CN105629282B - 自行防空武器的组合导航方法 - Google Patents

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Abstract

本发明属于自行防空武器的惯性/航位推算/卫星导航技术领域，具体涉及一种自行防空武器的组合导航方法。本发明利用航位推算的导航坐标进行经纬度数据推算，为武器系统复杂电磁环境下信息化作战、指挥提供自主、多元的导航信息。本发明对卫星接收机的经纬度和起始点经纬度进行高斯投影正算来获取平面坐标相对变化量，再与导航坐标相对变化量作比较能够判断卫星接收机的经纬度真实性和准确性，排除卫星经纬度数据中的异常值和虚假值。

Description

自行防空武器的组合导航方法
技术领域
本发明属于自行防空武器的惯性/航位推算/卫星导航技术领域，具体涉及一种自行防空武器的组合导航方法。
背景技术
我国现役的自行防空武器的导航系统多采用平台式惯导/航位推算/卫星导航的方式，其工作流程为：首先进行停止间初始对准，获取初始航向与姿态，设置出发地坐标，以正北向为X轴，以正东向为Y轴二维平面坐标系，之后进入航向保持状态，车辆开始行进。在车辆行进中导航系统给出车辆的当前航向角、姿态量、导航坐标XY以及经纬度数据。其中，导航坐标XY是基于底盘的里程信号、航向角和姿态量的航位推算所得；而经纬度数据直接源于卫星接收机。在现代信息化作战要求下，武器平台的多以经纬度或坐标形式展示的定位信息是实现连排内、上下级以及友邻间战场信息综合、共享和发布的基础，而在现代战争复杂电磁环境条件下卫星接收机极有可能被敌方干扰、压制甚至欺骗。有鉴于此，在使用卫星接收机的经纬度数据之前有必要对其真实性和准确性做出判定。
发明内容
(一)要解决的技术问题
本发明要解决的技术问题是：第一个技术问题是，导航系统如何利用航位推算的导航坐标获取惯导经纬度数据；第二个技术问题是，导航系统如何对卫星接收机的经纬度数据的真实性和准确性做出判定。
(二)技术方案
为解决上述技术问题，本发明提供一种自行防空武器的组合导航方法，该方法包括如下步骤：
步骤1：获取起始点经纬度和高程的步骤；
步骤2：利用导航坐标推算经纬度和里程的步骤；
步骤3：对卫星接收机的经纬度数据的真实性和准确性做出判定的步骤；
其中，所述步骤1通过两种方式来实施；第一种是由人工通过人机界面进行装定，第二种是自动从卫星定位数据中解析获取，第一种方式的优先级高于第二种方式；
所述步骤2为：定时计算当前导航坐标(Xi，Yi)相对于前一时刻导航坐标的坐标变化量(ΔXi(k)，ΔYi(k))，之后将坐标变化量转化为经纬度的变化量(ΔBi(k)，ΔLi(k))并进行积分以得到惯导经纬度(Bi，Li)；同坐标变化量将(ΔXi(k)，ΔYi(k))转化里程变化量(ΔSi(k))并进行积分以得到里程(Si)；
所述步骤3为：对当前卫星接收机的经纬度(Bwx，Lwx)和起始点经纬度(B0，L0)分别利用高斯投影正算(B,L→X,Y)转化为平面坐标(Xwx，Ywx)和(X0，Y0)，之后两者作差可得卫星数据坐标变化量(ΔXwx，ΔYwx)，同时计算航位推算的导航坐标的变化量(ΔXi，ΔYi)，求卫星数据坐标与导航坐标的变化量偏差ΔR，设惯导的定位精度指标为p*D，其中，D为所行驶的里程，p为标量如2％、4‰，如果ΔR小于等于3*p*Si，Si为行驶里程，则判定卫星经纬度可信和准确，可以使用，否则判定卫星经纬度不可信和不准确，不能使用。
(三)有益效果
与现有技术相比较，本发明具备如下有益效果：
(1)本发明利用航位推算的导航坐标进行经纬度数据推算，为武器系统复杂电磁环境下信息化作战、指挥提供自主、多元的导航信息。
(2)本发明对卫星接收机的经纬度和起始点经纬度进行高斯投影正算来获取平面坐标相对变化量，再与导航坐标相对变化量作比较能够判断卫星接收机的经纬度真实性和准确性，排除卫星经纬度数据中的异常值和虚假值。
附图说明
图1是本发明惯导经纬度和里程计算流程示意图。
图2是本发明卫星经纬度数据判定流程示意图。
具体实施方式
为使本发明的目的、内容、和优点更加清楚，下面结合附图和实施例，对本发明的具体实施方式作进一步详细描述。
为解决现有技术的问题，本发明提供一种自行防空武器的组合导航方法，该方法包括如下步骤：
步骤1：获取起始点经纬度和高程的步骤；
步骤2：利用导航坐标推算经纬度和里程的步骤；
步骤3：对卫星接收机的经纬度数据的真实性和准确性做出判定的步骤；
其中，所述步骤1通过两种方式来实施；第一种是由人工通过人机界面进行装定，第二种是自动从卫星定位数据中解析获取，第一种方式的优先级高于第二种方式；
所述步骤2为：定时计算当前导航坐标(Xi，Yi)相对于前一时刻导航坐标的坐标变化量(ΔXi(k)，ΔYi(k))，之后将坐标变化量转化为经纬度的变化量(ΔBi(k)，ΔLi(k))并进行积分以得到惯导经纬度(Bi，Li)；同坐标变化量将(ΔXi(k)，ΔYi(k))转化里程变化量(ΔSi(k))并进行积分以得到里程(Si)；
所述步骤3为：对当前卫星接收机的经纬度(Bwx，Lwx)和起始点经纬度(B0，L0)分别利用高斯投影正算(B,L→X,Y)转化为平面坐标(Xwx，Ywx)和(X0，Y0)，之后两者作差可得卫星数据坐标变化量(ΔXwx，ΔYwx)，同时计算航位推算的导航坐标的变化量(ΔXi，ΔYi)，求卫星数据坐标与导航坐标的变化量偏差ΔR，设惯导的定位精度指标为p*D，其中，D为所行驶的里程，p为标量如2％、4‰，如果ΔR小于等于3*p*Si，Si为行驶里程，则判定卫星经纬度可信和准确，可以使用，否则判定卫星经纬度不可信和不准确，不能使用。
下面结合具体实施例来详细描述本发明。
实施例
本优选实施例设定惯导精度为1.5％D，卫星定位精度10米的组合导航系统。
该优选实施例包括获取起始点经纬度和高程环节、利用导航坐标推算经纬度和里程环节和对卫星接收机的经纬度数据的真实性和准确性做出判定环节。所述获取起始点经纬度和高程环节采取两种方式：第一种是由人工通过上位机或人机界面装定，装定的经纬度数据精度为0.001分，高程精度5米；第二种是自动从卫星定位数据中解析获取，一种可行的方法是连续接收3组经纬度和高程数据(因为车辆为停止间，卫星数据变化不大)，之后对比这3组数据，如果其经度偏差和纬度偏差均小于0.001分且高程偏差小于5米则取3组数据的平均值赋予起始点，否则再次连续接收3组数据进行判断，直到满足要求为止。第一种方式的优先级高于第二种方式，即使系统已经自动获取起始点经纬度和高程数据，依然可以进行人工装定。
所述利用导航坐标推算经纬度和里程环节每秒钟推算1次，具体算法如下：
导航坐标和里程变化量计算公式：
ΔXi(k+1)＝Xi(k+1)-Xi(k) (1)
ΔYi(k+1)＝Yi(k+1)-Yi(k) (2)
惯导经纬度和里程计算公式：
Si(k+1)＝Si(k)+ΔSi(k+1) (8)
式(1)～(8)中，k＝0,1,2,3…，下标i表示惯导，惯导坐标X向正北为正，惯导坐标Y向正东为正，S为里程，B为纬度，L为经度，RM为子午圈曲率半径，RN为卯酉圈曲率半径，H为高程，C＝6399593.625864为极曲率半径，e＇＝6.739496775479E-03为第二偏心率，地球数学模型为CGCS2000国家坐标系椭球。
所述对卫星接收机的经纬度数据的真实性和准确性做出判定环节主要算法是高斯投影正算和卫星与惯导偏差计算。所谓高斯投影就是按照高斯投影条件(①正形条件，②中央子午线投影后为直线，③中央子午线投影后长度不变)把参考椭球面展成平面。为缩小投影变形，高斯投影必须分带进行，我国规定按照经差6°或3°投影。为缩小投影变形以及克服坐标换带问题，本发明中高斯投影以经过起始点的子午线为中央子午线，高斯投影的坐标原点O在中央子午线与赤道的交点上。高斯投影正算(B，L→x，y)公式如下：
式(9)～(11)中，C0＝6367449.145771，C1＝32009.818687，
C2＝133.959891，C3＝0.697551，C4＝0.00394为CGCS2000国家坐标系椭球子午线弧长乘方型公式参数；t＝tan(B)；m0＝l＂cos(B)/ρ＂，经差l＂＝(L-L0)以角秒为单位，L为当前点经度，L0为起始点经度，ρ＂＝206264.8062471；η2＝e＇2cos2(B)，e＇＝6.739496775479E-03为第二偏心率；计算结果x和y为自然坐标。
在北纬20°至53°东经70°至135°范围内，自行防空武器300km作战半径内，对高斯投影正算进行适当简化：
将简化的高斯投影正算式(9’)～(11’)记为：
则对当前卫星经纬度和起始点经纬度进行简化高斯投影正算，再对二者投影结果做差，可计算出卫星数据的平面坐标相对变化为：
式(13)中，下标wx表示卫星，下标0表示起始点。与原算法相比，虽然会引入不超过万分之一的转换误差(对导航系统而言完全可接受)，但是明显减少了运算，减轻导航计算机运行压力，而且实际中对起始点经纬度进行高斯投影正算只需计算一次。而惯导平面坐标相对变化为：
进一步计算出卫星数据的平面坐标相对变化与惯导平面坐标相对变化的偏差(简称卫星与惯导偏差)：
卫星经纬度数据真实性和准确性判定准则：如果ΔR小于等于3*p*S(p为惯导精度，此例取值0.015，S(k)为行驶里程，以米为单位)则判定卫星经纬度可信和准确，可以使用；否则判定卫星经纬度不准确和不可信，不能使用。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和变形，这些改进和变形也应视为本发明的保护范围。

Claims (1)

1.一种自行防空武器的组合导航方法，其特征在于，该方法包括如下步骤：
步骤1：获取起始点经纬度和高程的步骤；
步骤2：利用导航坐标推算经纬度和里程的步骤；
步骤3：对卫星接收机的经纬度数据的真实性和准确性做出判定的步骤；
其中，所述步骤1通过两种方式来实施；第一种是由人工通过人机界面进行装定，第二种是自动从卫星定位数据中解析获取，第一种方式的优先级高于第二种方式；
所述步骤2为：定时计算当前导航坐标(Xi，Yi)相对于前一时刻导航坐标的坐标变化量ΔXi(k)、ΔYi(k)，之后将坐标变化量转化为经纬度的变化量ΔBi(k)、ΔLi(k)并进行积分以得到惯导经纬度Bi、Li；同时，将坐标变化量ΔXi(k)、ΔYi(k)转化为里程变化量ΔSi(k)并进行积分以得到行驶里程Si；
所述步骤3为：对当前卫星接收机的经纬度Bwx、Lwx和起始点经纬度B0、L0分别利用高斯投影正算B,L→X,Y转化为平面坐标(Xwx，Ywx)和(X0，Y0)，之后两者作差可得卫星数据坐标变化量ΔXwx、ΔYwx，同时计算航位推算的导航坐标的变化量ΔXi、ΔYi，求卫星数据坐标与导航坐标的变化量偏差ΔR，设惯导的定位精度指标为p*D，其中，D为所行驶的里程，p为标量，其值为2％或4‰，如果ΔR小于等于3*p*Si，Si为行驶里程，则判定卫星经纬度可信和准确，可以使用，否则判定卫星经纬度不可信和不准确，不能使用。
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