CN103983275A - 双基站飞行器方向标定方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种双基站飞行器方向标定方法，步骤为:1：在飞行器航行轨迹垂直的方向左右侧各布置一个基准信号源；2：两基准信号源同时接收北斗授时或铷钟授时秒信号；3：两基准信号源接收到授时秒信号之后向飞行器上的接收机发送M序列伪随机码进行伪码测距，由发送伪随机码的时差算出距离差，得到偏差角度；在飞行器发射初始段内前10～20公里内的误差根据得到的偏差角度来修正；步骤4：进行误差分解，累积偏差量可分解为温度漂移误差、时间漂移误差、指向零值误差，分别测量时间漂移和温度漂移的规律性，将温度漂与时间漂移曲线进行叠加对飞行器20公里后的发射轨迹实时修正。本发明精度达到纳秒级别，很好的隐蔽效果。

Description

双基站飞行器方向标定方法

技术领域

本发明涉及无人飞行器领域，具体地，涉及一种双基站飞行器方向标定方法。

背景技术

随着信息时代发展，无人飞行器将越来越多的用于社会发展的各方面，如何有效提高无人飞行器的航行精度、降低对信息的依赖程度，是提高无人飞行器复杂环境适应能力、提高无人飞行器智能化的重要方向。

现有很多无人飞行器都采用惯性导航系统组件，建立在惯性原理基础上的惯性导航系统不需要任何外来信息，也不向外辐射任何信息，仅靠惯性导航系统本身就能全天候、在全球范围内自主地、隐蔽地获取飞行器的运动信息；但是惯性导航系统会存在误差(比如时间漂移等)，而且因为惯性导航系统是自主式工作，该误差会累积，从而造成飞行器航行精度的降低。因此，无人飞行器的航行精度可以通过提升惯性导航系统组件精度来实现。

现有技术中，如公开号为102927994A(申请号201210404851.3)的中国发明专利，该专利公开了一种斜置冗余捷联惯性导航系统的快速标定方法，包括步骤一：描述斜置RSINS安装失准角，给出标定量测方程。步骤二：设计斜置RSINS标定方案。步骤三：搭建斜置RSINS标定仿真平台，并利用仿真平台验证标定方法的准确性。但该发明仅是一种对低精度陀螺仪误差角度的算法，没有实用性且算法复杂，本发明中建立了两个基准信号源，对各种精度陀螺仪的误差角度的测量既简单又准确。

又如公开号为103245359A(申请号201310142701.4)的中国发明专利，该专利公开了一种惯性导航系统中惯性传感器固定误差实时标定方法，该方法包括以下步骤：首先建立惯性传感器在飞行器动态飞行过程中的固定性误差模型，固定误差包括安装误差和标度因数误差；在传统的IMU随机误差模型及所建立的固定性误差模型的基础上，随后建立包含惯性传感器固定误差在内的滤波状态方程及位置、速度和姿态线性量测方程；最后在飞行器动态飞行过程中对惯性传感器固定性误差进行实时动态标定与校正，获得惯性传感器固定性误差补偿校正后的惯性导航系统导航结果。该发明分析固定误差的产生原因，对固定误差进行标定与校正，而本发明是对综合误差进行标定与校正，使得校正更精确，且该发明的测量使用卫星导航系统，缺乏隐蔽性易受干扰。本发明建立两个基准信号源，使用伪码测距使得测量结果既准确又隐蔽。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种双基站飞行器方向标定方法，采用北斗授时和銣钟授时相结合，提高了测量精确度，并有很好的隐蔽效果，同时将误差进行分解使得补偿机制更加完善和精确，从而可以有效提高无人飞行器的航行精度、降低对信息的依赖程度。

为实现以上目的，本发明提供一种双基站飞行器方向标定方法，包括如下步骤：

步骤1：在飞行器航行轨迹垂直的方向左右侧各布置一个基准信号源；

步骤2：步骤1中的两基准信号源同时接收北斗授时或铷钟授时秒信号；

步骤3：两基准信号源接收到授时秒信号之后向飞行器上的接收机发送M序列伪随机码进行伪码测距，由发送伪随机码的时差算出距离差，得到偏差角度；在飞行器发射初始段内前10～20公里内的误差修正根据得到的偏差角度来修正；

步骤4：对发射全程累积下的误差量即积累偏差量进行误差分解，该积累偏差量可以分解为温度漂移误差、时间漂移误差、指向零值误差，分别测量时间漂移和温度漂移的规律性，将温度漂移曲线与时间漂移曲线进行叠加对飞行器发射20公里之后的发射轨迹进行实时修正。

优选地，所述步骤1中，具体的：在飞行器航行轨迹接近垂直的方向左右侧各布置一个基准信号源，并将基准信号源的空间坐标位置发射前装入到飞行器的惯导组件中，把基准信号源发射的信号调制成差分信号，当飞行器收到这两个辐射源的信号以后，通过差分解算能判断出在这10公里到20公里的航程当中，惯导组件相对于大地坐标的偏差量。

设第一基准信号源的坐标为(x1,y1,z1)，第二基准信号源的坐标为(x2，y2，z2)，若飞行器飞行了ti小时，飞行了Hi公里时实际到达C点，而理想位置为A点。飞行器与第一基准信号源之间的距离为R1，飞行器与第二基准信号源之间的距离为R2；假设飞行器没有偏差，则飞行器与第一基准信号源之间的距离为R01，而飞行器与第二基准信号源之间的距离为R02；

关于偏差角度θ的计算：由大量数据建模得知，当飞行器飞行了ti小时，飞行了Hi公里时，存在一个第一基准信号源到实际位置C点和第二基准信号源到理想位置A的交叉B点，使得AB＝∣R01-R1∣，BC＝∣R02-R2∣且∠ABC＝90°，根据勾股定理得出：

$\mathrm{AC}=\sqrt{{|R01-R1|}^2+{|R02-R2|}^2}---\left(1.1\right),$

又因为AC＝Hi·tanθ(近似值)，(AC≈Hi·θ为弧长公式，又因θ足够小，故θ＝tanθ)可以推出：

$\mathrm{\θ}={\tan }^{-1}\frac{\sqrt{{|R01-R1|}^2+{|R02-R2|}^2}}{\mathrm{Hi}}---\left(1.2\right).$

优选地，所述步骤2，具体的：步骤1中设置的两个基准信号源同时接收北斗授时或铷钟授时，即同时收到秒信号，以信号源收到秒信号为起点，向飞行器发送已存储好的一串m序列伪随机码，从第一基准信号源到无人飞行器的发送时间为t1，从第二基准信号源到无人飞行器的发送时间为t2，比较t1，t2的大小，较大的则离飞行/发射轨道较远，则第一基准信号源、第二基准信号源到无人飞行器的距离差为：|t2-t1|·c，c为光速。

优选地，所述步骤3，具体的：伪码测距的原理是发送部分用伪随机码对载波进行相位调制，然后经天线发往目标，由目标反射回来的电波经接收机捕获恢复出伪随机码。经相位调整，使恢复出来的伪随机码同步跟踪接受信号；通过比较器可确定收发两个伪随机码的相位差即时延差，即可得到目标距离R为：

R＝0.5cpT          (1.3)

其中：c为光速，p为伪随机码周期长度，T为伪随机码宽度。

从信号源传递信号到A、C两点(A点为飞行器经过ti小时后到达的理想位置，C点为飞行器经过ti小时后到达的实际位置)所需时间并不相同，因A点为理想位置，已知到达A点所需的时间t，与第一基准信号源发射的信号到达C点所需的时间相减得到一个时间差，该时间差乘以光速即为距离差，即：

ΔR=c·Δt           (1.4)

故：

AB＝c·Δt1,BC＝c·Δt2

偏差角度：

$\mathrm{\θ}={\tan }^{-1}\frac{\sqrt{{(c\·\mathrm{\Δt}1)}^2+{(c\·\mathrm{\Δt}2)}^2}}{\mathrm{Hi}}---\left(1.5\right)$

Hi为飞行器发射的距离，c为光速，△t1为第一基准信号源发射M序列伪随机码到达实际位置C点所需的时间与理论上伪随机码到达理想位置A点所需的时间的一个时间差，同理△t2。

优选地，所述步骤4中，飞行器的偏差角由常量误差和渐变误差组成，设到达目标区的积累偏差量为S，则：

$S={\∫}_0^{T_S}{\∫}_0^{t_S}\mathrm{dR}\·d\stackrel{\→}{{\mathrm{\θ}}_t}d\stackrel{\→}{{\mathrm{\θ}}_T}+\mathrm{\Δ}\stackrel{\→}{{\mathrm{\θ}}_0}R$

$={\∫}_0^{T_S}\mathrm{dR}\·d\stackrel{\→}{{\mathrm{\θ}}_T}+{\∫}_0^{t_S}\mathrm{dR}\·d\stackrel{\→}{{\mathrm{\θ}}_t}+\mathrm{\Δ}\stackrel{\→}{{\mathrm{\θ}}_t}+\mathrm{\Δ}\stackrel{\→}{{\mathrm{\θ}}_0}\·R---\left(1.6\right)$

上式中：为某温度点漂移误差；

为某时间点漂移误差；

为某点指向零值误差。

积累偏差量可分解为温度漂移误差、时间漂移误差、指向零值误差。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

本发明提供的双基站飞行器方向标定方法是一种用系统的方式来提升惯导组件精度的新方法。这个方法除了通过控制好惯导组件的工作环境以外，还将惯导组件的误差给予系统修正，从而实现在较远的距离当中，在没有其他的信息链路支持的情况下来提升惯导的精度。

本发明所示技术建立基准信号源对提高测量惯导偏差角的精度有新的突破，采用北斗授时使得双基站同时开始工作的精度达到纳秒级别；采用伪码测距技术使得惯导导航有很好的隐蔽效果；采用误差分解技术对惯导偏差角的补偿具有指导意义。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1为本发明一实施例平台飞行示意图；

图2为本发明一实施例误差测量原理图；

图3为本发明一实施例北斗授时示意图；

图4为本发明一实施例积累的偏差量示意图。

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本发明的保护范围。

本发明采用北斗授时和銣钟授时相结合，当北斗授时受到干扰时，则采用銣钟授时。当基准信号源同时接受到授时模块发送来的秒信号后，基准信号源开始发送伪码序列至接收机测距。利用北斗授时和銣钟授时使得基准信号源同步发射预存的伪随机码，提高了测量精确度，并有很好的隐蔽效果。

本发明由基准信号源测得的距离差计算出的偏差角包括常量误差和渐变误差。其中常量误差即为指向零值误差，渐变误差即为惯导漂移误差。将误差进行分解使得补偿机制更加完善和精确。

如图1-4所示，本实施例提供一种双基站飞行器方向标定方法，包括：

步骤1：在飞行器航行轨迹垂直的方向左右侧各布置一个基准信号源；

如图1所示，飞行器的飞行航迹由发射阵地到飞行中段到落点。为了确保其初始段(10-20公里)内的精准飞行，需要对偏差角度进行补偿。

如图2所示，第一基准信号源的坐标为(x1,y1,z1)第二基准信号源的坐标为(x2，y2，z2)，飞行器与信号源1之间的距离为R1，飞行器与信号源2之间的距离为R2。假设飞行器没有偏差，则飞行器与信号源1之间的距离为R01，而飞行器与信号源2之间的距离为R02。当(R1-R2)与(R01-R02)同号时，说明飞行器是往左偏，而当R1-R2与R01-R02不同号时，说明飞行器是往右偏。

关于偏差角度θ的计算：假设当飞行器飞行了ti小时，飞行了Hi公里时，AB＝∣R01-R1∣,BC＝∣R02-R2∣且∠ABC＝90°，根据勾股定理得到:

$\mathrm{AC}=\sqrt{{|R01-R1|}^2+{|R02-R2|}^2}.$

又因为AC＝Hi·tanθ(近似值)，可以推出公式：

$\mathrm{\θ}={\tan }^{-1}\frac{\sqrt{{|R01-R1|}^2+{|R02-R2|}^2}}{\mathrm{Hi}}---\left(1.2\right)$

步骤2：步骤1中的两基准信号源同时接收北斗授时或铷钟授时秒信号；

如图3所示，第一基准信号源、第二基准信号源同时接收北斗授时或铷钟授时(即同时收到秒信号)，以信号源收到秒信号为起点，向飞行轨道发送已存储好的一串m序列伪随机码，从第一基准信号源到无人飞行器的发送时间为t1，从第二基准信号源到无人飞行器的发送时间为t2，比较t1，t2的大小，较大的则离飞行/发射轨道较远。则第一基准信号源、第二基准信号源到无人飞行器的距离差为：|t2-t1|·c。

步骤3：两基准信号源接收到授时秒信号之后向飞行器上的接收机发送M序列伪随机码进行伪码测距，由发送伪随机码的时差算出距离差，得到偏差角度；在飞行器发射初始段内前10～20公里内的误差根据得到的偏差角度来修正；

伪码测距原理：发送部分用伪随机码对载波进行相位调制，然后经天线发往目标，由目标反射回来的电波经接收机捕获恢复出伪随机码。经相位调整，使恢复出来的伪随机码同步跟踪接受信号。这时，通过比较器可确定收发两个伪随机码的相位差(即时延差)，即可算的目标距离，如下式

R＝0.5cpT      (1.3)

其中：c为光速，p为伪随机码周期长度，T为伪随机码宽度。

由图(2)可知：第一基准信号源到A点和C点的距离分别为R01和R1，从信号源传递信号到A、C两点不是同时到达的，假设第一基准信号源发射的信号先到A点，将该信号延时，等待第二基准信号源发射的信号正好到达C点时，延时的时长乘以光速即为距离差。即：

ΔR＝c·Δt     (14)

故AB＝c·Δt1，BC＝c·Δt2；

偏差角度：

步骤4：对积累偏差量进行误差分解，积累偏差量可以分解为温度漂移误差、时间漂移误差、指向零值误差，分别测量时间漂移和温度漂移的规律性，将温度漂移曲线与时间漂移曲线进行叠加对飞行器发射20公里之后的发射轨迹进行实时修正。

本实施例中，温度误差校正：在0°～+20°内测量温度漂移曲线，将温度漂移曲线预存入陀螺仪中。并实时监控陀螺仪内的温度，实时对因温度引起的漂移进行补偿；

本实施例中，时间误差校正：在工作环境平台上随着时间产生的基准漂移，它按时间漂移线性变化或非线性变化。通过实验室多条件、多时间段、多批次测试确定时间漂移曲线，预存入陀螺仪中，该时间漂移曲线的时间的分辨率尽量少于1ms。初步设定为1ms，具体根据陀螺仪读取频率、实际计算需要、数据计算量大小来设定修正频率。由于20公里内的指向零值误差已被修正，20公里之后只需对时间漂移误差和温度漂移误差的叠加值实时修正即可。

如图4所示，为到达目标区的积累偏差量S，飞行器的偏差角由常量误差和渐变误差组成(常量误差即为指向零值误差，渐变误差即为惯导漂移误差)，

$S={\∫}_0^{T_S}{\∫}_0^{t_S}\mathrm{dR}\·d\stackrel{\→}{{\mathrm{\θ}}_t}d\stackrel{\→}{{\mathrm{\θ}}_T}+\mathrm{\Δ}\stackrel{\→}{{\mathrm{\θ}}_0}R$

$={\∫}_0^{T_S}\mathrm{dR}\·d\stackrel{\→}{{\mathrm{\θ}}_T}+{\∫}_0^{t_S}\mathrm{dR}\·d\stackrel{\→}{{\mathrm{\θ}}_t}+\mathrm{\Δ}\stackrel{\→}{{\mathrm{\θ}}_t}+\mathrm{\Δ}\stackrel{\→}{{\mathrm{\θ}}_0}\·R---\left(1.6\right)$

其中：为某温度点漂移误差；

为某时间点漂移误差；

为某点指向零值误差。

由上式可知积累偏差量可以分解为温度漂移误差、时间漂移误差、指向零值误差，分别测量时间漂移和温度漂移的规律性，将温度漂移曲线与时间漂移曲线进行叠加对20公里之后的发射轨迹进行实时修正。本实施例用数据库来描述惯导组件误差特性，用动态测量与之相结合来描述发射方向偏差以及过程参数，实现把三种误差分别提取出来，然后统一修正。

本发明建立基准信号源对提高测量惯导偏差角的精度有新的突破，采用北斗授时或铷钟授时，使得双基站同时开始工作的精度达到纳秒级别；采用伪码测距技术使得惯导导航有很好的隐蔽效果；采用误差分解技术对惯导偏差角的补偿具有指导意义。

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。

Claims (5)

1.一种双基站飞行器方向标定方法，其特征在于包括如下步骤：

步骤1：在飞行器航行轨迹垂直的方向左右侧各布置一个基准信号源；

步骤2：步骤1中的两基准信号源同时接收北斗授时或铷钟授时秒信号；

步骤3：两基准信号源接收到授时秒信号之后向飞行器上的接收机发送M序列伪随机码进行伪码测距，由发送伪随机码的时差算出距离差，得到偏差角度；在飞行器发射初始段内前10～20公里内的误差根据得到的偏差角度来修正；

步骤4：对发射全程累积下的误差量即积累偏差量进行误差分解，该偏差角度分解为温度漂移误差、时间漂移误差、指向零值误差，分别测量时间漂移和温度漂移的规律性，将温度漂移曲线与时间漂移曲线进行叠加对飞行器发射20公里之后的发射轨迹进行实时修正。

2.根据权利要求1所述的一种双基站飞行器方向标定方法，其特征在于，所述步骤1中，为确保其初始段内的精准飞行，需要对偏差角度进行补偿，具体的：

设两个基准信号源，第一基准信号源的坐标为(x1,y1,z1)，第二基准信号源的坐标为(x2，y2，z2)，若飞行器飞行了ti小时，飞行了Hi公里时实际到达C点，而理想位置为A点；飞行器与第一基准信号源之间的实际距离为R1，与第二基准信号源之间的实际距离为R2；飞行器与第一基准信号源之间的理想距离为R01，与第二基准信号源之间的理想距离为R02；

偏差角度θ的计算：由大量数据建模得知，存在一个第一基准信号源到实际位置C点和第二基准信号源到理想位置A的交叉B点，使得AB＝∣R01-R1∣，BC＝∣R02-R2∣且∠ABC＝90°，根据勾股定理得出：

$\mathrm{AC}=\sqrt{{|R01-R1|}^2+{|R02-R2|}^2}$

又因为AC＝Hi·tanθ得到偏差角度θ：

$\mathrm{\θ}={\tan }^{-1}\frac{\sqrt{{|R01-R1|}^2+{|R02-R2|}^2}}{\mathrm{Hi}}.$

3.根据权利要求1所述的一种双基站飞行器方向标定方法，其特征在于，所述步骤2，具体的：基准信号源同时接收北斗授时或铷钟授时，即同时收到秒信号，以信号源收到秒信号为起点，向飞行轨道发送已存储好的一串m序列伪随机码，从第一基准信号源到无人飞行器的发送时间为t1，从第二基准信号源到无人飞行器的发送时间为t2，比较t1，t2的大小，较大的则离飞行/发射轨道较远，则第一基准信号源、第二基准信号源到无人飞行器的距离差为：|t2-t1|·c，式中c为光速。

4.根据权利要求1所述的一种双基站飞行器方向标定方法，其特征在于，所述步骤3中，具体的：采用伪码测距，使恢复出来的伪随机码同步跟踪接受信号，通过比较器确定收发两个伪随机码的相位差即时延差，即得目标距离R为：

R＝0.5cpT

其中：c为光速，p为伪随机码周期长度，T为伪随机码宽度；

从信号源传递信号到A、C两点(A点为飞行器经过ti小时后到达的理想位置，C点为飞行器经过ti小时后到达的实际位置)所需时间并不相同，因A点为理想位置，已知到达A点所需的时间t，与第一基准信号源发射的信号到达C点所需的时间相减得到一个时间差，该时间差乘以光速即为距离差，即：

ΔR＝c·Δt

故：

AB＝c·Δt1,BC＝c·Δt2

偏差角度：

$\mathrm{\θ}={\tan }^{-1}\frac{\sqrt{{(c\·\mathrm{\Δt}1)}^2+{(c\·\mathrm{\Δt}2)}^2}}{\mathrm{Hi}};$

Hi为飞行器发射的距离，c为光速，△t1为第一基准信号源发射M序列伪随机码到达实际位置C点所需的时间与理论上伪随机码到达理想位置A点所需的时间的一个时间差，同理△t2。

5.根据权利要求1所述的一种双基站飞行器方向标定方法，其特征在于，所述步骤4中，飞行器的累积偏差量由常量误差和渐变误差组成，设到达目标区的积累偏差量为S，则：

$S={\∫}_0^{T_S}{\∫}_0^{t_S}\mathrm{dR}\·d\stackrel{\→}{{\mathrm{\θ}}_t}d\stackrel{\→}{{\mathrm{\θ}}_T}+\mathrm{\Δ}\stackrel{\→}{{\mathrm{\θ}}_0}R$

$={\∫}_0^{T_S}\mathrm{dR}\·d\stackrel{\→}{{\mathrm{\θ}}_T}+{\∫}_0^{t_S}\mathrm{dR}\·d\stackrel{\→}{{\mathrm{\θ}}_t}+\mathrm{\Δ}\stackrel{\→}{{\mathrm{\θ}}_t}+\mathrm{\Δ}\stackrel{\→}{{\mathrm{\θ}}_0}\·R$

上式中：为某温度点漂移误差；

为某时间点漂移误差；

为某点指向零值误差。