IMU-DGPS综述

1IMU/DGPS辅助航空摄影测量综述李学友（中国测绘科学研究院，北京100039）[摘要]IMU/DGPS辅助航空摄影测量是目前国际上新兴技术，能实现直接获取航摄仪曝光时刻外方位元素数据，使航空摄影测量作业可大量减少或完全免除地面控制点，甚至无需空中三角测量即可测图，从而大大缩短作业周期、提高生产效率、降低成本。本文主要将对IMU/DGPS辅助航空摄影测量的原理、概念、技术流程进行阐述，并简要介绍IMU/DGPS辅助航空摄影测量技术目前在国内的应用进展情况。[关键词]惯性测量单元；差分GPS；IMU/DGPS辅助航空摄影测量1引言进入90年代以来，诞生于军事工业的DGPS（差分GPS）技术与IMU(惯性测量单元)的组合应用使准确地获取航摄仪曝光时刻的外方位元素成为可能，从而实现无（或少）地面控制点，甚至无需空中三角测量工序，即可直接定向测图，从而大大缩短作业周期、提高生产效率、降低成本。国际上有很多机构和公司都将DGPS/IMU组合成的高精度位置与姿态测量系统(简称IMU/DGPS系统)应用于航空摄影项目中。中国测绘科学研究院于2002年10月在国内首次引进德国IGI公司的AEROcontrol/CCNS4系统，通过一系列的研究开发和实验，实现了IMU/DGPS系统与传统航摄相机的集成，开发了相应软件，总结了IMU/DGPS辅助航空摄影测量的生产和作业流程。本文主要将对IMU/DGPS辅助航空摄影测量的原理、方法、有关术语以及技术流程进行阐述，并简要介绍IMU/DGPS辅助航空摄影测量技术目前在国内的应用进展情况。2IMU/DGPS组合系统姿态测量的原理应用于航空遥感等领域的导航及姿态测量系统主要有卫星无线电导航系统（如全球定位系统GPS,GlobalPositioningSystem）以及惯性导航系统(INS,InertialNavigationSystem)。GPS的基本定位原理是卫星不间断地发送自身的星历参数和时间信息，用户接收到这些信息后，经过计算求出接收机的三维位置，三维方向以及运动速度和时间信息。在精密定位应用中主要采用差分GPS定位(DGPS,DifferentialGPS)技术。INS姿态测量主要是利用惯性测量单元（IMU,InertialMeasurementUnit）来感测飞机或其他载体的加速度，经过积分等运算，获取载体的速度和姿态（如位置及旋转角度）等信息。2.1DGPS精密定位原理为提高定位精度，在精密定位应用中通常采用差分GPS(DGPS,DifferentialGPS)技术：将一台（或几台）GPS接收机安置在基准站上，与机载接收机进行同步观测。根据基准站已知精密坐标，计算出基准站到卫星的距离改正数，并对机载接收机的定位结果进行改正，从而提高定位精度。在IMU/DGPS辅助航空摄影测量中主要采用载波相位差分GPS技术,该技术可使定位精度达到厘米级，大量应用于动态需要高精度位置的领域。2.2IMU姿态测定原理2.2.1惯性系统位置与姿态测定的基本原理飞行的速度取决于加速度的大小和作用的时间，即速度是对加速度的积分，可表示为kttkdttatvtv0)()()(0(1)式中速度为v，时间为t，加速度为a,v(t0)为初始时刻载体的运动速度向量(这里为零)。而飞机的瞬时位置取决于速度的大小和飞行时间，也就是说位置就等于对速度的积分，可写成kttkdttvtrtr0)()()(0(2)式中r(t0)为初始时刻载体的位置向量(这里为零)。同理，对载体的角度测定也同样如此，角速度变化经积分可得到旋转角度，经微分可得到角加速度变化。2.2.2IMU姿态测定的基本原理惯性系统中负责姿态测定的单元称为IMU（姿态测量单元）。IMU通常由三个加速度计和三个陀螺，数字电路和CPU组成的。陀螺是IMU的核心部件，常用于惯性导航和姿态测定的陀螺有三种，即DTG、RLG以及FOG,其中：DTG（DryTunedGyros固态调协陀螺）：漂移稳定性0.01-0.05度/h，噪声小，尺寸小，耐冲击弱。2RLG（RingLaserGyros环型激光陀螺）：漂移稳定性0.001度/h，精度最高，但尺寸太大。FOG（FibreOpticGyros光纤陀螺）：漂移稳定性0.01-10度/h，噪声小，尺寸较小，耐冲击。IMU/DGPS辅助航空摄影测量中对陀螺的主要需求是：尺寸小、漂移小、比例因子小，噪声特性好等。由于受到尺寸限制，目前在航空摄影测量方面应用最多的是FOG技术和DTG技术。下面以光纤陀螺（FOG）技术为例说明IMU如何通过精确测定角速度变化来进行姿态测定的。光纤陀螺分为干涉型（InterferometircFOG）、谐振腔型(RingResonatorFOG)和布里渊(Brillouin-FOG)三大类。目前最常用的是IFOG。光纤陀螺的基本原理是基于Sagnac效应的，见图1。从激光器光源发出的光由分束器分为两束，分别耦合进入多匝光纤环的两端，两相反方向的光束经光纤传输后，按原路最终回至探测器处，形成干涉型光纤陀螺。当该光纤环相对于惯性空间静止时，顺逆时针方向的光程L是相等的。当光纤环以角速度ω旋转时，沿顺、逆时针方向在光纤中传输的两束光产生的光程差为：NcsL4（3）图1Sagnac干涉示意图式中，s为光路包围的面积，C为光速，N为光纤圈数。从式（3）中可以看出，只要测出光程差ΔL，就可求出该光纤环相对于惯性空间的旋转角速度ω。同样，陀螺仪测定的角速度变化经积分可得到旋转角度，经微分可得到角加速度变化。干涉型光纤陀螺由Utah大学的Vali和Shorthill在1976年首先得以证实，在20世纪90年代得到产业化应用，美国Honeywell和Litton公司是最主要的两家IFOG的生产厂家。2.3IMU/DGPS组合系统姿态测量原理虽然DGPS系统可量测传感器的位置和速率，具有高精度，误差不随时间积累等优点，但其动态性能差（易失锁）、输出频率低，不能量测瞬间快速的变化，没有姿态量测功能。而IMU有姿态量测功能，具有完全自主、无信号传播、既能定位、测速，又可快速量测传感器瞬间的移动，输出姿态信息等优点，但主要缺点是误差随着时间迅速积累增长。可以看出DGPS与IMU正好是互补的，因此最优化的方法是对两个系统获得的信息进行综合，这样可得到高精度的位置、速率和姿态数据。IMU/DGPS数据的处理主要是通过卡尔曼滤波来实现的。3坐标系统和旋转角IMU/DGPS辅助航空摄影测量涉及两个领域，惯性导航及摄影测量。不同领域中的坐标系统和旋转角定义是不同的，下面介绍各坐标系统的定义及相互转换关系。3.1惯性导航中坐标系和角度定义惯性导航中常用坐标系包括：载体坐标系统、导航坐标系统以及地固坐标系统。在捷联配置下，加速度计测量的是载体固定坐标系统（bodyfixedcoordinatesystem,以上标b表示），见图2，其中三轴定义分别为Xb为飞行方向，前向为正，Yb为飞行方向的交叉方向，机体的右侧为正，Zb为机体垂直方向，向下为正。导航坐标系统（navigationcoordinatesystem,以上标n表示，也称当地水平坐标系），其中三轴定义分别为Xn为北方向（大地北），Yn为东方向，Zn为铅垂线方向，向下为正。（即北东地系统，在英美国家经常采用，在我国，一般习惯于东北天系统）。载体坐标系和导航坐标系之间可通过一个坐标变换矩阵来求得。变换矩阵由三个欧拉角Ψ、θ和φ组成，各角度是按照航空标准ARINC705[AirlinesElectronicEngineeringCommitte1982]定义的，航空工程中通常把Ψ、θ和φ称为载体姿态的偏航Raw、俯仰pitch和侧滚角roll。各角度定义参见图3，其中θ为俯仰角（pitch），即载体坐标系Xb轴与水平线的夹角，机头朝上为正。φ为侧滚角（roll），是载体坐标系Yb轴与水平线的夹角,右翼朝下为正。Ψ为偏航角（Raw），是在水平面内，载体坐标系Xb轴与北方向之间的夹角，右偏为正。Roll、Pitch、Yaw角可以用来将载体坐标系下的矢量转换成导航坐标系，反之亦然。转换矩阵通过三个连续旋转来计算的，旋转的次序是：首先绕3x轴旋转Roll角，其次绕y轴旋转Pitch角，再次绕Z轴旋转Yaw角。图2载体坐标系示意图图3导航坐标系及旋转角定义图4地心地固坐标系与导航坐标系等关系示意图导航坐标系统是与当地水平相关的并且是指北方向的。在飞机巡航时，坐标系统并不是固定的，是随飞机的速度方向变化的，图4表示了飞机巡航速度，地球自传速度ΩE，导航坐标系统以及地心地固坐标系统（ECEF,用e来表示）的关系。3.2摄影测量中坐标系和角度定义在惯性导航中经常采用的载体坐标系统（用b-System表示）与摄影测量中的影像（或像片）坐标系统（用B-System表示）非常类似。影像坐标系统是通过相机的框标或CCD传感器来定义的。相对应导航系统（用n-system表示），在摄影测量中采用的类似地固坐标系的物方坐标系统（用E-system表示）。同时，摄影测量系统中同样定义了旋转角度，来表示两个坐标系统间的转角，转角的转动顺序在不同的摄影测量成图系统中不同。图5中对在摄影测量中经常采用的像方坐标系（用B上标表示）以及物方坐标系（用E上标表示）进行各坐标轴的定义以及旋转角系统的定义。图5摄影测量坐标系及角度定义不同的摄影测量光束法平差系统中旋转角的转换顺序均有不同的定义，主要有两种，一种是系统,即先转，然后，最后（类似于斯图加特大学编写的PATB）；一种系统,即先转，然后，最后（类似于汉诺威大学开发的BLUH）。其他平差系统的转角系统基本参照这两种转换顺序。3.3摄影测量与惯性导航中姿态角的转换将惯性导航坐标系统统测量的姿态角()转换成摄影测量的姿态角(必须考虑不同的坐标系统定义和旋转角度的定义。除考虑最终成图的坐标系统外，还需在摄影测量坐标系统中考虑地球曲率影响以及子午线偏差的影响。因此推荐将空间笛卡儿切平面坐标系统作为物方坐标系统。该坐标系统的原点应与影像区域网的中心相一致。因此，在摄影测量中进行直接地理定位的话，必须首先从惯性测量系统测得的投影中心和姿态角度()换算到在物方坐标系（E-system）下的像4方坐标系（B-system）的转换矩阵值，进而求出用于摄影测量直接安置定向的Phi,Omega和Kappa（）角。3.4偏心角IMU一般与航摄仪紧密固联，安装时尽量保证各轴精确平行，但实际上安装后总存在着IMU与航摄仪的各轴指向间有一个微小的角度差,即偏心角（Misalignment），分解为3个方向的角度偏差，分别为ex，ey，ez，见图6，图中b*系统为相机坐标系统，b系统为IMU导航载体坐标系统。偏心角在实际应用中必须检定，并在各种转换中考虑进去该值，尤其在直接定向(DG)等高精度应用中尤为重要。图6偏心角定义一般地，IMU固定在航摄仪上，所以偏心角一般保持不变。但因为无法采用常规的几何方法来量取这个偏心角，通常采用飞行检校场的方法来确定偏心角。即在一个有精度较高足够数量控制点的试验区进行检校飞行，采用空三方法计算出每张像片的外方位元素，含投影中心的位置和姿态()角。然后通过与IMU测量获得的位置和姿态数据()进行计算来求得偏心角的最佳估计。4IMU/DGPS系统构成及应用4.1系统构成一套完整的IMU/DGPS系统硬件主要包括：IMU、机载双频GPS接收机及高性能机载GPS天线、地面GPS接收机、机载计算机以及存储设备。软件包括DGPS数据差分处理软件、GPS/IMU滤波处理软件以及检校计算软件。目前国际上常用于航空摄影测量的IMU/DGPS系统主要有两种，即德国IGI公司的AEROControl以及加拿大Applanix公司的POS/AV系统。上述两个厂家的设备的性能基本相当。4.2IMU/DGPS系统应用IM