惯性测量范文（精选7篇）

惯性测量 第1篇

FAST (Five-hundred-meter Aperture Spherical radio Telescope) 是即将在贵州省使用当地特有的喀斯特地貌建造的500 m口径射电望远镜, 建成后它将是世界上最大的射电望远镜。利用独特的喀斯特洼坑作为台址, 在洼坑内铺设500 m球冠反射面, 通过主动控制形成抛物面以汇聚电磁波, 采用轻型钢索拖动并联机器人实现望远镜的指向跟踪, 其三项创新开创了建造巨型望远镜的新模式。[1,2]

1.1 馈源支撑测量任务需求

FAST运行中主要的测量任务包括两部分:主动反射面和馈源舱的实时动态测量。本文讨论的是馈源舱的实时动态测量方案。如图1所示, FAST主要由馈源支撑、主动反射面和信号接收系统组成, 其中信号接收系统放在馈源舱内, 馈源舱由反射面周边百米高六塔和悬索支撑, 6根索缆悬挂馈源舱在反射面上方150 m高空207 m口径的虚拟球冠上运动。馈源舱与反射面无刚性连接, 因此馈源舱在空中的定位精度就成了保证整个系统精度的关键。

根据系统要求8”的指向精度可以计算出馈源舱在空中的位置精度需要达到10 mm, 对测量系统的测量精度要求为3 mm。

1.2 已有激光测量方案介绍

在密云50 m模型中, 馈源舱的测量任务采用的激光全站仪测量系统, 该系统主要由测量基站, 激光全站仪和靶标组成。首先以反射面球心为原点, 当地水平面内正东为x轴, 正北为y轴, 垂直向上为z轴建立本地坐标系oxgygzg, 将六台全站仪安装在反射面周边的六个测量基站上分别对安装在馈源舱上的三个靶标进行测量, 得到三靶标的精确位置, 结合基站在本地坐标系内的位置, 可得到馈源舱的空间位置和姿态。

激光测量方案可以完成50 m模型中对馈源舱的测量任务, 但针对FAST原型中对馈源舱的测量需求该系统还存在一些不足。

由于全站仪内部测量原理等原因, 全站仪的测量结果并不是完全实时的。我们使用精度与采样率远高于全站仪的拉线式位移传感器与全站仪激光测量系统同时对馈源舱进行测量, 实验结果见图2 (图2表示的是馈源舱在z轴方向的运动情况, x, y轴情况与z轴类似) 。图中实线和虚线分别表示的是拉线式传感器和全站仪测量出的馈源舱位移, 可以看出, 全站仪输出的数据存在时滞, 大量实验数据表明时滞在确定工况下确定不变。全站仪测量系统的采样率只能达到5 Hz, 这与系统要求的10 Hz还有一定差距。

1.3 引入惯性测量系统的改进方案

针对激光测量系统中存在的不足, 考虑加入惯性测量系统与之进行组合, 以达到更好的测量效果。

惯性测量系统主要由陀螺、加速度计以及相配套的数据采集器组成。其中由陀螺测量被测物的角速度, 加速度计测量加速度, 通过解算即可得到物体位置、姿态、速度、角速度等信息。

组成惯性测量的仪器全部安装在载体内, 因此它有着自主性高、不易受外界干扰的特点;配合上合适的数据采集系统, 它的采样率可以达到很高, 近似续信号。

惯性测量的短期精度很高, 但由于其误差是随时间累积的, 因此进行长时间测量时它的误差可能会累积得很严重, 通常要与其它测量设备组合使用。

将激光测量系统与惯性测量系统组合, 全站仪可以提供给惯性系统高精度的校准信号, 而惯性系统不但可以解决激光系统的时滞与采样率不足等问题, 还能够直接向馈源控制系统提供馈源舱的实时加速度与角速度信息, 方便其进行控制。

2 激光惯性融合测量方案

2.1 方案总体设计

激光/惯导组合利用了惯导系统在短时间内精度高的特点, 使用了全站仪测量数据为惯导信号加以修正。它们的组合方式如图3所示, 惯性系统测得载体相对于惯性空间的角速度和加速度, 输出的信号进行力学解算, 实时计算导航信息。同时用六台全站仪同时测量载体上的三个靶标, 对输出的信号进行解算, 得到机体的导航信息, 与惯导系统的输出比较后得到系统误差测量值。把它作为主Kalman滤波器的输入值, 可以得出导航误差最优估计值, 进而可以得到导航参数的最优估计。

2.2 硬件方案

激光惯性融合测量方案主要由激光全站仪测量系统、捷联惯性测量系统 (IMU) 和导航计算机三部分组成。惯性测量系统安装在馈源舱上, 测量馈源舱的实时运动参数;6台全站仪分别安装在6个测量站上, 测量馈源舱上的3个靶标, 提供精度高且误差不随时间累积的位置姿态信息, 消除惯性系统的误差累积;导航计算机主要完成激光、惯性测量系统的数据采集、时钟同步、实时导航解算, 并将解算结果输出给状态监控系统与馈源舱控制系统。

如图4所示, 在惯性测量系统中, 三个陀螺和三个加速度计是其核心组件, 正交安装在结构体上, 组成了惯性体, 用于测量载体相对于惯性空间的角速度与加速度。陀螺和加速度计分别以电压、电流形式输出信号, 对其进行数模转换后输入预处理机中进行滤波和误差补偿, 最后通过接口电路输出。为保证精度, 内部安装温度控制电路。

激光测量系统中六台全站仪的测量数据通过多串口卡输出到导航计算机, 并在系统中安装温度与压力传感器, 监测环境状态, 对输出数据进行补偿, 提高系统精度。

2.3 软件解算

2.3.1 数据融合方式

如图5所示, 实线为实际位移曲线;方点为全站仪测量数据;点划线为纯惯导解算数据。全站仪数据存在时滞, 惯导数据存在随时间累积误差。

设dt为已知全站仪时滞大小, 在t1时刻全站仪测得的是t1-dt时刻载体的位置。利用此时刻惯导数据可知惯导在t1-dt时刻的误差Δ (图中较粗短竖线) , 使用t1时刻的惯导数据减去Δ, 即图5中粗虚线, 代表的是修正后结果。修正后的误差由两步分组成, 一是全站仪的测量误差, 二是惯导在t1-dt到t1时间内的漂移误差。可以看出全站仪与惯导相结合, 既限制了惯导误差的随时间累积, 又修正了全站仪的时滞, 得到了更为精确的测量结果。

图6模拟了数据融合前后效果对比:上图为融合前效果, 全站仪与惯导数据都与真实数据有较大偏差;下图为融合后效果, 可以看出有了很大改善。

2.3.2 导航计算

2.3.2.1 坐标系介绍

在导航计算过程中, 可能涉及到的坐标系主要有以下几个:

地心惯性坐标系oxiyizi:原点位于地心, z轴沿地球自转轴方向, x轴为地球绕太阳公转的黄道平面与地球赤道平面的交线, y轴由右手规则定义。

地球坐标系oxeyeze:原点位于地心, z轴沿地球自转轴方向, x轴取赤道平面和本初子午平面的交线, y轴由右手规则定义, 与地球相固结。

导航坐标系oxnynzn:原点位于载体重心, x轴在当地水平面内指向正东, y轴与当地子午线一致指向正北, z轴沿当地垂线指天向上。

载体坐标系oxbybzb:原点位于载体重心, x轴沿载体横轴向右, y轴沿载体纵轴向前, z轴沿载体航向轴向上, 固结与在体上。

本地坐标系oxgygzg:原点位于地球表面某一点, 本文中取在反射面球心, x轴在当地水平面内指向正东, y轴与当地子午线一致指向正北, z轴沿当地垂线指天向上。

2.3.2.2 激光测量系统导航计算

首先建立本地坐标系oxgygzg。我们可以精确的测量出本地坐标系原点以及六个测量站的经、纬、高度, 即得到六个测量站在本地坐标系下的坐标$\stackrel{}{X}{}_{B{}_i}^g,(i=1,2\cdots 6)$。

2.3.2.3 姿态计算

用激光全站仪从测量站B1, B2B6分别测量载体上的靶标点T1, T2, T3, 如图7所示, 再结合$\overline{X}{}_{B{}_i}^g,(i=1,2\cdots 6)$可得到三个靶标的本地坐标$\overline{X}{}_{{\rm T}{}_i}^g,(i=1,2‚3)$。

已知三靶标在馈源舱的载体坐标为$\overline{X}{}_{{\rm T}{}_i}^b,(i=1,2‚3)$, 利用$\overline{X}{}_{{\rm T}{}_i}^g,(i=1,2‚3)$和$\overline{X}{}_{{\rm T}{}_i}^b,(i=1,2‚3)$就可得到本地坐标系与载体坐标系之间的转换矩阵:

$C{}_g^b=\left[\begin{array}{l}{\rm T}{}_{11}{\rm T}{}_{12}{\rm T}{}_{13}\\ {\rm T}{}_{21}{\rm T}{}_{22}{\rm T}{}_{23}\\ {\rm T}{}_{31}{\rm T}{}_{32}{\rm T}{}_{33}\end{array}\right]$

, 三姿态角

$\{\begin{array}{l}\theta =\arcsin ({\rm T}{}_{23})\\ \gamma \arcsin (-{\rm T}{}_{13}/{\rm T}{}_{33})\\ \psi \arcsin (-{\rm T}{}_{21}/{\rm T}{}_{22})。\end{array}$

θ, γ, ψ分别为俯仰角, 横滚角和航向角。其中航向角ψ和横滚角γ需要判别真值, 具体判别方法见参考文献[2]。

2.3.2.4 位置计算

设罢载体坐标系b的原点在本地坐标系g下的坐标为X${}_0^g$, T1点在b系于g系的坐标分别为X${}_{{\rm T}{}_1}^b$和X${}_{{\rm T}{}_1}^g$, 有X${}_{{\rm T}{}_1}^g$=X${}_0^g$+C${}_0^g$+CgbX${}_{{\rm T}{}_1}^b$, 因此有X${}_0^g$=X${}_{{\rm T}{}_1}^g$-CgbX${}_{{\rm T}{}_1}^b$, 既载体在本地坐标系下的位置。

2.3.2.5 惯性测量系统导航计算

惯性测量中导航计算原理框图见图8。

陀螺测得的角速度信号是载体相对于惯性空间的角速度ω${}_{ib}^b$, 在消除了地球自转角速度与位移角速度的影响后成为载体相对于导航坐标系的角速度ω${}_{nb}^b$, 通过它我们就能由式 (1) [4]计算出载体的姿态四元数Λ (λ0, λ1, λ2, λ3) , 进而根据式 (2) , 式 (3) 得到转换矩阵与姿态角。

加速度计测得的信号是载体相对惯性空间的加速度, 在剔除了哥式加速度、向心加速度和重力加速度等有害加速度aB的影响后, 对其进行积分, 就可得到载体的地速Ven, 进而可以算出载体的位置。

2.3.3 Kalman滤波器的设计

2.3.3.1 惯性系统状态方程[5,6,7]

取15阶状态变量:在本地坐标系下的姿态角误差δψ, δθ, δφ, 速度误差δV${}_x^n$, δV${}_y^n$, δV${}_z^n$, 位置误差δP${}_x^g$, δP${}_y^g$, δP${}_z^g$以及三个轴向陀螺仪通常值漂移和三个轴向加速度计常值偏置。

状态变量

X=[δθ, δφ, δψ, δV${}_x^n$, δV${}_n^n$, δV${}_z^n$, δP${}_x^g$, δP${}_y^g$, δP${}_z^g$, εx, εy, εz, ᐁx, ᐁy, ᐁz]T。

状态方程为:

X (t) =F (t) X (t) +GW (t) 。

其中系统噪声转移矩阵G (t) 为:

$G(t)=\left[\begin{array}{cc}C{}_b^n& 0{}_{33}\\ 0{}_{33}& C{}_b^n\\ 0{}_{93}& 0{}_{93}\end{array}\right]{}_{156}$

。

噪声向量:

W (t) =[wεx, wεy, wεz, wᐁx, wᐁy, wᐁz]T。

式中变量分别为陀螺仪和加速度计的随机误差。

2.3.3.2 系统测量方程

将惯导系统同激光系统测量到的载体状态矢量之差作为观测矢量, 即:

${\rm Z}(t)\left[\begin{array}{l}\theta -\theta {}_q\phi -\phi {}_q\\ \psi -\psi {}_q{\rm P}{}_x^g-x{}_0^g\\ {\rm P}{}_y^g-y{}_0^g{\rm P}{}_z^g-{\rm Z}{}_0^g\end{array}\right]{}^{\text{Τ}}$

。

其中X${}_0^g$=[x${}_0^g$, y${}_0^g$, z${}_0^g$]T, 为全站仪测量出的载体位置。

测量方程: Z (t) =H (t) X (t) +V (t) 。

观测矩阵:

${\rm H}(t)=\left[\begin{array}{l}{\rm I}{}_{33}0{}_{33}0{}_{33}0{}_{36}\\ 0{}_{33}0{}_{33}{\rm I}{}_{33}0{}_{36}\end{array}\right]{}_{615}$

。

测量噪声向量:

V=[θqe, φqe, ψqe, NqE, NqN, NqU]T。

其中θqe, φqe, ψqe表示全站仪测量的姿态角误差, NqE, NqN, NqU表示全站仪测量的位置误差。

综合状态方程与测量方程, 即可对系统进行Kalman滤波。

3 仿真结果

对上述激光惯性融合测量系统进行仿真实验:

仿真时间:3 600 s

初始误差条件:

激光全站仪精度:

惯性器件精度:

仿真得到的姿态及位置误差如图9所示。

从仿真结果中可以看出, 系统误差可控制在系统要求的范围内, 也说明了此方案的可行性。

4 结论

本文从FAST项目测量任务出发, 针对现有测量方法的不足, 提出加入惯性测量系统的方案。在对系统分别进行了硬件方案与软件方案的设计后, 进行了仿真实验, 通过仿真结果验证了此方案的可行性。

摘要：激光测量和惯性测量都可以对物体位置、速度、姿态等物理参数进行测量。其中, 激光测量有着测程远、精度高等特点;而惯性测量也有着自主性高, 不易受干扰、采样率高等特点。根据FAST项目中对测量的实际要求, 分析了在馈源舱动态测量任务中已有的激光测量系统的特点与不足, 提出了引入惯性测量系统与激光测量系统结合以达到更好测量效果的方案, 并对方案的可行性与实现方法进行了研究。

关键词：5百米口径射电望远镜 (FAST) ,射电望远镜,激光测量,惯性测量

参考文献

[1]Nan Rendong.Introduction to FAST:five hundred meter aperture spherical radio telescope.SPIE, 2008;7012:70121E

[2]南仁东.500m球反射面射电望远镜FAST.中国科学, 2005;35 (5) :449—466

[3]张国良, 曾静.组合导航原理与技术.西安:西安交通大学出版社, 2008:42—46

[4]以光衢.惯性导航原理.北京:航空工业出版社, 1987:78—87

[5]林敏敏, 房建成, 高国江.GPS/SINS组合导航系统混合校正卡尔曼滤波方法.中国惯性技术学报, 2003;11 (3) ;29—33

[6]屈新芬, 李世玲, 魏可惠.定位用SINS/GPS组合算法仿真及分析.信息与电子工程, 2006;4 (4) ;258—263

微小型惯性测量组合的标定方法研究 第2篇

微小型惯性测量组合的标定方法研究

在捷联惯性航向姿态测量系统中,微惯性器件是核心部分,陀螺和加速度计的.精度直接影响整个系统的性能.本文设计了微惯性测量单元MIMU的结构,建立了数学模型,采用翻滚法和转台法,分别标定加速度计和陀螺的零位偏差、标度因子及安装角误差.

作 者：马云峰 唐述宏 侯崇升 MA Yun-feng TANG Shu-hong HOU Chong-sheng 作者单位：潍坊学院,山东,潍坊,261061刊 名：潍坊学院学报英文刊名：JOURNAL OF WEIFANG UNIVERSITY年，卷(期)：8(2)分类号：V249.132关键词：微惯性测量组合 陀螺仪 加速度计 标定

浅谈对惯性与惯性定律的理解 第3篇

关键词：惯性惯性定律理解

惯性是一个重要的物理概念，惯性的定义是“物体具有保持运动状态不变的性质”。《课程标准》对惯性的教学目标描述为“通过实验探究，理解物体的惯性”。苏科版8下《物理教师教学用书》将其教学目标描述为“通过观察和归纳建立惯性的概念，并能用于解释与惯性有关的现象”。为了理解惯性及正确应用惯性解释有关现象，在教学中主要以下几方面。

一、设计能说明物体具有惯性的实验。

让学生利用身边的器材自主设计实验，建立惯性的概念，加深对惯性概念的理解，激发学生的成就感和钻研精神。如用学生手中的钢笔帽做实验，将钢笔帽压住课桌边的纸条，突然抽动纸条，而钢笔帽却未移动。再比如，将小车放在平板的左边，把木板立在小车上，使小车向右运动，当小车遇到障碍物而突然停止运动时，木块向前方倒下。

二、学习惯性，应从两个方面理解。

1.必须明确自然界的任何物体，无论是大到星球还是小到分子、原子，一切物体都有惯性。

2.无论物体何时何地或处于何种运动状态，其惯性始终存在，既不会消失，也不会时有时无，因此，惯性是物体的物理属性。

有的同学在解释问题时，常常在“惯性”一词的前面加上“产生”“受到”“出现”等词语，却是错误的，这些说法反映了同学们对物体惯性的固有属性认识不清，理解不深。

三、理解惯性要注意三个方面的区别

1.区别惯性和惯性定律

惯性定律描述了物体不受力时的运动情况，即“一切物体在没有受到外力的作用时，总保持匀速直线运动状态或静止状态”，也就是说，物体在没有受到外力作用的时候，若物体原来是静止的就是永远保持静止状态，原来是运动的就以没有受到力作用的那一时刻的速度的大小和方向作匀速直线运动，反之，如果物体受到外力的作用（合力不为零）时，物体则不可能保持匀速直线运动或静止状态不变，因此，惯性定律是理想状态下的运动规律，大量的事实可以推正这一定律是正确的。

惯性是物体本身的固有属性，它由物体自身决定，与外界条件无关，即无论物体是否受力、物体的运动状态、物体的形状等均无关系，惯性总是存在。

惯性定律是研究物体不受力作用时的运动状态，是运动定律，由受不受力决定，与自身性质无关，因此，在分析或解释物体现象时，绝不能把它们混同起来。

2.区别惯性与力

惯性与力是两个不同的概念。惯性是物体本身的一种性质，与别的物体是否存在无关，与外界条件无关，是由它本身的质量的大小决定的，其质量越大的物体，惯性就越大。而力是物体对物体的作用，只有在两个物体发生作用时才能产生，一个物体不能对自己产生力的作用，它是由两个物体间相互作用的力的大小来决定的，跟相互作用的另一个物体有关。惯性要维持物体原来的运动状态不变；而力是改变物体运动状态的原因，惯性没有方向、作用点，而力是由大小、方向、作用点三个要素构成的。

3.区别惯性与运动状态的关系

我们在学习惯性时，常常以车辆突然开动或刹车等运动状态改变过程中揭示其存在的。因此同学们误认为：物体只有在运动状态改变时才有惯性，这是一种误解，物体在任何时候都存在惯性，这与物体表现或不表现出惯性是两码事，无论运动如何，物体的惯性始终存在。

还有的同学认为：“物体运动速度越大，惯性就越大”。这种看法是不正确的。惯性是物体自身的性质，那么惯性的大小由物体本身的质量决定，质量大的物体惯性大，质量不变，惯性不变。或者说，惯性的大小由物体的质量来量度，那么同一物体的速度大时，为什么运动状态比慢时难以改变呢？这个问题相对而言比较复杂，不能单纯用惯性现象来解释。

四、解释惯性现象的问题分四步走

在教学中，我们发现许多同学在解答有关惯性现象的说理题时，常常只会笼统的回答：“这是由于物体惯性的原因造成的”。表达很不准确，似是而非。为了提高分析能力，回答问题时触及问题的实质，并培养表达能力，可按如下程序进行，

变化不变化的原因

原来的状态后来的状态

分四步进行分析，（1）确定研究对象，（2）弄清研究对象原来处于何种运动状态，（3）分析研究对象的状态是否变化的原因，即受力情況，（4）研究对改变运动状态的情况。

例如，苏科版物理课本八年级下册82页习题第2题，人们常用力拍打刚晒过的被子，使灰尘落下，这是什么道理？

按照上面的步骤进行分析，（1）研究对象是“被子和灰尘”，（2）拍打刚晒过的被子前，被子和灰尘处于静止状态，（3）拍打刚晒过的被子，被子由于受到力的作用由静止变为运动，灰尘由于惯性保持原来的运动状态，（4）所以灰尘从被子上落下。

参考文献：1.全日制义务教育《物理课程标准》北京师范大学出版社

2.苏科版《物理教师教学用书》（8下）

惯性测量 第4篇

惯性导航技术是飞行器制导的关键技术, 也是目前我国的重点研究方向, 因此, 对飞行组件中惯性测量组件的性能测试具有重要意义。为了避免Windows的非实时性造成测试结果的不可靠, 本文设计一套基于Windows RTX实时操作系统的测试系统, 通过采集惯性测量组件发出的6路加速度脉冲和6路角速度脉冲并计数, 从而得出飞行组件的当前飞行状态, 以验证惯测性能。该系统的构成如图1所示。

该系统由PXI总控计算机和自制惯测测量板卡构成, 总控机工作在Windows RTX环境下, 惯测测量板卡采集脉冲并计数后通过PXI总线将数据传递给总控机处理, 结果由测试程序 (MFC) 显示在界面上[1]。

1 惯测测量板卡设计

如图2所示, 板卡选用了PLX公司的PC I总线通用接口芯片P C I 9 0 5 4作为桥接芯片, 连接PXI总线和FPGA, FPGA选用的是Altera公司的Cyclo ne I系列芯片EP1C6Q24 0 C 8 N。

1.1 PCI9054与PXI总线接口

P C I 9 0 5 4与P X I总线接口连接比较简单, 只要将PCI9054芯片的PXI端信号线与PXI插槽的相应信号线对应连接就可以了。在电路板制作上, 为了满足反射条件, 对PXI总线信号走线有严格要求:普通信号长度, 从插槽的连接器到PCI桥芯片不大于1.5英寸, CLK信号走线长度为2.5英寸左右。否则会导致信号不稳定甚至总线冲突, 无法开机。

1.2 PC I9 0 5 4寄存器配置及初始化

总控机上电或复位时, PCI9054有3种初始化内部寄存器的方法:Local端处理器、串行EEPROM和默认配置。配置一旦不正确或不成功, 将引起测试系统数据传输错误, 甚至计算机无法正常进入系统。默认配置一般不符合用户的特定需要, Local端配置需要FPGA实现复杂的时序控制。本系统采用串行EEPROM来对PCI9054进行上电配置。

总控机启动或复位时, PCI9054首先读取EEPROM的值, 写入对应的寄存器, 然后BIOS枚举出每类总线 (当然包括PXI) 上的每一个设备, 建立管理设备的数据结构。当加载操作系统的时候, 要把这个数据结构的指针传递给操作系统, 当操作系统启动后将再次为包括PCI9054在内的硬件设备分配资源, 包括内存空间、中断请求、I/0空间等。此时就要根据EEPROM的内容来实现这些配置。

1.3 隔离电路

为防止脉冲信号在传输过程中失真, 本文设计了三极管隔离电路, 信号由三极管基极输入、集电极输出, 如图3所示。

2 软件设计

2.1 RTX下的驱动程序

RT X环境下进行P XI设备驱动开发之前应将Windows下的设备转换为RTX下的设备。RTX提供实现该功能的属性窗如图4所示。利用RTX属性窗进行转换分两个步骤[2]:

(1) 添加RTX的INF支持;

(2) 在设备管理器中更新设备驱动, 将PXI设备从Wind ows支持转换为RTX支持。

INF是一个文本文件, 里面存储了安装对应设备所需的必要信息, 比如驱动的名称、所在文件夹、注册表信息和版本信息。例如, Rtx Pnp.inf存储了RTX下即插即用 (PNP) 设备的驱动相关信息, 驱动的名称为Rtx Pn p.s y s。Rt x Pn p.sy s实现了PXI总线级的驱动。

实现了RTX总线级驱动, 就可以通过R TX提供的系统函数访问PXI设备资源。具体过程如下:调用系统函数Rt Get Bus Data B y Offset扫描获取系统PXI插槽上的所有板卡配置空间, 找到对应的板卡后调用系统函数Rt Translate Bus Address把设备配置空间中的6个基地址的基址映射到Windows系统中内核所占用的地址, 再调用Rt Map Me mory把Windows系统内核地址转换为程序可以访问的虚拟地址。这6个基址分别对应PLX905 4寄存器内存映射基址、I/O映射基址、本地空间0-3的基址。RTX下允许直接对硬件操作, 所以有了这6个基址, RTX下程序就可以像访问内存一样访问板上寄存器和本地空间硬件资源了。

2.2 Windows与RTX的通信

如图5所示, Windows进程可以通过共享内存和实时信号量与RTX进程通信, 从而实现对PXI设备的读写操作。

(1) 共享内存

RTSS共享内存对象允许在多个进程之间共享数据块, 包括在RTSS进程和Win32进程之间。为了做到这一点, 在每一个进程中都有一个线程, 这个线程必须有它自己的唯一到RTSS共享内存对象的相关进程句柄和指向保存映射的虚拟地址的区域指针。这些句柄和指针可以通过调用函数Rt C reate Shared Meory或Rt Open Shared Meory获得[3]。

(2) 实时信号量

当RTSS进程要访问共享内存数据时, 会向共享内存发送一个请求访问的信号量, 而共享内存接到请求访问的信号量后会向Win32发送一个询问信号量。如果Win3 2已经把数据准备好, 并且写入共享内存中, 在收到询问信号量时就会给共享内存发回一个准备好的信号量, 共享内存收到后再给RTSS发回一个可以访问的信号量, 这样RTSS就可以从共享内存里读出数据了[4,5]。

2.3 测试程序设计

Windows下的测试程序是基于VC6.0开发的MFC, 利用共享内存, MFC程序可以通过与RTX程序的通信实现对板卡的操作, 并将测试结果显示在界面上。测试程序主要包含了初始化板卡模块、启动惯测模块、计数模块。

3 测试结果分析与结论

在一次对某型号导弹上实际惯测的测试中, 连接惯测与测量板卡的线缆长度为3米, 测试结果表明, 脉冲在传输过程中并未出现失真情况, 对脉冲信号每秒钟的计数误差小于0.3%, 图6为某一路脉冲信号的实际测试结果。另外, 由于采用了实时的RTX系统, 系统的响应时间为ms级, 完全满足了实时性要求。

由上, 相比传统的惯测测试系统, 本文设计的测试系统, 具有明显的结构简单、精度高、可靠性强等优点。并且, 由于测试软件是基于VC++环境开发的可视化软件, 系统具有良好的可扩展性, 通用性较强。

参考文献

[1]李莉, 刘亚斌.惯导车载试验系统软件设计与研究[B], 计算机测量与控制, 2009, 17 (3) :593-598.

[2]王道彬, 陈怀民, 别洪武, 王先泽.基于RTX的实时测控系统软件设计[A].火力与指挥控制, 2009, 34 (8) :125-127.

[3]付文芳, 张淼萍.RTX下PCI9052驱动程序的开发[A].科技广场, 2006年第8期:97-100.

[4]黄键, 宋晓, 薛顺虎.RTX平台下实时仿真系统的设计方法, 计算机应用与软件[B], 2009, 26 (4) :166-169.

惯性测量 第5篇

机抖激光陀螺捷联惯性测量组合的标定方法研究

为了提高激光陀螺捷联惯性导航系统的.导航准确度,对机抖激光陀螺的抖动偏频产生的惯性仪表输出误差的特点进行了分析,并在标定过程中有效地进行了补偿,提高了陀螺和加速度计的标定准确度.

作 者：张娟妮 杨孟兴 张波 ZHANG Juan-ni YANG Meng-xing ZHANG Bo 作者单位：中国航天时代电子公司第十六研究所,西安,710100刊 名：宇航计测技术 ISTIC英文刊名：JOURNAL OF ASTRONAUTIC METROLOGY AND MEASUREMENT年，卷(期)：28(6)分类号：V241.5关键词：标准 激光陀螺仪 捷联式惯性导航 误差 补偿

惯性测量 第6篇

1 冗余系统设计

典型的CAN总线通信电路主要由微控制器、CAN总线控制器和CAN总线驱动器以及总线4部分组成[4]。基于CAN总线的冗余方法主要从3个环节进行不同程度的冗余：有总线驱动器冗余、总线控制器冗余和全系统冗余3种。3种冗余方法各有优缺点，其中全系统冗余方法可靠度最高[5]。全系统冗余方法由双路CAN通信电路组成，需要的主要器件数为无冗余系统的2倍。传统的惯性姿态测量系统由导航计算机作为微控制器，CAN总线节点设计需要CAN总线控制器、CAN总线驱动器以及相关电平转换芯片。导航计算机属于嵌入式产品，固定在载体的机械结构上，几何形状和质量都一般力求小型化。冗余设计器件数的增多不但会增加系统的成本和容量的开销，而且使系统的构成较复杂，也可能会引来新的错误。

本文选用LPC11C24微控制器来设计CAN总线冗余系统，其基本架构如图1所示。LPC11C24是恩智浦(NXP公司近年推出的一款Cortex-M0微控制器，内嵌易用型片上CAN驱动，集成了高速CAN物理层收发器TJF1051，在低成本LQFP48封装中实现了完整的CAN功能。LPC11C24的成本低、集成度高，是兼容CAN 2.0B的LPC11C00系列控制器的新成员之一，可为恶劣环境下的应用带来最佳性能[6]。基于LPC11C24的CAN总线冗余设计能充分利用该款芯片的优势，减少导航计算机的电气互连，节省50%以上的电路，从而提高了整个系统的可靠性。

2 系统硬件设计

本文惯性姿态测量系统导航计算机采用DSP+FPGA架构，DSP主要实现导航姿态的实时解算和系统控制，FPGA集成系统所有的接口功能，包括CAN通信接口。CAN总线冗余系统是基于两路LPC11C24最小系统来实现的，两片LPC微控制器以主-从模式工作。其在导航计算机中的基本设计原理如图2所示。

DSP输出的主要是导航姿态信息，接收的信息主要是IMU数据、外部传感器(GPS、磁强计等)数据以及相关指令信息。CAN通信模块搭建在FPGA上，通过FPGA与DSP进行数据交互，数据信息在FPGA内部寄存器中缓冲。这样的设计减少了DSP对外开销，保证了导航姿态的实时解算以及与人机交互低速数据的匹配。FPGA与LPC微控制器的主要连接如下：

(1)数据线D0～D7:8根数据线，用于完成FPGA与LPC的数据交互。

(2)地址线A0～A4:5根地址线，最大数据交互的字节数不应超过32，若超过，则需增加地址线。

(3)信号控制线：读控制信号CAN_RE、写控制信号CAN_RE、数据发送准备完成信号CAN_RDY以及复位信号CAN_RST。

两LPC微控制器共用数据线D0～D7和数据发送准备完成信号线CAN_RDY，数据线和地址线通过GPIO口实现。数据发送准备完成后，同时触发两LPC微控制器INT,INT通过定时器捕获外部事件中断来实现。复位信号由FPGA产生一个低电平实现，读写控制信号在FPGA与CAN通信数据交互过程中分别有效。

实现CAN通信功能还需搭建LPC微控制器最小系统。LPC最小系统主要包括供电电源、外部时钟和调试接口。LPC微控制器所需电压3.3 V由导航计算机电源模块提供。本文采用12 MHz外部时钟给系统提供基准时钟。由于LPC1100系列Cortex-M0不再支持JTAG调试模式，所以调试接口采用SWD串行调试模式。两总线输出之间连接EMI滤波器，滤除总线上的高频干扰。此外，两LPC之间有两交互信号，分别为EN0和EN1,EN0是发出故障切换信号，EN1是接受处理信号，或称之使能CAN通信信号。工作过程中，使能一个CAN的同时禁用一个CAN。

3 系统软件设计

CAN总线冗余系统采用两条完全独立的CAN总线，实现系统的物理层和数据链路层全面冗余。

系统上电复位后，初始化两路CAN总线;一路CAN总线中断开启，处于正常运行状态，另一路CAN总线中断关闭，处于备用状态;系统采用兼容两种触发方式的报文分配方式，将传输报文分为周期传送报文(时间触发)与非周期传送报文(事件触发)，其中导航姿态信息为20 ms周期报文，控制报文为非周期报文。惯性姿态测量系统平时不输出任何报文，当控制报文控制其启动后才按照总线调度策略进行输出，完成导航测姿功能。CAN总线冗余系统设计主要实现两部分功能：一为单路通信程序设计，二为双路总线切换设计。冗余系统的工作流程如图3所示。

3.1 单路CAN通信程序设计

CAN节点通信过程主要包括系统初始化、CAN报文接收、CAN报文发送和CAN中断处理等。其中系统初始化主要包括系统配置初始化、管脚初始化、定时器初始化以及CAN模块初始化等。LPC11C24微控制器中包含了C_CAN片上驱动，片上驱动程序存放在引导ROM中，并通过定义好的API向用户应用程序提供CAN初始化和通信特性[7]。下列几个常用的函数包含在API中，其调用实现如下：

(1)CAN控制器的初始化是在基于寄存器的阵列值上实现的，这些值通过指针来进行传递。CAN初始化调用范例如下：

(2)CAN发送函数允许设置报文对象，并可在总线上触发CAN报文的传送;报文编号随着每一次通信而增加，而且可用于监控引入的信息。当超过255时，信息代码会归零。这使得网络中的任意节点可以通过报文编号来测定报文的进程和正确的顺序，以进行检查。发送函数如下：

(3)CAN接收函数在调用之前，必须在结构体中设置要被读取的报文对象的编号，这样指向报文对象结构的指针会被传递到接收函数中。其实现如下：

(4)用户应用程序必须为CAN中断提供中断处理程序才能处理CAN事件，调用回调函数，并根据CAN总线上接收到的数据和检查到的状态采取相关的操作。CAN中断处理程序调用如下：

(*rom)->pCAND->isr();

(5)CAN API支持各种事件的回调函数，包括报文发送、报文接收和错误处理等。回调函数通过API函数来发布，CAN中断处理程序会按照中断级别来调用CAN回调函数。注册回调表如下：

3.2 双路CAN总线切换设计

双CAN总线冗余采用热备方式运行。一个CAN控制器作为系统上电后默认的CAN，另一个为系统的备用CAN。系统正常工作时，投入运行的CAN称为主CAN，另一路称为从CAN。当主CAN发生故障时，从CAN总线投入运行。系统运行时，要求两路CAN控制器处于热备状态，经初始化后都随时准备接收信息，但是在一个时间点上，系统中有且仅有一路CAN通道在工作，另一路处于监听状态(正常工作时)或故障状态(发生故障时)。实现CAN总线系统的全面冗余，主要解决总线故障的自动检测和总线的切换问题。

CAN2.0协议中规定节点处于错误激活态、忽略错误态、脱离总线态3种状态之一[8]。总线正常工作时处于错误激活状态，利用CAN总线控制器的故障界定机制可以判断总线错误。硬件初始化后错误计数器为0，控制器检测到错误后将发送/接收错误计数器的值递增。当发送或者接收错误计数值大于127时，总线状态为忽略错误态，可能的原因是CANH、CANL断开;当总线发送或者接收错误计数值大于255时，总线状态为脱离总线态，可能的原因是CANH与CANL短路，或者CANH与地短路，或者CANL与电源短路。在错误状态发生时，需立即执行总线切换操作。

系统运行时，如两路CAN(CAN0和CAN1)都运行良好，则选取CAN0作为默认主CAN,CAN1处于关闭状态，等待CAN0发出的使能信号，从CAN则随时备用。当主CAN发生错误状态时，读取错误状态寄存器，同时触发CAN1使能引脚，CAN1给出响应并禁用CAN0，响应完毕后，开启CAN1，两CAN主从模式切换。CAN0处于故障状态，等待修复，若修复完毕，即可作为从CAN备用，在下一次出现故障时由CAN1给出使能信号启动;若没有及时修复，则系统处于无冗余状态，若再次出现故障，则禁止系统运行。

4 测试与验证

要验证本文设计的CAN总线冗余系统的有效性，需搭建测试平台进行实验。实验软件环境包括TKScope嵌入式智能仿真开发平台、ZLGCANTset监测软件以及串口调试助手等。硬件环境包括AK100仿真器、USBCAN模块以及基于导航计算机的双LPC组成的CAN冗余电路等。实验过程主要是对单路CAN通信功能和双路冗余功能进行测试。

(1)单路CAN通信功能测试。单路CAN通信的功能测试主要包括CAN的收发，以及I/O口的中断、数据交互等。为了便于调试，隔离开导航计算机中DSP模块，采用上位机串口进行模拟。首先由上位机串口模拟发送导航姿态信息，周期为20 ms,FPGA收取数据至内部缓存器，然后由LPC读取并发送至CAN总线上。同样，CAN模块可以接收总线上的报文信息，产生中断读取并转发至上位机串口显示。测试过程中，CANTest监测软件收发和串口调试助手发收数据一致，表明CAN通信正常。

(2)双CAN冗余功能测试。冗余功能测试是在完成了单路通信测试而且双路CAN通信都能独立正常工作的基础上进行的。实验过程中，需增加一个USBCAN模块。首先，系统上电正常工作时，只有CAN0处于运行状态，而且其基本通信功能正常，CAN1总线处于关闭状态;手动断开CAN0总线，CAN1总线启动，CAN0总线关闭;接好CAN0总线，手动断开CAN1总线，CAN1总线关闭，CAN0总线恢复。图4给出了在CAN模块发送数据过程中，CAN0总线发生故障时，数据切换到CAN1总线上的情况。实验测试过程中，主CAN出现故障，能及时切换到从CAN运行，有较强的容错性。

采用双LPC设计实现的CAN总线冗余系统节约了导航计算机的成本和空间的开销，而且开发过程中充分利用了LPC控制器片上CAN驱动模块中的API函数，缩短了开发周期。CAN总线冗余系统的设计增强了系统对环境的应对能力，有效提高了浮空器惯性姿态测量系统可靠性。

参考文献

[1]宋凝芳,任磊,林恒,等.光纤陀螺捷联航姿系统CAN总线设计[J].中国惯性技术学报,2008,16(1):16-19.

[2]杜倩倩.双冗余CAN总线模块研制[D].哈尔滨:哈尔滨工业大学,2011.

[3]禹春来,许化龙,刘根旺,等.CAN总线冗余方法研究[J].测控技术,2003,22(10):28-30.

[4]莫传孟.CAN总新冗余通信在机车控制系统中的应用研究[D].成都:西南交通大学,2003.

[5]汤宜涌,王传德.CAN总线冗余系统的研究及可靠性分析[J].中原工学院学报,21(5):73-75.

[6]LPC11Cx2/Cx4Product data sheet(Rev.2-3)[M].广州周立功单片机公司,2010.

[7]LPC11C1x系列微控制器用户手册(Rev.00.13)[M].广州周立功单片机公司,2010.

惯性测量 第7篇

关键词：惯导系统,故障诊断,故障树分析法,重要度分析

0 引 言

在航天测量船上,惯性导航系统(简称惯导)是一种测量设备,主要用来实时测量和输出舰船的位置和姿态。近年来,随着航天事业的迅猛发展,测量船承担海上测控任务的频率越来越高,惯导系统出现故障的次数逐渐增多,如果故障诊断方法选择不当,往往很难适应越来越复杂的设备故障诊断。

故障树分析法(Fault Tree Analysis,FTA)是一个非常快速、准确、适用性较广的故障诊断与定位方法。

1 惯导系统简介

测量船惯导系统由惯性平台、惯导机柜、惯导显控台、GPS四部分组成。其中,惯导机柜包括电子线路和电源模块;惯导显控台包括显控台微机和B码终端;GPS包括GPS接收机和GPS天线。

系统框图如图1所示。

2 故障树分析法简介

故障树分析法[1,2,3,4]是一种需要整体、综合、定量考虑子系统异常行为的系统方法,是一种由果到因的图形演绎分析方法。故障树分析法把系统最不希望发生的事件作为故障树的顶事件,把引发该顶事件故障的最终原因作为底事件,而介于顶事件和底事件之间的其他时间称为中间事件,它反映了顶事件和底事件之间的因果关系。把顶事件、中间事件和底事件用适当的逻辑符号自上而下地逐级连接起来,所构成的逻辑结构就像一棵倒置的“树”,称为“故障树”,故障树就是描述导致顶事件发生的底事件之间的内在逻辑关系。

故障树分析法就是以故障树为工具,分析系统发生故障的各种原因、途径,提出重点监视、有效维修和改进措施。当系统出现故障时,应用该方法可以较快、较准确地确定其原因。

3 惯导系统故障树的建立

惯导系统在长期工作过程中,由于各种各样的原因,可能出现多种故障。因此,有必要及时而准确地弄清楚故障现象,为分析原因和排除故障提供充分的客观材料和依据[5]。故障树的构造是否正确是故障诊断检测的关键。

对于惯导系统而言,影响其正常工作的因素很多。惯性平台出现故障将在电子线路体现,在故障树中不单独列出。对惯导系统的各组成部分,在分析其工作原理的基础上,结合积累的实际工作经验及以往故障排除数据,构造故障树,并对其进行简化[6,7],如图2所示。

图2中所示,T为顶事件,M为中间事件,X为底事件。T为惯导系统故障,M1为惯导显控台故障,M2为惯导机柜故障,M3为GPS故障,M4为显控台微机故障,M5为B码终端故障,M6为电子线路故障,M7为电源模块故障。X1为微机运行故障,X2为微机接口板故障,X3为微机接口故障,X4为B码板故障,X5为外时统故障,X6为温控回路故障,X7为稳定回路故障,X8为数字回路故障,X9为控制计算机故障,X10为测角子系统故障,X11为电源模块PU1故障,X12为变流器故障,X13为三相电源模块故障,X14为控制分配器故障,X15为电源模块PU2故障,X16为GPS接收机故障,X17为GPS天线故障。

4 故障分析

4.1 定性分析

故障树定性分析的任务就是求取故障树的全部最小割集,即系统的全部故障模式。所谓割集,是指导致顶事件发生的一组底事件的集合C,若去掉C中任意一个底事件,余下的底事件集合不再是故障树的割集,则称集合C为是一个最小割集[1]。

利用上行法求取最小割集,上行法是一种由底事件向上进行布尔代数展开的算法[1]。

$\begin{array}{l}{\rm M}{}_4=X{}_1+X{}_2+X{}_3\\ {\rm M}{}_5=X{}_4+X{}_5\\ {\rm M}{}_6=X{}_6+X{}_7+X{}_8+X{}_9+X{}_{10}\\ {\rm M}{}_7=X{}_{11}+X{}_{12}+X{}_{13}+X{}_{14}+X{}_{15}\\ {\rm M}{}_3=X{}_{16}+X{}_{17}\\ {\rm M}{}_1={\rm M}{}_4+{\rm M}{}_5\\ {\rm M}{}_2={\rm M}{}_6+{\rm M}{}_7\end{array}$

所以,故障树的最后表达式为:

$\begin{array}{l}{\rm T}={\rm M}{}_1+{\rm M}{}_2+{\rm M}{}_3\\ =(X{}_1+X{}_2+X{}_3)+(X{}_4+X{}_5)+\\ (X{}_6+X{}_7+X{}_8+X{}_9+X{}_{10})+\\ (X{}_{11}+X{}_{12}+X{}_{13}+X{}_{14}+X{}_{15})+(X{}_{16}+X{}_{17})(1)\end{array}$

由式(1)知,该故障树的全部最小割集就是全部底事件,即:

{X1},{X2},{X3},{X4},{X5},{X6},{X7},{X8},{X9},{X10},{X11},{X12},{X13},{X14},{X15},{X16},{X17}

4.2 定量分析

4.2.1 故障概率计算

底事件的故障概率大多数情况下是由工作人员的经验给出的,也可以通过对系统元部件运行失效、系统试验和维修等方面的统计数据分析得到[6]。通过对惯导系统的长期维护使用,可估算出如表1所示的底事件概率表。

根据故障树的逻辑结构,该故障树的结构函数为[1]:

$\Phi (X)=1-(1-X{}_1)(1-X{}_2)\cdots (1-X{}_{17})(2)$

从而可以计算顶事件的故障发生概率:

$\begin{array}{l}{\rm P}({\rm T})=E[\Phi (X)]=g(q)\\ =1-[1-q(1)][1-q(2)]\cdots [1-q(17)]\\ =179.9710{}^{-4}\end{array}$

通过对各底事件的故障概率进行排序,当故障发生时,优先对概率大的事件进行故障诊断。从概率上看,稳定回路发生故障的概率最大,与实际情况相符。

4.2.2 重要度分析[1,4,8]

重要度分析是故障树定量分析的一个重要组成部分,它表明底事件对顶事件发生概率的贡献,其结果对系统备件计划及维护周期计划的确定起着关键作用。

(1) 概率重要度

概率重要度是底事件发生概率变化引起顶事件发生概率变化的程度。计算公式为顶事件发生概率对某个底事件求偏导,即:

${\rm I}{}_q(i)=\frac{\partial g(q)}{\partial q(i)}(3)$

Iq(i)越大,就说明底事件越重要,对顶事件发生影响就越大。各底事件概率重要度计算结果如表2所示。

(2) 结构重要度

结构重要度是概率重要度在特殊情况下的结果,它只表示底事件在系统结构上的重要度,本故障树的结构重要度为:

${\rm I}{}_t(i)=1/2{}^{17}(4)$

(3) 关键重要度

关键重要度是指底事件故障概率的变化率与它引起顶事件发生概率的变化率之比,计算公式为:

${\rm I}{}_c(i)=\frac{q(i)}{g(q)}{\rm I}{}_q(i)(5)$

关键重要度是以底事件自身敏感性和自身故障概率两个标准来判断底事件重要性的。Ic(i)越大,说明底事件触发顶事件发生的概率越大。各底事件关键重要度计算结果如表2所示。

由表2可知,无论是从概率重要度看,还是从关键重要度看,底事件X6、X7、X8发生概率的大小对顶事件的影响最大。从实际情况来看,温控回路、稳定回路、数字回路是惯导系统最容易出现问题的地方,严重影响惯导系统的正常工作。因此,在进行设备维护、维修时,应特别注意这三个部件。

5 结 语

本文将FTA应用到惯导系统故障诊断中,通过建立故障树列出惯导系统的主要故障原因,结合实际情况,对已建立故障树底事件的故障概率进行估算,并对故障树进行定性与定量分析,给出在故障排查和设备维护时应特别注意的事项。实践表明,故障树分析法能够提高惯导系统故障诊断的效率及准确性。

参考文献

[1]冒天诚.故障树与船舶自动控制系统的故障诊断[M].大连:大连海事大学出版社,2000.

[2]郑雷雷,宋丽华,郭锐.故障树分析法在信息安全风险评估中的应用[J].计算机科学,2011,38(10A):106-108.

[3]刁明,刘刚,邹鸿雁.故障树分析法在汽车故障诊断中的应用[J].仪器仪表用户,2010,17(6):50-51.

[4]张斌,沈怀荣.平台稳定系统故障树分析[J].飞机设计,2009,29(4):41-44.

[5]陈波,刘新建,苑仁民.故障树分析法在船舶主机系统故障诊断中的应用[J].船舶,2011,22(3):35-37.

[6]柯铭铭,路平.故障树在无人机发射机故障诊断中的应用[J].现代电子技术,2011,34(19):18-20.

[7]苏欣平,吴学深,杨成禹.基于故障树的叉车液压系统故障诊断研究[J].机床与液压,2011,39(17):138-139.