CN102353970A - 一种高抗干扰性能gps/sins组合导航系统及实现方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种高抗干扰性能GPS/SINS组合导航系统及实现方法，属于导航技术领域，系统包括：GPS阵列天线及射频前端、干扰抑制模块、GPS基带处理环节、SINS模块和组合导航单元。方法包括：步骤一：GPS信号接收及射频前端处理；步骤二：大功率电磁干扰检测；步骤三：自适应调节天线波束，滤除大功率干扰信号；步骤四：GPS、SINS导航解算及信息融合；步骤五：获取辅助参数。本发明具有优良的动态跟踪能力和抗干扰性能，能够有效避免大功率干扰信号造成GPS射频前端饱和及阻塞，提高导航系统应对复杂类型干扰环境的鲁棒性能。

Description

一种高抗干扰性能GPS/SINS组合导航系统及实现方法

技术领域

本发明属于导航技术领域，涉及一种高抗干扰性能的GPS/SINS组合导航系统及实现方法。

背景技术

全球定位系统(GPS)具有高精度、全天候、全球覆盖等性能优点，在军用及民用导航领域得到了广泛的重视和应用。然而，GPS属于无线电导航系统，其动态性能及抗干扰能力较差，特别是对于军事应用场合，由于载体往往处于高速机动和敌方电磁干扰环境中，常规的GPS接收机将难以为用户提供连续、高精度的导航定位信息。捷联惯性导航系统(SINS)则是一种完全自主的导航系统，能够以较高频率输出载体位置、速度和姿态，且对外界干扰及载体动态不敏感、隐蔽性好。SINS的缺点是导航误差随时间积累，需要由外部观测信息实时校正，因此常与GPS进行组合应用。

GPS与SINS在性能上具有很强的互补性，将二者组合不仅可以充分发挥各自的优势，而且能够取长补短使GPS/SINS组合系统的总体性能远远优于各独立子系统。按照组合程度的不同，GPS/SINS组合系统通常可分为松组合、紧组合及超紧组合三种组合方式。松组合和紧组合主要是利用GPS输出的位置、速度或伪距、伪距率等信息校正SINS，以提高组合系统整体的导航精度。但在这两种组合方式中，GPS接收机仍处于独立的工作状态，组合系统的动态性能和抗干扰能力并未得到根本的改善。超紧组合是相对于松、紧组合更加复杂的组合模式，它将组合的概念应用到GPS接收机内部，利用SINS辅助信息优化标准伪码、载波跟踪环路结构，有效拓展了环路的动态跟踪能力，并能够降低噪声带宽，从而增强系统对噪声干扰的抑制能力。同时，SINS辅助信息能够提供伪码相位和多普勒频率的先验估计，可用于缩短由天线遮蔽或短期干扰导致的GPS信号失锁后的重捕获时间。

目前的GPS/SINS超紧组合系统主要通过缩减环路噪声带宽来增强GPS接收机信号跟踪环节的抗干扰能力，然而，窄带干扰信号具有时间上的相关性，单纯依靠降低噪声带宽并不能获得理想的抑制效果；并且，由于系统并未阻止干扰信号进入GPS接收机，致使强电磁干扰极易引起射频前端长时间的饱和及阻塞，进而导致接收机无法独立完成导航任务，这将对GPS/SINS组合系统产生致命的影响。因此，如何提高GPS/SINS组合系统在强电磁干扰环境中工作的可靠性能及处理复杂类型干扰信号的鲁棒性能，已成为GPS/SINS组合导航领域研究的关键问题之一。

发明内容

本发明的目的是为了解决现有GPS抗干扰技术的不足，提供了一种基于空域自适应调零天线的高抗干扰性能GPS/SINS组合导航系统及其实现方法，该方法增强了组合导航系统处理复杂类型干扰信号的鲁棒性。

一种高抗干扰性能GPS/SINS组合导航系统的实现方法，具体步骤如下：

步骤一：GPS信号接收及射频前端处理；

步骤二：大功率电磁干扰检测；

步骤三：自适应调节天线波束，滤除大功率干扰信号；

步骤四：GPS、SINS导航解算及信息融合；

步骤五：获取辅助参数。

一种基于空域自适应调零天线的GPS/SINS组合导航系统，主要包括SINS模块、GPS阵列天线、射频前端、干扰抑制模块、基带处理单元和组合导航单元；

SINS包括惯性测量元件(IMU)和导航解算环节；IMU测量载体的比力和角速率，将得到的比力和角速率信息传递给导航解算环节，导航解算环节根据IMU测得的比力和角速率信息计算出载体的位置、速度和姿态，导航解算环节将SINS导航参数传输给组合导航单元，所述的SINS导航参数为载体的位置、速度和姿态；

GPS天线为四元圆阵阵列天线，用于区别接收信号的入射方向，并通过四个数据通道将接收信号传输给射频前端；射频前端包括带通滤波器(BPF)、低噪放大器(LNA)、本地振荡器、自动增益控制(AGC)、中频(IF)滤波放大环节和模数转换器(A/D)；BPF具有频率选择作用，能够滤除阵列天线接收信号中的带外干扰，并将滤波后的信号送给LNA进行低噪放大，使极弱的GPS接收信号放大到可以进行模数转换的程度，低噪放大后的接收信号与本地振荡器提供的本地载波信号进行混频处理，得到中频接收信号后送给中频滤波放大环节，AGC控制中频滤波放大环节的放大幅度，使其满足A/D转换器动态范围的要求，A/D转换器将中频滤波放大后的中频接收信号由模拟类型转换为数字类型，并将数字中频接收信号传输给干扰抑制模块；

干扰抑制模块包括干扰检测单元和干扰处理器；干扰检测单元根据四路数字中频接收信号相关矩阵的特征值分布判断数字中频接收信号中是否存在大功率电磁干扰，并将检测结果反馈给AGC，干扰检测结果同时用于启动干扰处理器：如果存在大功率电磁干扰，则启动干扰处理器，干扰处理器通过调节各数据通道的权值(复权值，包括幅度和相位)使阵列天线波束零陷对准干扰方向，滤除大功率的电磁干扰，并将干扰抑制后的数字中频接收信号传输给基带处理单元，如果不存在大功率电磁干扰，A/D转换器输出的数字中频接收信号将直接传输给基带处理单元；

基带处理单元包括GPS信号的捕获环节和跟踪环节；捕获环节的主要功能是识别载体所有的可见卫星，并通过调节捕获环节中的伪码发生器、本地振荡器使本地伪码相位及载波频率与输入GPS信号的伪码相位和载波频率粗略对齐，捕获环节将捕获到的伪码相位及载波频率输送给跟踪环节进行细化处理；

跟踪环节包括载波环和码环，载波环主要包括载波数控振荡器(载波NCO)、载波相位鉴别器和环路滤波器A；数字中频接收信号与载波NCO生成的本地载波余弦、正弦信号进行混频运算，得到同相(I)、正交(Q)两路GPS基带信号，同相(I)、正交(Q)两路GPS基带信号与本地C/A码进行相关运算，相关结果输入到载波相位鉴别器中，载波相位鉴别器得到载波相位误差，将得到的载波相位误差输入环路滤波器A，载波相位误差经过环路滤波器A滤波处理后，对载波NCO输出控制信号，载波NCO根据控制信号和辅助参数计算环节提供的载波多普勒频移信息调节本地载波的频率、相位，使之与输入GPS数字中频信号的载波频率、相位对齐；同时，载波NCO将调整后的本地载波频率通过比例因子转换对C/A码NCO进行频率辅助。

码环主要包括C/A码数控振荡器(C/A码NCO)、码相位鉴别器和环路滤波器B，C/A码NCO产生本地C/A码，同相(I)、正交(Q)两路GPS基带信号与本地C/A码进行相关运算，相关结果输入到码相位鉴别器中，码相位鉴别器得到码相位误差，将得到的码相位误差输入环路滤波器B，码相位误差经过环路滤波器B滤波处理后，对C/A码NCO输出控制信号，C/A码NCO根据控制信号和辅助参数调整本地C/A码相位，使得本地C/A码相位与输入的GPS中频中的码相位对齐；

码环、载波环分别输出C/A码相位和载波频率信息，将其转换为伪距ρ_G、伪距率

作为量测信息输入到组合处理单元；

组合导航单元包括卡尔曼滤波器、辅助参数计算环节和距离、距离率转换环节；距离、距离率转换环节根据SINS提供的载体位置、速度和姿态信息结合卫星星历计算出载体与卫星之间的距离ρ_I和距离率

并作为量测信息输入到卡尔曼滤波器中；卡尔曼滤波器利用码环、载波环提供的伪距ρ_G、伪距率

和计算得出的距离ρ_I、距离率对SINS、GPS误差状态进行实时估计，并将滤波器估计的SINS误差状态反馈回SINS模块中，对导航参数误差及惯性元件误差进行补偿；同时将GPS接收机钟频误差估计信息传输给辅助参数计算环节，所述的GPS接收机钟频误差为本地数控振荡器(NCO)的频率误差；辅助参数计算环节根据校正后的SINS导航参数、卫星星历和GPS接收机钟频误差估计信息计算得到辅助参数，所述的辅助参数为C/A码相位估计值、多普勒频率估计值和GPS信号入射方向估计值，将C/A码相位估计值、多普勒频率估计值和GPS信号入射方向估计值分别提供给码环中的C/A码数控振荡器、载波环中的载波数控振荡器和干扰抑制模块中的干扰处理器。

本发明的优点在于：

(1)本发明在GPS/SINS超紧组合的基础上引入空域干扰抑制技术滤除GPS信号中大功率的窄带干扰，有效避免了GPS射频前端的饱和及阻塞，增强组合导航系统处理复杂类型干扰信号的鲁棒性能；

(2)利用校正后的SINS导航参数和卫星星历计算出GPS信号的入射方向，进而得到GPS信号的导向矢量，避免了干扰抑制算法对GPS信号导向矢量的估计环节，从而增强干扰处理的实时性，能够很好的满足动态用户导航定位的性能要求；

(3)采用特征分析方法消除较小功率干扰信号对波束零陷深度的影响，直接将噪声特征矢量(与干扰特征矢量正交)的加权作为阵列天线的最优权值，提高了干扰抑制算法对不同干燥比(JNR)干扰环境的适应能力。

附图说明

图1为本发明一种高抗干扰性能GPS/SINS 组合导航系统的结构示意图；

图2为本发明SINS辅助的GPS信号跟踪环节；

图3为本发明一种高抗干扰性能GPS/SINS组合导航实现方法的流程图；

图中：

1-SINS模块         2-GPS阵列天线     3-射频前端         4-干扰抑制模块

5-基带处理单元     6-组合导航单元    101-惯性测量元件   102-导航解算环节

301-带通滤波器     302-低噪放大器    303-本地振荡器     304-自动增益控制

305-中频滤波放大   306-A/D转换器     401-干扰检测环节   402-干扰处理器

501-捕获环节       502-载波环        503-码环           504-载波NCO

505-载波相位鉴别器 506-环路滤波器A   507-C/A码NCO       508-码相位鉴别器

509-环路滤波器B    601-卡尔曼滤波器  602-辅助参数计算环 603-距离、距离率转

                                     节                 换环节

具体实施方式

下面结合附图对本发明进行详细说明。

本发明的一种高抗干扰性能GPS/SINS组合导航系统，如图1所示，包括SINS模块1、GPS阵列天线2、射频前端3、干扰抑制模块4、基带处理单元5和组合导航单元6；

SINS模块1包括惯性测量元件(IMU)101和导航解算环节102。惯性测量元件101中有陀螺仪和加速度计，分别用来测量载体的角速率和比力，将得到的比力和角速率信息传递给导航解算环节102，导航解算环节102根据IMU101测得的比力和角速率信息计算出载体的位置(P)、速度(V)和姿态(A)，导航解算环节102将SINS导航参数传输给组合导航单元6，所述的SINS导航参数为载体的位置、速度和姿态；

GPS阵列天线2采用四元圆阵阵型，用于区别接收信号的入射方向，并通过四个数据通道将接收信号传输给射频前端3；射频前端3包括带通滤波器(BPF)301、低噪放大器(LNA)302、本地振荡器303、自动增益控制(AGC)304、中频(IF)滤波放大环节305和模数转换器(A/D)306；BPF301具有频率选择作用，能够滤除阵列天线2接收信号中的带外干扰，并将滤波后的信号送给LNA302进行低噪放大，使极弱的GPS接收信号放大到可以进行模数转换的程度，低噪放大后的接收信号将与本地振荡器303提供的本地载波信号进行混频处理，得到中频接收信号后送给中频滤波放大环节305，AGC304控制中频滤波放大环节305的放大幅度，使其满足A/D转换器306动态范围的要求，A/D转换器306将中频滤波放大后的中频接收信号由模拟类型转换为数字类型，并将数字中频接收信号传输给干扰抑制模块4；

干扰抑制模块4包括干扰检测单元401和干扰处理器402；干扰检测单元401根据四路数字中频接收信号相关矩阵的特征值分布判断数字中频接收信号中是否存在大功率电磁干扰，并将检测结果反馈给AGC304，干扰检测结果同时用于启动干扰处理器402；如果存在大功率电磁干扰，则启动干扰处理器402，干扰处理器402通过调节各数据通道的权值(复权值，包括幅度和相位)使阵列天线波束零陷对准干扰方向，滤除大功率的电磁干扰，并将干扰抑制后的数字中频接收信号传输给基带处理单元5，如果不存在大功率电磁干扰，A/D转换器306输出的数字中频接收信号将直接传输给基带处理单元5；

基带处理单元5包括GPS信号的捕获环节501和跟踪环节；捕获环节501的主要功能是识别载体所有的可见卫星，捕获环节501根据辅助参数计算环节602提供的辅助参数快速调节捕获环节501中的伪码发生器、本地振荡器使本地伪码相位及载波频率与数字中频接收信号的伪码相位和载波频率粗略对齐，所述的辅助参数包括GPS载波信号多普勒频移和C/A码相位；捕获环节501将捕获到的C/A码相位和载波频率作为初始化信息分别输送给跟踪环节的C/A码数控振荡器507、载波数控振荡器504，跟踪环节将对捕获到的C/A码相位和载波频率进行细化处理；

如图2所示，跟踪环节包括载波环502和码环503，载波环502主要包括载波数控振荡器(载波NCO)504、载波相位鉴别器505和环路滤波器A506；数字中频接收信号与载波NCO504生成的本地载波余弦、正弦信号进行混频运算，得到同相I、正交Q两路GPS基带信号，同相I、正交Q两路GPS基带信号与C/A码数控振荡器(C/A码NCO)507生成的本地C/A码进行相关运算，相关结果输入到载波相位鉴别器505中，载波相位鉴别器505得到载波相位误差，将得到的载波相位误差输入环路滤波器A506，载波相位误差经过环路滤波器A506滤波处理后，对载波NCO504输出控制信号，载波NCO504根据控制信号和辅助参数计算环节602提供的多普勒频率信息调节本地载波的频率、相位，使之与数字中频接收信号的载波频率、相位精确对齐；同时，载波NCO504将调整后的本地载波频率通过比例因子转换对C/A码NCO507进行频率辅助。

码环503主要包括C/A码数控振荡器(C/A码NCO)507、码相位鉴别器508和环路滤波器B509，C/A码NCO507产生本地C/A码，同相I、正交Q两路GPS基带信号与本地C/A码进行相关运算，相关结果输入到码相位鉴别器508中，码相位鉴别器508得到码相位误差，将得到的码相位误差输入环路滤波器B509，码相位误差经过环路滤波器B509滤波处理后，对C/A码NCO507输出控制信号，C/A码NCO507根据控制信号和辅助参数调整本地C/A码相位，使得本地C/A码相位与输入数字中频接收信号中的码相位精确对齐；所述的辅助参数由跟踪环节具体的工作模式决定；

为防止载波环502工作性能下降对码环503造成污染，并保证码环503的稳定性以及组合导航系统的可靠性，将码环503设置为载波辅助模式和SINS辅助模式，通过控制开关实现两种工作模式的切换；当载波环502工作正常时，连接触点a、b，利用本地载波频率信息对码环503进行辅助，所述的辅助参数为通过比例因子转换的本地载波频率；若载波环502发生异常，则断开触点a、b，连接触点a，c，由辅助参数计算环节602辅助码环203，此时，所述的辅助参数为多普勒频率；

载波环502中的环路滤波器A506、码环503中的环路滤波器B509分别输出载波频率和码相位信息，将其转换为伪距率

伪距ρ_G作为量测信息输入到组合导航单元6；

组合导航单元6包括卡尔曼滤波器601、辅助参数计算环节602和距离、距离率转换环节603；组合导航单元6中的距离、距离率转换环节603根据SINS模块1提供的载体位置、速度和姿态信息结合卫星星历计算出载体与卫星之间的距离ρ_I和距离率

并作为量测信息传输给卡尔曼滤波器601，卡尔曼滤波器601利用码环503、载波环502提供的伪距ρ_G、伪距率

和计算得出的距离ρ_I、距离率对SINS、GPS误差状态进行实时估计，并将滤波器估计的SINS误差状态反馈回SINS导模块1，对导航参数误差及惯性元件误差进行补偿；同时将GPS接收机钟频误差估计信息传输给辅助参数计算环节602；所述的SINS导航参数误差包括载体位置、速度和姿态误差，所述的惯性元件误差包括加速度计零偏和陀螺仪漂移误差，所述的GPS接收机钟频误差为本地数控振荡器(NCO)的频率误差；

辅助参数计算环节602根据校正后的SINS导航参数、卫星星历和GPS接收机钟频误差估计信息计算得到辅助参数，所述的辅助参数为多普勒频率估计值、C/A码相位估计值和GPS信号入射方向估计值，将多普勒频率估计值、C/A码相位估计值和GPS信号入射方向估计值分别提供给载波环502中的载波NCO504、码环503中的C/A码NCO507及干扰抑制模块中的干扰处理器402。

本发明的一种高抗干扰性能GPS/SINS组合导航实现方法，流程如图3所示，具体包括以下步骤：

步骤一：GPS信号接收及射频前端处理；

GPS阵列天线2采用四元圆阵阵型，将接收到的GPS射频信号通过四个数据通道传输给射频前端3；射频前端3对GPS射频信号进行带通滤波、低噪放大、混频及A/D转换处理，得到GPS数字中频信号，将GPS数字中频信号输入到干扰检测环节401。

步骤二：大功率电磁干扰检测；

干扰检测环节401首先计算GPS数字中频接收信号的相关矩阵R，并根据相关矩阵R的特征值分布情况判断数字中频接收信号中是否存在大功率干扰。实际计算中，对相关矩阵R的估计为：

$\hat{R}=\frac{1}{L}\underset{k=1}{\overset{L}{\mathrm{\Σ}}}x\left(k\right)x{\left(k\right)}^H---\left(1\right)$

式中：L为GPS阵列天线采用的快拍数，x(k)为GPS数字中频接收信号的复采样数据(包括幅度和相位)，H表示共轭转置。

中各特征值的乘积与求和分别可通过

和

计算得出，且：

$\mathrm{\η}=\frac{M\sqrt{\underset{i=1}{\overset{M}{\mathrm{\Π}}}\hat{R}(i,i)}}{\underset{i=1}{\overset{M}{\mathrm{\Σ}}}\hat{R}(i,i)/M}---\left(2\right)$

式中，M为阵元数目。由于GPS数字中频信号功率很小，被环境噪声所淹没，因此，当无外界干扰时，各阵元接收信号功率近似等于噪声功率，即数据相关矩阵

各特征值几乎相同：

${\hat{R}}_0=E\left({\mathrm{xx}}^H\right)\≈E\left({\mathrm{nn}}^H\right)=\mathrm{diag}({\mathrm{\λ}}_1,{\mathrm{\λ}}_2,\·\·\·,{\mathrm{\λ}}_M)---\left(3\right)$

式中，

为无外界干扰情况时各阵元接收数据的相关矩阵，n为等功率、不相关的高斯白噪声，功率为σ²，λ₁～λ_M表示

的各特征值，λ₁＝λ₂＝…＝λ_M＝σ²。无外界干扰时η：

$\mathrm{\η}=\frac{M\sqrt{\underset{i=1}{\overset{M}{\mathrm{\Π}}}{\hat{R}}_0(i,i)}}{\underset{i=1}{\overset{M}{\mathrm{\Σ}}}{\hat{R}}_0(i,i)/M}\≈\frac{{\mathrm{\σ}}^2}{{\mathrm{\σ}}^2}=1---\left(4\right)$

然而，当GPS阵列天线2接收数据中存在大功率干扰信号时，干扰信号将会改变数据相关矩阵

的特征值分布情况，导致中某些特征值λ_i＞＞σ²，进而使η远小于1。因此，可以根据η的计算结果判断GPS阵列天线2数字中频接收信号中是否存在大功率干扰：η≈1，无外界干扰，系统自动跳过干扰抑制环节，直接进行捕获、跟踪处理；η＜T，存在大功率干扰信号，启动干扰处理器402进行干扰抑制处理，所述的T＝0.15为设定的干扰检测门限。

步骤三：自适应调节天线波束，滤除大功率干扰信号；

干扰处理器402为一种波束产生器，通过调节GPS阵列天线2中各阵元接收数据的复权值w控制阵列天线主波束与零陷波束的方向，从而使主波束对准有用信号(GPS信号)方向、零陷波束对准干扰方向。假设GPS数字中频接收信号为x(k)，各阵元接收数据的复权值为w，则输出信号模型可表示成：

y(k)＝w^Hx(k)                                  (5)

由式(5)可得到GPS阵列天线2的输出功率P_out：

$P_{\mathrm{out}}=E\left\{{\left|y\left(k\right)\right|}^2\right\}=E\left\{(w^{H}x\left(k\right){)\left(w^{H}x\left(k\right)\right)}^T\right\}=E\left\{w^H\hat{R}w\right\}---\left(6\right)$

与干扰信号相比，GPS信号和环境噪声的功率很小，即GPS阵列天线2总的输出功率基本由干扰信号功率决定，因此调节各阵元数据权值w使P_out趋于极小即可达到衰减干扰的目的。取最佳化条件为使GPS阵列天线输出功率P_out最小，即：

$\left\{\begin{array}{c}\underset{w}{\mathrm{Min}}{P}_{\mathrm{out}}=E\left\{w^H\hat{R}w\right\}\\ s.t{.w}^{H}s=1\end{array}\right.---\left(7\right)$

式中，w^Hs＝1为约束项，避免产生w＝0的无意义解；s为有用信号导向矢量，可由辅助参数计算环节602给出。该最佳化条件的意义可理解为在保证有用信号常值增益的条件下，使输出总功率最小，这实际上等效于输出信噪比(SNR)最大。由式(7)获得的最佳权矢量w_opt为：

$w_{\mathrm{opt}}=\mathrm{\α}{\hat{R}}^{-1}s---\left(8\right)$

式中，α为常值增益，对输出信号的SNR并无影响，可忽略。上式对采样数据相关矩阵

进行QR分解可得：

$w_{\mathrm{opt}}=\mathrm{\α}{\hat{R}}^{-1}s=\mathrm{\α}\{\underset{i=1}{\overset{J}{\mathrm{\Σ}}}{\mathrm{\λ}}_i^{-1}{q}_i{q}_i^H+\underset{i=J+1}{\overset{M}{\mathrm{\Σ}}}{\mathrm{\σ}}^{-2}{q}_i{q}_i^H\}s---\left(9\right)$

式中，λ_i为矩阵

的第i个特征值，q_i为该特征值对应的特征矢量，σ²为噪声方差。

为满秩矩阵，因此各特征向量q_i相互正交。最优权值w_opt实际上是各特征矢量的加权和，加权系数即为所对应特征值的倒数。由于强干扰源特征值很大，对所形成的最优权值贡献较小，所以本方法在强干扰的方向形成深的零陷；而对于较弱干扰，干扰特征向量在最优权值中的影响将相对较大，不能够形成较深零陷。因此，若舍弃干扰项仅采用噪声特征矢量的加权和作为最优权值，则能够避免较弱干扰对波束零陷深度的影响。此时阵列天线的最优权值为：

$w_{\mathrm{opt}}^e=\mathrm{\α}\left\{\underset{i=J+1}{\overset{M}{\mathrm{\Σ}}}{\mathrm{\σ}}^{-2}{q}_i{q}_i^H\right\}s=Q_n{Q}_n^H\·\mathrm{\α}{\hat{R}}^{-1}s---\left(10\right)$

式中，Q_n为噪声特征矢量形成的噪声子空间，由于干扰特征矢量组成的子空间和干扰信号导向矢量空间相同且与噪声子空间正交，故上式可理解为常规最优权值w_opt向干扰导向矢量正交空间的投影。

步骤四：GPS、SINS导航解算及信息融合；

GPS基带处理单元5在完成C/A码相位与载波频率的精确同步后，获得载体的伪距ρ_G、伪距率

信息，并解调出接收信号中的导航电文，所述的导航电文包括GPS卫星星历数据；SINS模块1中的导航解算环节102根据所采集的比力和角速率信息计算载体在导航坐标系中的位置、速度，并传输给组合导航单元6；组合导航单元6中的距离、距离率转换环节603结合GPS接收机提供的星历数据将载体的位置、速度信息转换为相对于GPS卫星的伪距ρ_I、伪距率

作为量测信息输入到卡尔曼滤波器601。卡尔曼滤波器601根据GPS与SINS输出的伪距、伪距率量测信息对SINS、GPS误差状态进行估计，所述的SINS、GPS误差包括载体位置、速度、姿态误差，惯性测量元件101中的陀螺仪漂移误差和加速度计零偏误差，以及GPS接收机钟频误差引起的伪距ρ_I、伪距率

误差；将估计的SINS误差状态反馈SINS模块1，对相应的导航参数及惯性元件误差进行校正，将GPS接收机钟频误差估计信息传递给辅助参数计算环节602，所述的GPS接收机钟频误差为本地数控振荡器(NCO)的频率误差；

步骤五：获取辅助参数。

辅助参数计算环节602根据校正后的SINS导航参数、卫星参数和接收机钟频误差估计信息计算载体与GPS卫星之间的距离ρ和距离率并转换为C/A码相位估计值和多普勒频率估计值，将C/A码相位和多普勒频率估计值传递给捕获环节501和跟踪环节中的C/A码NCO507、载波NCO504，为GPS信号的捕获、跟踪提供辅助；其中，多普勒频率的计算公式为：

$f_{\mathrm{dopp}}=\frac{1}{{\mathrm{\λ}}_{L1}}(V^u-V^S)\·I^S=-\frac{\stackrel{\·}{\mathrm{\ρ}}}{{\mathrm{\λ}}_{L1}}---\left(\text{11}\right)$

式中，λ_L1为L₁路载波信号波长，V^u为GPS接收机天线速度矢量，V^S为GPS卫星的速度矢量，I^S为接收机天线到卫星的单位视线矢量，所述的矢量信息皆在导航坐标系中表示。

同时，辅助参数计算环节602还根据GPS接收机到卫星的视线矢量式I^S计算出GPS信号的入射方向，对于单颗GPS卫星，其信号入射方向的俯仰角θ与方位角

可表示为：

$\mathrm{\θ}=a\tan \left(\frac{\sqrt{{\left(C_n^b{I}_i^S\left(1\right)\right)}^2+{\left(C_n^b{I}_i^S\left(2\right)\right)}^2}}{C_n^b{I}_i^S\left(3\right)}\right)---\left(12\right)$

式中，俯仰角θ的取值范围[0，π/2]，方位角

的取值范围[0，2π]，

为由导航坐标系到本体坐标系的转换矩阵，表示载体与第i颗导航星单位视线矢量(本体坐标系)中的第k个元素。辅助参数计算环节602将计算获得的GPS信号入射俯仰角θ、方位角

传递给干扰处理器402，为计算GPS天线各阵元接收数据的最优权值

提供导向矢量信息s。

本发明所设计的高抗干扰性能GPS/SINS组合导航系统能够自适应调节天线波束滤除大功率电磁干扰，从而有效避免了其对GPS信号捕获、跟踪环节的影响；同时利用SINS辅助信息减轻载体的动态因素并降低跟踪环路噪声带宽，提高系统对噪声干扰的抑制能力，使组合系统更好的满足高动态、复杂电磁干扰环境中导航应用的性能要求。

Claims (10)

1.一种高抗干扰性能GPS/SINS组合导航系统，其特征在于，包括SINS模块、GPS阵列天线、射频前端、干扰抑制模块、基带处理单元和组合导航单元；

SINS模块通过测量载体的角速率和比力，计算出载体的位置、速度和姿态，将载体的位置、速度和姿态传输给组合导航单元；GPS阵列天线接收信号，并将接收信号传输给射频前端；射频前端滤除阵列天线接收信号中的带外干扰，然后进行低噪放大，放大后的信号与射频前端提供的本地载波信号进行混频处理，得到中频接收信号，然后将中频接收信号由模拟类型转换为数字类型，传输给干扰抑制模块；干扰抑制模块首先判断数字中频接收信号中是否存在大功率电磁干扰，如果存在大功率电磁干扰，滤除大功率的电磁干扰，并将干扰抑制后的数字中频接收信号传输给基带处理单元，如果不存在大功率电磁干扰，射频前端输出的数字中频接收信号直接传输给基带处理单元；基带处理单元首先粗略捕获数字中频接收信号的C/A码相位和载波频率，然后对中频接收信号的C/A码相位和载波频率进行精确跟踪，然后将得到的C/A码相位和载波频率转换为伪距ρ_G、伪距率

输入到组合导航单元；组合导航单元根据SINS模块提供的载体位置、速度和姿态信息结合卫星星历计算出载体与卫星之间的距离ρ_I和距离率

并利用伪距ρ_G、伪距率

和距离ρ_I、距离率

对SINS、GPS误差状态进行实时估计，SINS误差状态反馈回SINS导模块，进行误差补偿，然后根据校正后的SINS导航参数、卫星星历和GPS接收机钟频误差估计信息计算得到多普勒频率估计值、C/A码相位估计值和GPS信号入射方向估计值，将多普勒频率估计值、C/A码相位估计值和GPS信号入射方向估计值分别提供给基带处理单元及干扰抑制模块。

2.根据权利要求1所述的一种高抗干扰性能GPS/SINS组合导航系统，其特征在于，所述的SINS模块包括惯性测量元件和导航解算环节，惯性测量元件中包括陀螺仪和加速度计，分别用来测量载体的角速率和比力，将得到的比力和角速率信息传递给导航解算环节，导航解算环节根据惯性测量元件测得的比力和角速率信息计算出载体的位置、速度和姿态，导航解算环节将SINS导航参数传输给组合导航单元，所述的SINS导航参数为载体的位置、速度和姿态。

3.根据权利要求1所述的一种高抗干扰性能GPS/SINS组合导航系统，其特征在于，所述的GPS阵列天线采用四元圆阵阵型，用于区别接收信号的入射方向，并通过四个数据通道将接收信号传输给射频前端。

4.根据权利要求1所述的一种高抗干扰性能GPS/SINS组合导航系统，其特征在于，所述的射频前端包括带通滤波器、低噪放大器、本地振荡器、自动增益控制、中频滤波放大环节和模数转换器；带通滤波器滤除阵列天线接收信号中的带外干扰，并将滤波后的信号送给低噪放大器进行低噪放大，使GPS接收信号放大到能够进行模数转换，低噪放大后的接收信号将与本地振荡器提供的本地载波信号进行混频处理，得到中频接收信号后送给中频滤波放大环节，自动增益控制控制中频滤波放大环节的放大幅度，使其满足模数转换器动态范围的要求，模数转换器将中频滤波放大后的中频接收信号由模拟类型转换为数字类型，并将数字中频接收信号传输给干扰抑制模块。

5.根据权利要求1所述的一种高抗干扰性能GPS/SINS组合导航系统，其特征在于，所述的干扰抑制模块包括干扰检测单元和干扰处理器；干扰检测单元根据四路数字中频接收信号相关矩阵的特征值分布判断数字中频接收信号中是否存在大功率电磁干扰，并将检测结果反馈给射频前端的自动增益控制，干扰检测结果同时用于启动干扰处理器；如果存在大功率电磁干扰，则启动干扰处理器，干扰处理器通过调节各数据通道的权值使阵列天线波束零陷对准干扰方向，滤除大功率的电磁干扰，并将干扰抑制后的数字中频接收信号传输给基带处理单元，如果不存在大功率电磁干扰，射频前端的模数转换器输出的数字中频接收信号将直接传输给基带处理单元。

6.根据权利要求1所述的一种高抗干扰性能GPS/SINS组合导航系统，其特征在于，所述的基带处理单元包括GPS信号的捕获环节和跟踪环节，捕获环节根据组合导航单元的辅助参数计算环节提供的辅助参数快速调节捕获环节中的伪码发生器、本地振荡器使本地伪码相位及载波频率与数字中频接收信号的伪码相位和载波频率粗略对齐，所述的辅助参数包括GPS载波信号多普勒频移和C/A码相位；捕获环节将捕获到的C/A码相位和载波频率作为初始化信息分别输送给跟踪环节的C/A码数控振荡器、载波数控振荡器，跟踪环节将对捕获到的C/A码相位和载波频率进行细化处理；

跟踪环节包括载波环和码环，载波环主要包括载波数控振荡器、载波相位鉴别器和环路滤波器A；数字中频接收信号与载波相位鉴别器生成的本地载波余弦、正弦信号进行混频运算，得到同相I、正交Q两路GPS基带信号，同相I、正交Q两路GPS基带信号与C/A码数控振荡器生成的本地C/A码进行相关运算，相关结果输入到载波相位鉴别器中，载波相位鉴别器得到载波相位误差，将得到的载波相位误差输入环路滤波器A，载波相位误差经过环路滤波器A滤波处理后，对载波数控振荡器输出控制信号，载波数控振荡器根据控制信号和组合导航单元的辅助参数计算环节提供的多普勒频率信息调节本地载波的频率、相位，使之与数字中频接收信号的载波频率、相位精确对齐；同时，载波数控振荡器将调整后的本地载波频率通过比例因子转换对C/A码数控振荡器进行频率辅助；

码环主要包括C/A码数控振荡器、码相位鉴别器和环路滤波器B，C/A码数控振荡器产生本地C/A码，同相I、正交Q两路GPS基带信号与本地C/A码进行相关运算，相关结果输入到码相位鉴别器中，码相位鉴别器得到码相位误差，将得到的码相位误差输入环路滤波器B，码相位误差经过环路滤波器B滤波处理后，对C/A码数控振荡器输出控制信号，C/A码数控振荡器根据控制信号和辅助参数调整本地C/A码相位，使得本地C/A码相位与输入数字中频接收信号中的码相位精确对齐；

载波环中的环路滤波器A、码环中的环路滤波器B分别输出载波频率和码相位信息，将其转换为伪距率伪距ρ_G作为量测信息输入到组合导航单元。

7.根据权利要求6所述的一种高抗干扰性能GPS/SINS组合导航系统，其特征在于，所述的辅助参数由跟踪环节具体的工作模式决定，具体为：码环设置为载波辅助模式和SINS辅助模式，通过控制开关实现两种工作模式的切换；当载波环工作正常时，连接触点a、b，利用本地载波频率信息对码环进行辅助，所述的辅助参数为通过比例因子转换的本地载波频率；若载波环发生异常，则断开触点a、b，连接触点a，c，由组合导航单元的辅助参数计算环节辅助码环，所述的辅助参数为多普勒频率。

8.根据权利要求1所述的一种高抗干扰性能GPS/SINS组合导航系统，其特征在于，所述的组合导航单元包括卡尔曼滤波器、辅助参数计算环节和距离、距离率转换环节；组合导航单元中的距离、距离率转换环节根据SINS模块提供的载体位置、速度和姿态信息结合卫星星历计算出载体与卫星之间的距离ρ_I和距离率

并作为量测信息传输给卡尔曼滤波器，卡尔曼滤波器利用基带处理单元的码环、载波环提供的伪距ρ_G、伪距率

和计算得出的距离ρ_I、距离率

对SINS、GPS误差状态进行实时估计，并将滤波器估计的SINS误差状态反馈回SINS导模块，对导航参数误差及惯性元件误差进行补偿；同时将GPS接收机钟频误差估计信息传输给辅助参数计算环节；所述的SINS导航参数误差包括载体位置、速度和姿态误差，所述的惯性元件误差包括加速度计零偏和陀螺仪漂移误差，所述的GPS接收机钟频误差为本地数控振荡器(NCO)的频率误差；

辅助参数计算环节根据校正后的SINS导航参数、卫星星历和GPS接收机钟频误差估计信息计算得到辅助参数，所述的辅助参数为多普勒频率估计值、C/A码相位估计值和GPS信号入射方向估计值，将多普勒频率估计值、C/A码相位估计值和GPS信号入射方向估计值分别提供给基带处理单元载波环中的载波数控振荡器、码环中的C/A码数控振荡器及干扰抑制模块中的干扰处理器。

9.一种高抗干扰性能GPS/SINS组合导航实现方法，其特征在于，具体包括以下步骤：

步骤一：GPS信号接收及射频前端处理；

GPS阵列天线采用四元圆阵阵型，将接收到的GPS射频信号通过四个数据通道传输给射频前端；射频前端对GPS射频信号进行带通滤波、低噪放大、混频及A/D转换处理，得到GPS数字中频信号，将GPS数字中频信号输入到干扰检测环节；

步骤二：大功率电磁干扰检测；

干扰检测环节首先计算GPS数字中频接收信号的相关矩阵R，并根据相关矩阵R的特征值分布情况判断数字中频接收信号中是否存在大功率干扰；

相关矩阵R的估计为：

$\hat{R}=\frac{1}{L}\underset{k=1}{\overset{L}{\mathrm{\Σ}}}x\left(k\right)x{\left(k\right)}^H---\left(1\right)$

式中：L为GPS阵列天线采用的快拍数，x(k)为GPS数字中频接收信号的复采样数据，H表示共轭转置；

各特征值的乘积与求和分别可通过

和

计算得出：

$\mathrm{\η}=\frac{M\sqrt{\underset{i=1}{\overset{M}{\mathrm{\Π}}}\hat{R}(i,i)}}{\underset{i=1}{\overset{M}{\mathrm{\Σ}}}\hat{R}(i,i)/M}---\left(2\right)$

式中，M为阵元数目；根据η的计算结果判断GPS阵列天线数字中频接收信号中是否存在大功率干扰，η≈1，无外界干扰，直接进行捕获、跟踪处理，然后进入步骤四；η＜T，T为设定的检测门限，T＝0.15，存在大功率干扰信号，启动干扰处理器进行干扰抑制处理，进入步骤三；

步骤三：自适应调节天线波束，滤除大功率干扰信号；

干扰处理器通过调节GPS阵列天线中各阵元接收数据的复权值w控制阵列天线主波束与零陷波束的方向，从而使主波束对准有用信号方向、零陷波束对准干扰方向，假设GPS数字中频接收信号为x(k)，各阵元接收数据的复权值为w，则输出信号模型可表示成：

y(k)＝w^Hx(k)                                          (3)

由式(3)可得到GPS阵列天线的输出功率P_out：

$P_{\mathrm{out}}=E\left\{{\left|y\left(k\right)\right|}^2\right\}=E\left\{(w^{H}x\left(k\right){)\left(w^{H}x\left(k\right)\right)}^T\right\}=E\left\{w^H\hat{R}w\right\}---\left(4\right)$

取最佳化条件为使GPS阵列天线输出功率P_out最小，即：

$\left\{\begin{array}{c}\underset{w}{\mathrm{Min}}{P}_{\mathrm{out}}=E\left\{w^H\hat{R}w\right\}\\ s.t{.w}^{H}s=1\end{array}\right.---\left(5\right)$

式中，w^Hs＝1为约束项，s为有用信号导向矢量，由辅助参数计算环节给出，由式(5)获得的最佳权矢量w_opt为：

$w_{\mathrm{opt}}=\mathrm{\α}{\hat{R}}^{-1}s---\left(6\right)$

式中，α为常值增益，忽略；上式对采样数据相关矩阵

进行QR分解可得：

$w_{\mathrm{opt}}=\mathrm{\α}{\hat{R}}^{-1}s=\mathrm{\α}\{\underset{i=1}{\overset{J}{\mathrm{\Σ}}}{\mathrm{\λ}}_i^{-1}{q}_i{q}_i^H+\underset{i=J+1}{\overset{M}{\mathrm{\Σ}}}{\mathrm{\σ}}^{-2}{q}_i{q}_i^H\}s---\left(7\right)$

式中，λ_i为矩阵的第i个特征值，q_i为该特征值对应的特征矢量，σ²为噪声方差，

为满秩矩阵，因此各特征向量q_i相互正交，采用噪声特征矢量的加权和作为最优权值，阵列天线的最优权值为：

$w_{\mathrm{opt}}^e=\mathrm{\α}\left\{\underset{i=J+1}{\overset{M}{\mathrm{\Σ}}}{\mathrm{\σ}}^{-2}{q}_i{q}_i^H\right\}s=Q_n{Q}_n^H\·\mathrm{\α}{\hat{R}}^{-1}s---\left(8\right)$

式中，Q_n为噪声特征矢量形成的噪声子空间；

步骤四：GPS、SINS导航解算及信息融合；

GPS基带处理单元在完成C/A码相位与载波频率的精确同步后，获得载体的伪距ρ_G、伪距率

信息，并解调出接收信号中的导航电文，所述的导航电文包括GPS卫星星历数据；SINS模块中的导航解算环节根据所采集的比力和角速率信息计算载体在导航坐标系中的位置、速度，并传输给组合导航单元；组合导航单元中的距离、距离率转换环节结合GPS接收机提供的星历数据将载体的位置、速度信息转换为相对于GPS卫星的伪距ρ_I、伪距率

作为量测信息输入到卡尔曼滤波器，卡尔曼滤波器根据GPS与SINS输出的伪距、伪距率量测信息对SINS、GPS误差状态进行估计，所述的SINS、GPS误差包括载体位置、速度、姿态误差，惯性测量元件中的陀螺仪漂移误差和加速度计零偏误差，以及GPS接收机钟频误差引起的伪距ρ_I、伪距率

误差；将估计的SINS误差状态反馈回SINS模块，对相应的导航参数及惯性元件误差进行校正，将GPS接收机钟频误差估计信息传递给辅助参数计算环节，所述的GPS接收机钟频误差为本地数控振荡器的频率误差；

步骤五：获取辅助参数；

辅助参数计算环节根据校正后的SINS导航参数、卫星参数和接收机钟频误差估计信息计算载体与GPS卫星之间的距离ρ和距离率

并转换为C/A码相位估计值和多普勒频率估计值，将C/A码相位和多普勒频率估计值传递给捕获环节和跟踪环节中的C/A码数控振荡器、载波数控振荡器，为GPS信号的捕获、跟踪提供辅助；其中，多普勒频率的计算公式为：

$f_{\mathrm{dopp}}=\frac{1}{{\mathrm{\λ}}_{L1}}(V^u-V^S)\·I^S=-\frac{\stackrel{\·}{\mathrm{\ρ}}}{{\mathrm{\λ}}_{L1}}---\left(\text{9}\right)$

式中，λ_L1为L₁路载波信号波长，V^u为GPS接收机天线速度矢量，V^S为GPS卫星的速度矢量，I^S为接收机天线到卫星的单位视线矢量，所述的矢量信息皆在导航坐标系中表示；

同时，辅助参数计算环节还根据GPS接收机到卫星的视线矢量式I^S计算出GPS信号的入射方向，辅助参数计算环节将计算获得的GPS信号入射俯仰角θ、方位角

传递给干扰处理器，为计算GPS天线各阵元接收数据的最优权值

提供导向矢量信息s。

10.根据权利要求9所述的一种高抗干扰性能GPS/SINS组合导航实现方法，其特征在于，所述的步骤五，对于单颗GPS卫星，其信号入射方向的俯仰角θ与方位角

表示为：

$\mathrm{\θ}=a\tan \left(\frac{\sqrt{{\left(C_n^b{I}_i^S\left(1\right)\right)}^2+{\left(C_n^b{I}_i^S\left(2\right)\right)}^2}}{C_n^b{I}_i^S\left(3\right)}\right)---\left(10\right)$

式中，俯仰角θ的取值范围[0，π/2]，方位角

的取值范围[0，2π]，

为由导航坐标系到本体坐标系的转换矩阵，

表示载体与第i颗导航星单位视线矢量(本体坐标系)中的第k个元素。

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