基于A(yíng)RM的微型航姿參考系統設計與實(shí)現

求解上述微分方程較常用的方法有泰勒展開(kāi)法、比卡逼近法、四階-龍格庫塔法，考慮到算法的精度、速度與復雜度，本文選用了四階-龍格庫塔法。

4 系統軟件設計

AHRS的軟件設計流程圖如圖3所示。其中傳感器初始化部分包括設置傳感器量程，以及陀螺儀的零飄檢測，氣壓高度計的初始標定。每當傳感器完成一次數據的采集，就會(huì )向ARM處理器發(fā)出中斷請求，然后ARM處理器通過(guò)I2C總線(xiàn)讀取數據并完成處理，以此來(lái)達到快速響應的目的，另外氣壓高度計的轉換時(shí)間較慢，為了保證系統的實(shí)時(shí)性，本文采用定時(shí)的方式來(lái)讀取氣壓值。

串口發(fā)送的數據除了歐拉角外，還包括各個(gè)方向的角速度、加速度和地磁場(chǎng)強度以及陀螺常值漂移和磁航向誤差補償系數。由于串口數據發(fā)送量較大，因此將導航數據幀分段發(fā)送。導航數據幀的幀頭為0xAA、0x55，幀尾為0x55、0xAA，數據幀中每個(gè)物理量都是32位浮點(diǎn)型數據，數據幀格式如下圖4所示。

在實(shí)際環(huán)境中，地磁場(chǎng)不可避免會(huì )受到干擾磁場(chǎng)的影響，地磁場(chǎng)的測量會(huì )帶來(lái)一定的誤差，計算得到的磁航向角也會(huì )有偏差。為了保證航姿系統輸出較為精確的航向角，需對磁場(chǎng)干擾進(jìn)行補償。

本文采用最小二乘擬合法，基本方法如下：選擇一干凈磁場(chǎng)環(huán)境，將電子羅盤(pán)置于轉臺上，調節轉臺使俯仰角為0°，將電子羅盤(pán)指北軸對準磁北，控制轉臺以一定度數間隔轉動(dòng)一圈，存儲下每個(gè)點(diǎn)電子羅盤(pán)實(shí)際輸出的磁航向角;調節轉臺使俯仰角不為0°，重復上一步的動(dòng)作，并根據具體情況控制標定次數。上述過(guò)程可以稱(chēng)之為定標過(guò)程，電子羅盤(pán)在定完標后使用時(shí)就可根據存儲器中的數據自動(dòng)進(jìn)行誤差補償。

這里討論的最小二乘擬合算法不同于以往的最小二乘誤差補償法，它不是僅僅考慮了水平面內的誤差補償，還考慮了不同俯仰角下的情況。用電子羅盤(pán)作標定試驗時(shí)，由于有真實(shí)的航向角作參考，且標定數據點(diǎn)較多，最終擬合后的值相當于把安裝誤差、靈敏度等影響航向角精度的其他因素都考慮進(jìn)去了，又因為擬合用到的數據預先已存放在存儲器中，所以做完最初的一輪標定試驗后，以后便可進(jìn)行自動(dòng)補償了，可見(jiàn)這樣的方法具有較強的實(shí)用價(jià)值。

5 算法驗證與實(shí)現

為了驗證AHRS的穩定性及算法的有效性，本文用LabWindows/CVI設計了一個(gè)簡(jiǎn)易的上位機程序，以便于A(yíng)HRS通信，實(shí)時(shí)觀(guān)測姿態(tài)角的變化，如圖5圖6所示。實(shí)際測試中，系統歐拉角的更新速度達到30 kHz，已滿(mǎn)足微型飛行器的控制要求。

6 結論

航姿參考系統是微小型飛行器的自主飛行的基礎環(huán)節，本文采用常用的ARM與MEMS器件，結合四元數算法設計了一套針對微小型飛行器的AHRS系統，它具有體積小、價(jià)格低廉、精度高、實(shí)時(shí)性好的特點(diǎn)，從實(shí)際測試來(lái)看，設計方案是可行、可靠的。該系統具有模塊化的特點(diǎn)，也可方便應用于其他需要對姿態(tài)測量的系統中。