1、第 44 卷第 2 期2 0 2 3 年 2 月兵工学报ACTA AMAMENTAIIVol 44 No 2Feb2023DOI:10 12382/bgxb 2021 0584基于微惯性传感器的高灵敏度随动控制技术张天1，靳舒馨2，王强1，段晓波1，刘铁成1，牛海涛1，侯曾1，杨毅3，刘彤3(1 中国兵器工业计算机应用技术研究所，北京 100089;2 北京卫星导航中心，北京 100094;3 北京理工大学 自动化学院，北京 100081)摘要:目前的随动控制装备因难以满足传感器与执行器对实时性、准确性与稳定性需求，出现控制延迟大、执行精度低等问题，极大地限制了随动控制装备应用空间。针对上述问
2、题，提出一种基于微惯性器件与模糊控制云台的低延迟高精度随动控制技术。该技术使用微机电系统惯性测量单元(MEMS IMU)获取高灵敏度体感姿态数据，并使用该姿态数据对双轴云台进行实时高精度随动控制。相对于传统技术手段，本研究通过传感器的实时采集算法改进与云台的高频位置闭环模糊 PID 控制设计，用低成本实现了低延迟高精度随动控制功能。实测结果表明，系统在连续动作命令发出后 88.17 ms 时间内达到了 1.478(1)的云台位置响应精度，可满足高灵敏度随动控制需求;新技术适用于无人机控制与观察、车载雷达与武器站控制等领域，可大幅度降低设备操控复杂度，提升控制特性。关键词:微惯性传感器;随动控制
3、;互补滤波;模糊控制中图分类号:TP212文献标志码:A文章编号:1000-1093(2023)02-0566-10收稿日期:2021-08-31基金项目:国家自然科学基金项目(61973034、U1913203、61903034、CJSPQ2018229);装备发展部预先研究项目(7150212)High-Sensitivity Follow-up Control Technology Based onMicro-Inertial SensorsZHANG Tian1，JIN Shuxin2，WANG Qiang1，DUAN Xiaobo1，LIU Tiecheng1，NIU Haitao1
4、，HOU Zeng1，YANG Yi3，LIU Tong3(1 Beijing Institute of Computer and Electronics Application，Beijing 100089，China;2 Beijing Satellite Navigation Center，Beijing 100094，China;3 School of Automation，Beijing Institute of Technology，Beijing 100081，China)Abstract:The current follow-up control equipment is di
5、fficult to meet the requirements of real-time，accuracy and stability for sensors and actuators Problems such as high control delay and low accuracyexist，greatly limiting the applications of such equipment To address the above problems，this studyproposes a low-delay and high-precision follow-up contr
6、ol technology based on MEMS inertial devices andfuzzy control pan/tilt This technology uses a micro-inertial unit(MEMS IMU)to obtain high-sensitivityattitude dataand uses the attitude data to perform real-time and high-precision follow-up control of thehigh-precision pan/tilt Compared with tradition
7、al technical means，the improved real-time acquisitionalgorithm optimizesthe high-frequency position closed-loop fuzzy PID control of the pan/tilt and realizeslow-delay and high-precision follow-up control functions at low cost According to the measurementresults，the system achieves a pan-tilt positi
8、on response accuracy of 1.478deg(1)within 88.17 msafter the continuous action command is issued，which can meet the needs of high-sensitivity follow-upcontrol This application is suitable for UAV control and observation，vehicle radar and weapon stationcontrol，etc，which can greatly reduce the complexi
9、ty of equipment control and enhance control第 2 期基于微惯性传感器的高灵敏度随动控制技术characteristicsKeywords:inertial sensor;follow-up control;complementary filtering;fuzzy control0引言随着现代军事装备的智能化升级，武器装备对感知认知与智能控制提出了更高需求1 2。随动装备作为一种典型的智能化装备，通过多种技术手段把受控对象与操控人员的肢体动作直接结合，实现自然的人机交互方式，提升作战效率3。在随动控制装备中，人员头部运动由惯性传感器、光电系统采集，经
10、融合解算得到人员头部相对载具舱体的位置姿态变化量，生成控制信息4。该控制信息经载具控制总线传递给武器站、观察镜、雷达等执行设备，控制其跟随载具乘员头部实时准确运动5。随动控制系统的低延迟与高精度需求使得随动装备对信息采集到控制执行的实时性、准确性与稳定性有极强依赖6。在大部分机电系统的设计中，因机电常数相对固定，精度指标与实时性指标通常难以兼顾，在机电系统对精度需求较高时，采取延长响应时间换取控制精度的方案;在实时性需求更高时，采用牺牲精度以缩短响应时间的方案7 8。不同的控制策略需要针对应用场景进行综合考虑。在随动控制系统中，随动精度与随动时延均为关键性指标，二者共同决定了随动控制装备的人机
11、交互体验，需要机电系统即能满足实时性需求，又能满足精度指标。因此兼顾实时性与准确性的系统方案也成为了随动系统的设计难点。目前低成本的随动控制方案通常采用微惯性器件9 10 与光电系统配合完成测量，并将机电设备作为控制的最终执行器。对该系统而言，随动控制精度受到姿态采集精度与机电执行器精度的共同影响，随动控制的实时性受到姿态采集与解算延迟、机电控制与响应延迟的共同影响，需要进行针对性改进。本文选取微惯性传感器与小型云台构成的随动系统作为研究对象，分别对实时姿态采集算法与云台控制方案进行设计，提升随动系统实时性与准确性。在姿态解算方面，本文选用低成本小型六轴微机电系统惯性测量单元(MEMS IMU
12、)作为传感单元，通过姿态解算与互补滤波获取实时准确的姿态信息。在云台控制方面，本文使用模糊控制 PID 高频位置闭环算法改善现有双轴云台的机电控制系统，兼顾非线性输入下机电响应的实时性与准确性11 12。针对体感高动态随动系统的准确性与实时性指标，研究设计了姿态测量精度实验、头部运动测量实验与位置随动响应实验，进行了验证分析。1随动信息获取以微惯性传感器为基础的微惯性测量技术是一种有效的低成本姿态测量手段。在姿态测量中，MEMS IMU 输出为载体坐标系 3 个轴向的加速度(比力)与角速度信息13。需要通过姿态算法，根据上一时刻姿态信息与三轴陀螺仪输出，更新载体在导航坐标系下的姿态信息，完成随
13、动信息获取。同时，考虑到惯性积分的累积误差，需要通过其他观测手段修正测量结果，提升姿态测量精度。1.1随动信息采集考虑到传感器增重对人体头部造成的不适感，需要在合理体积质量下选型精度较高的 MEMS 惯性器件。综合比较下，本文选用六轴微机电惯性测量单元 ADIS16475-2 作为姿态测量传感器。该传感器常温漂移量小于 5/h、量程大于 300/s，接近战术级精度，且体积小、质量轻、功耗低，通过工装固定在头部不会产生不适感14。ADIS16475 对外数据接口为 SPI 总线，最高采样频率为 2 kHz，具备同步触发功能，可实现惯性数据的高频实时采集。使用DSP28335 完成数据采集与解算，
14、并通过串口实时发送至机电系统，如图 1 所示。图 1搭载 ADIS16475 的 DSP28335 最小系统Fig 1DSP28335 minimum system with ADIS164751.2实时姿态更新姿态解算将 IMU 的三轴角速度信息解算成头部姿态信息。推导姿态更新公式，三维空间中任意3 个坐标系的角位置关系可通过 3 次姿态角基本旋转(欧拉旋转)或 1 次四元数旋转实现对齐，两种旋765兵工学报第 44 卷转方式的转换矩阵存在等价关系15(见图 2)。图 2中，Oxnynzn为导航坐标系(东北天)，Oxbybzb载体坐标系中，yb轴向载体正前方，xb轴水平向右，zb轴与xb轴、
15、yb轴呈右手螺旋准则，以滚动角、俯仰角、偏航角 表示 3 个姿态角。图 2坐标变换矩阵的 3 次变换Fig 2Three transformations of the coordinatetransformation matrix相应 3 次姿态角旋转矩阵 Cbn为Cbn=cos 0sin 010sin 0cos1000cos sin 0sin coscos sin 0sin cos 0001=sin cos sin cos cos cos sin cos cos(1)基于四元数的坐标变换矩阵Cnb=1 2(q22+q23)2(q1q2 q0q3)2(q1q3+q0q2)2(q1q2+q0q3
16、)1 2(q21+q23)2(q2q3 q0q1)2(q1q3 q0q2)2(q2q3+q0q1)1 2(q21+q22)(2)式中:q0、q1、q2、q3为旋转四元数。比照式(1)、式(2)可以求解姿态角=sin1(2(q2q3+q0q1)=tan(12(q1q3 q0q2)q20 q21+q22+q)23=tan(12(q1q2 q0q3)q20+q21+q22+q)23(3)为实现四元数实时更新，还需要建立四元数微分方程:Q=12Qbr，b(4)式中:Q 为旋转四元数;br，b为载体固连坐标系 Oxbybzb到参考坐标系 Oxryrzr的变换角速度。将式(4)写成矩阵形式，即q0q1q2q3=0 x y zx0z yy z0 xzy x0q0q1q2q3(5)式中:x、y、z分别为 IMU 角速度测量值。由于MEMS IMU 精度限制，本文中可近似忽略位置速率和地球自转速率对姿态角解算的影响。由式(5)可见，在算法实际使用中，只要初始四元数已知，便可根据捷联惯导陀螺输出(采样间隔已知)实时更新四元数。Q(k)=Q(k 1)+Q(k)t(6)式中:k 为离散采样序号;t 为采样时间
