(jù)的性能，對無人機(jī)的空速和高度狀態(tài)進(jìn)行測試。根據(jù)容錯(cuò)卡爾曼濾波反饋的數(shù)值，獲得GPS傳感器、氣壓傳感器、慣性傳感器的權(quán)重值分別為：wGPS=0.0962，wQ=0.8387，wIMU=0.0651。

圖5為各傳感器輸出的原始數(shù)據(jù)值分布曲線，從圖中可知，原始測量值噪聲較大、數(shù)據(jù)不穩(wěn)定，且數(shù)據(jù)傳輸過程中某些GPS數(shù)據(jù)出現(xiàn)較大錯(cuò)誤。圖6是融合后的數(shù)據(jù)值分布曲線，可以看出，能夠精準(zhǔn)定位錯(cuò)誤值并進(jìn)行剔除，融合后的數(shù)據(jù)接近真實(shí)值，飛行高度值更加平穩(wěn)。

圖5 傳感器高度原始值分布曲線

圖6 高度融合數(shù)據(jù)值分布曲線

為進(jìn)一步證明融合后的數(shù)據(jù)精度提高，對大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)、慣性傳感器、GPS與實(shí)際高度進(jìn)行誤差分析。圖7是傳感器原始值的誤差曲線，可以看出GPS傳感器的誤差范圍最大，并且各傳感器數(shù)據(jù)傳輸過程中存在一定誤差。

圖7 原始數(shù)據(jù)高度誤差曲線

圖8是融合后的高度誤差分析，可以看出濾波后的數(shù)據(jù)誤差小、精度高，能夠滿足無人機(jī)對飛行精度的要求。

圖8 融合高度誤差

5 結(jié)論

綜上所述，大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的可靠性影響著無人機(jī)飛行安全，通過有效的設(shè)備冗余設(shè)計(jì)、卡爾曼數(shù)據(jù)容錯(cuò)設(shè)計(jì)，大幅度提高了飛行的可靠性。系統(tǒng)配置不同的傳感器相互冗余、表決、補(bǔ)償修正等，可適應(yīng)惡劣條件下的飛行，滿足多種任務(wù)需求。該方案的設(shè)計(jì)使得無人機(jī)控制系統(tǒng)成本降低并且有很強(qiáng)的適用性、可靠性和可維護(hù)性，為不同的飛行系統(tǒng)實(shí)用化提供了理論支撐。