CN108061560A - 一种动中通天线的修正惯导方法及其构成的混合导航方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种动中通天线的修正惯导方法及其构成的混合导航方法，本申请的核心设计是：本发明提供了三个改进点来修正导航误差，第一种：为了降低动中通天线的初始反应时间，本发明采用一种新的惯导快速对准方法，对准精度可以在3秒时间内达到动中通天线的要求，提高了系统初始反应速度；第二种：采用自适应调节的方式来调整组合导航参数，进一步提高了惯导误差修正精度；第三种，采用新的零速修正算法，有效避免动中通受遮挡时，惯导精度降低或发散的不足。通过上述三种技术手段，可以全面的应对动中通使用过程中出现的惯导精度降低的问题，从而提供一种稳定、精度高的导航手段。
Description
技术领域
本发明涉及组合导航技术领域，具体涉及一种动中通天线的修正惯导方法及其构成的混合导航方法。
背景技术
目前，低成本动中通天线一般使用MEMS惯导，MEMS惯导的陀螺零偏稳定性和零偏重复性差，且无法提供航向信息，一般需要利用GPS(或BD)、反解航向信息和MEMS惯导进行组合导航，估计陀螺误差，以此提高姿态和陀螺测量精度。
目前，常用的动中通天线组合导航算法，存在以下不足：(1)惯导初始对准算法时间长，一般大于60s，影响动中通天线的初始反应时间；(2)利用卫星信标信号反解的航向精度波动大，组合导航算法将航向波动误认为陀螺零位偏差，错误地修正陀螺误差，影响动中通天线稳定精度；(3)当动中通天线信号受到遮挡时，此时无法接收GPS(或BD)和信标信号，位置组合导航和航向组合导航算法失效，如果长时间不进行陀螺误差修正，惯导的姿态误差将增大，载车驶出遮挡区域后，动中通天线很难快速重新捕获卫星。
发明内容
本发明的目的在于提供一种动中通天线的修正惯导方法及其构成的混合导航方法，利用多种组合导航方法，提高惯导姿态测量精度，解决现有方法的不足。
本发明通过下述技术方案实现：
本申请的核心设计是：本发明提供了三个改进点来修正导航误差，第一种：为了降低动中通天线的初始反应时间，本发明不采用常用的惯导对准方法，而采用一种新的惯导快速对准方法，对准精度可以在3秒时间内达到动中通天线的要求，提高了系统初始反应速度；第二种：根据信标信号电压值，自适应调节调整Kalman滤波器参数，从而进一步降低了动中通天线扰动引起的误差，提高了天线稳定精度；第三种，采用新的零速检查和修正算法，有效避免动中通天线受遮挡时，惯导精度降低或发散的不足。通过上述三种技术手段，可以全面的应对动中通使用过程中出现的惯导精度降低的问题，从而提供一种稳定、精度高的导航手段。
本发明具体是这样实现的：
一种动中通天线的惯导误差修正方法，包括以下步骤：
(A)、系统上电，惯导进行初始对准，完成纵倾角和横滚角对准；
(B)、用动中通天线跟踪卫星；
(C)、通过检测信标信号电压值大小，判断天线是否已精确跟踪卫星，如果天线精确跟踪卫星，则利用天线的姿态信息、指向信息和位置信息反解得到航向角，并根据信标信号自适应调节航向测量方差值，其中天线的指向信息包括方位角、俯仰角、为零的极化角，姿态信息包括纵倾角和横滚角，位置信息包括天线的经度、纬度和高度,然后进入步骤(D)；如果天线未精确跟踪卫星，则直接进入步骤(E)；
(D)、利用反解的航向角通过Kalman滤波算法进行航向组合导航，估计惯导系统的误差，进行反馈校正，提高惯导系统测量精度；
(E)、判断GPS或BD数据是否有效，如果数据有效，则利用GPS或BD数据进行位置组合导航，然后进入步骤(E)；如果数据无效，则直接进入步骤(E)；
(F)、判断动中通载车是否静止，如果载车静止，则进行零速修正，并进入步骤(G)，如果载车运动，则直接进入步骤(G)；
(G)、重复执行步骤(B)至步骤(G)。
步骤(A)中，系统上电后，在前3s进行惯导初始对准。传统的导航初始对准存在计算复杂，收敛慢，一般需要60s以上，增加动中通天线初始补星时间，降低系统初始反应速度。为了实现一种更为快速、高效、可以满足动中通精度要求的对准方法，本申请设计了一种快速初始对准的方法，如下：
所述惯导初始对准为完成对纵倾角和横滚角的初始对准，纵倾角和横滚角的初始对准公式如下：
式中，和表示第k个周期纵倾角和横滚角的初始对准结果，和表示第k-1个周期纵倾角和横滚角的初始对准结果，θk和γk表示第k个周期利用惯导加速度计测量值计算的纵倾角和横滚角，αk为加权因子，可以避免载车加减速过程中，对准精度降低的不足；
αk计算公式如下：
θk和γk计算公式如下：
式中g为当地重力加速度，gx,k、gy,k和gz,k分别表示第k个周期x、y和z轴加速度计测量值。
一般的，本申请初始对准需要运行600个周期，每个周期间隔5ms，即整个对准时间可以在3s内全部完成，上述方法的设计要点在于：利用多周期运算，即在初始第一个周期设置和再以第一个周期的初始对准结果测算出第二周期的纵倾角和横滚角的初始对准结果，以此类推，在600个周期后，其和的运算结果就可以作为最终的对准结果，其中αk为加权因子，其与x、y和z轴加速度计测量值建立了运算关系，整个方案能快速完成对准操作。
步骤(C)中，航向组合导航时，反解的航向精度与卫星信标值大小相关，信标信号电压值越大，反解的航向精度越高。如果不根据航向精度调节组合导航参数，则组合导航算法将航向波动误认为陀螺零位偏差，错误地修正陀螺误差，影响动中通天线稳定精度。为了解决上述问题，本发明设计了一种自适应调节方法来调节Kalman滤波中的航向测量方差值参数，这种自适应调节方法的设计思想是：只要动中通天线跟踪到卫星，我们都采用上述采用航向角的方法来修正参数，但在修正时，我们可以根据卫星信标信号的强弱来调整航向测量方差值，通过变化的航向测量方差值来调节Kalman滤波的修正作用下的最终结果，也就是说，卫星信标信号的强弱、影响航向测量方差值、航向测量方差值影响Kalman滤波。
对于上述航向测量方差值根据卫星信标信号进行自适应调节获得的方法为：航向测量方差值随着电压差值的变大而增大，所述电压差值为vmax-vk，其中vmax为历史记录的卫星信标信号最大电压值，vk为当前卫星信标信号电压值。
航向测量方差值rk的具体计算公式为，
rk满足：
其中，rk单位为度2(符号为°2)，卫星信标信号电压值满量程为10V，Inf表示无穷大量(一般选择3×109)。
进一步的，在本申请中，其具体的反解航向角的获得方法如下：
(C1)、计算卫星在地理坐标系中的方位角、俯仰角、极化角，方位角记为Azn、俯仰角记为Eln、极化角记为Poln；
(C2)、通过天线编码器读取动中通天线的方位角、俯仰角，天线的方位角记为Az和俯仰角记为El，同时赋予天线的极化角记为0；
(C3)、获得反解矩阵B，B＝CT(Az,El,0)*C(Azn,Eln,Poln)，
(C4)、获得反解航向角：B21为反解矩阵B中的第2行1列的元素，为B22为反解矩阵B中的第2行2列的元素。
进一步的，所述Azn、Eln和Poln采用如下公式获得：
其中λs为卫星的经度，λa为动中通天线的经度，La为动中通天线的纬度。
步骤(D)中，航向组合导航采用15维状态向量，状态向量分别为：
其中φ＝[φE φN φU]T为3维姿态误差向量、δvn为3维速度误差向量，δpn为3维位置误差向量，为3维陀螺随机常值误差向量，为3维加速度计随机常值误差向量，组合导航的状态方程较繁琐，且属于大家熟知的内容，因此本申请未详细罗列，详见《惯性导航》第二版第9章9.8节，观察方程为：
ZU＝HX+WU
其中ZU＝[0 0 φU,s -φU 0 0 0]T，φU,s为反解的航向角，φU为组合导航算法估计出的航向角，H＝[11×3 01×3 11×3 01×6]，WU为测量噪声，假设为零均值高斯白噪声，其协方差矩阵为QU＝diag([Inf,Inf,0.04,Inf,Inf,Inf])，Inf表示无穷大量(一般选择3×109)。
步骤(E)中，判断GPS或BD数据是否有效，可以通过GPS或BD模块数据表示位来判断，位置组合导航的状态方程与步骤(D)相同，观察方程为：
ZP＝HX+WP
其中ZP＝[0 0 0 L-LGB λ-λGB h-hGB]T，LGB为GPS或BD模块测量的纬度值，L为组合导航算法估计出的纬度值，λGB为GPS或BD模块测量的经度值，λ为组合导航算法估计出的经度值，hGB为GPS或BD模块测量的高度值，h为组合导航算法估计出的高度值，其中经度和纬度的单位为度，高度单位为米，WP为测量噪声，假设为零均值高斯白噪声，其协方差矩阵为QP＝diag([Inf,Inf,Inf,1×10-10,1×10-10,1.4])，Inf表示无穷大量(一般选择3×109)。
步骤(F)中，所述检测载车是否静止的判断法则为：
如果T≤λ，则载车静止；如果T＞λ，则载车运动，其中λ为门限设定值；
T的计算公式为：
式中g表示当地的重力加速度，为加速度计的测量误差方差，为陀螺的测量误差方差，gx,k、gy,k和gz,k分别表示第k个周期x、y和z轴加速度计的测量值,ωk＝[ωx,k,ωy,k,ωz,k]T为惯导三轴陀螺测量的扰动角速度向量，vk＝[vx,k,vy,k,vz,k]T为组合导航算法估计的载体“东-北-天”三个方向的速度，和分别为载体“东-北-天”三个方向速度估计值的方法差，由组合导航Kalman滤波器的状态协方差矩阵主对角元素得到，N＝16。
进一步的，利用Kalman滤波器进行零速修正的状态方程与步骤(D)相同，观察方程为：
ZZ＝HX+WZ
其中ZZ＝[φE,a -φE φN,a -φN 0 0 0 0]T，φE,a为利用加速度计计算的纵倾角，计算公式见步骤(A)，φE为组合导航算法估计出的纵倾角，φN,a为利用加速度计计算的横滚角，φN为组合导航算法估计出的横滚角，其中纵倾角和横滚角的单位为度，WZ为测量噪声，假设为零均值高斯白噪声，其协方差矩阵为QZ＝diag([0.01,0.01,Inf,Inf,Inf,Inf])，Inf表示无穷大量(一般选择3×109)。
另外，本申请为了让导航更加可靠，特定的将零速修正操作与惯导导航组合现成一种混合导航方法，也可以将零速修正同时与惯导导航、GPS(BD)导航作用，改变惯导导航、GPS(BD)导航的速度计算结果重置为零，形成在静止作用下的混合导航，这种导航修正了在速度为零的情况下的速度参数，可以避免卫星被遮挡时姿态出现发散的问题，同时，这种零速修正方法也可以用于修正航向，由于静止时在惯导导航的情况下，所有导航参数依旧随时间累计误差值，而因此，会导致航向等参数发生重大变化，这就会导致在重新导航时发生长时间的丢失重捕操作，而采用零速修正方法时，可以让航向等参数的偏转较小，可以缩短丢失重捕操作时间。
本发明与现有技术相比，具有如下的优点和有益效果：
1、本发明的惯导初始对准方法，根据动中通天线的特殊应用场景，采用一种快递对准方法，对准精度可以在3s时间内，达到动中通天线初始对准精度要求，提高了动中通系统的初始反应速度；
2、根据信标信号电压值，自适应调节组合导航参数，提高惯导误差估计精度；
3、本发明采用零速修正算法，有效避免动中通受遮挡时，惯导测量精度降低或发散的不足。
总的来说，本发明的惯导误差修正方法，具有误差修正精度高、算法稳定可靠的特点。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本发明实施例的进一步理解，构成本申请的一部分，并不构成对本发明实施例的限定。在附图中：
图1为本发明流程示意图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步的说明。
如附图1所示，本发明的惯导误差修正方法，包括以下步骤：
(A)、系统上电后，在前3s进行纵倾角和横滚角对准。纵倾角和横滚角的初始对准公式如下：
式中，和表示第k个周期纵倾角和横滚角的初始对准结果，和表示第k-1个周期纵倾角和横滚角的初始对准结果，θk和γk表示第k个周期利用惯导加速度计测量值计算的纵倾角和横滚角，αk为加权因子，可以避免载车加减速过程中，对准精度降低的不足；
αk计算公式如下：
θk和γk计算公式如下：
式中g为当地重力加速度，gx,k、gy,k和gz,k分别表示第k个周期x、y和z轴加速度计测量值。
(B)、用动中通天线跟踪卫星；
(C)、通过检测信标信号电压值大小，判断天线是否已精确跟踪卫星，如果天线精确跟踪卫星，则利用天线的姿态信息、指向信息和位置信息反解得到航向角，并根据信标信号自适应调节航向测量方差值，其中天线的指向信息包括方位角、俯仰角、为零的极化角，姿态信息包括纵倾角和横滚角，位置信息包括天线的经度、纬度和高度,然后进入步骤(D)；如果天线未精确跟踪卫星，则直接进入步骤(E)；
航向测量方差值rk的具体计算公式为，
rk满足：其中，rk单位为度2(符号为°2)，卫星信标信号电压值满量程为10V，Inf表示无穷大量(一般选择3×109)。
航向反解公式为：
式中B21为反解矩阵B中的第2行1列的元素，为B22为反解矩阵B中的第2行2列的元素，反解矩阵B＝CT(Az,El,0)*C(Azn,Eln,Poln)，
其中Az和El为天线的方位角和俯仰角，可以通过天线编码器读取，Azn、Eln和Poln分别为卫星在地理坐标系中的方位角、俯仰角和极化角，计算公式如下：
其中λs为卫星的经度，λa为动中通天线的经度，La为动中通天线的纬度。
(D)、航向组合导航采用15维状态向量，状态向量分别为：
其中φ＝[φE φN φU]T为3维姿态误差向量、δvn为3维速度误差向量，δpn为3维位置误差向量，为3维陀螺随机常值误差向量，为3维加速度计随机常值误差向量，组合导航的状态方程较繁琐，且属于大家熟知的内容，因此本申请未详细罗列，详见《惯性导航》第二版第9章9.8节，观察方程为：
ZU＝HX+WU
其中ZU＝[0 0 φU,s -φU 0 0 0]T，φU,s为反解的航向角，φU为组合导航算法估计出的航向角，H＝[11×3 01×3 11×3 01×6]，WU为测量噪声，假设为零均值高斯白噪声，其协方差矩阵为QU＝diag([Inf,Inf,0.04,Inf,Inf,Inf])，Inf表示无穷大量(一般选择3×109)。
(E)、通过GPS或BD模块数据表示位，判断GPS或BD数据是否有效，如果数据有效，则利用GPS或BD数据进行位置组合导航，然后进入步骤(E)；如果数据无效，则直接进入步骤(E)；
位置组合导航的状态方程与步骤(D)相同，观察方程为：
ZP＝HX+WP
其中ZP＝[0 0 0 L-LGB λ-λGB h-hGB]T，LGB为GPS或BD模块测量的纬度值，L为组合导航算法估计出的纬度值，λGB为GPS或BD模块测量的经度值，λ为组合导航算法估计出的经度值，hGB为GPS或BD模块测量的高度值，h为组合导航算法估计出的高度值，其中经度和纬度的单位为度，高度单位为米，WP为测量噪声，假设为零均值高斯白噪声，其协方差矩阵为QP＝diag([Inf,Inf,Inf,1×10-10,1×10-10,1.4])，Inf表示无穷大量(一般选择3×109)。
(F)、判断动中通载车是否静止，如果载车静止，则进行零速修正，并进入步骤(G)，如果载车运动，则直接进入步骤(G)；
所述检测载车是否静止的判断法则为：
如果T≤λ，则载车静止；如果T＞λ，则载车运动，其中λ为门限设定值；
T的计算公式为：
式中g表示当地的重力加速度，为加速度计的测量误差方差，为陀螺的测量误差方差，gx,k、gy,k和gz,k分别表示第k个周期x、y和z轴加速度计的测量值,ωk＝[ωx,k,ωy,k,ωz,k]T为惯导三轴陀螺测量的扰动角速度向量，vk＝[vx,k,vy,k,vz,k]T为组合导航算法估计的载体“东-北-天”三个方向的速度，和分别为载体“东-北-天”三个方向速度估计值的方法差，由组合导航Kalman滤波器的状态协方差矩阵主对角元素得到，N＝16。
进一步的，利用Kalman滤波器进行零速修正的状态方程与步骤(D)相同，观察方程为：
ZZ＝HX+WZ
其中ZZ＝[φE,a -φE φN,a-φN 0 0 0 0]T，φE,a为利用加速度计计算的纵倾角，计算公式见步骤(A)，φE为组合导航算法估计出的纵倾角，φN,a为利用加速度计计算的横滚角，φN为组合导航算法估计出的横滚角，其中纵倾角和横滚角的单位为度，WZ为测量噪声，假设为零均值高斯白噪声，其协方差矩阵为QZ＝diag([0.01,0.01,Inf,Inf,Inf,Inf])，Inf表示无穷大量(一般选择3×109)。
(G)、重复执行步骤(B)至步骤(G)。
以上所述的具体实施方式，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施方式而已，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (10)
1.一种动中通天线的修正惯导方法，其特征在于包括如下步骤：
(A)、系统上电，惯导进行初始对准，完成纵倾角和横滚角对准；
(B)、用动中通天线跟踪卫星；
(C)、通过检测信标信号电压值大小，判断天线是否已精确跟踪卫星，如果天线精确跟踪卫星，则利用天线的姿态信息、指向信息和位置信息反解得到航向角，其中天线的指向信息包括方位角、俯仰角、为零的极化角，姿态信息包括纵倾角和横滚角，位置信息包括天线的经度、纬度和高度,然后进入步骤(D)；如果天线未精确跟踪卫星，则直接进入步骤(E)；
(D)、利用反解的航向角通过Kalman滤波算法进行航向组合导航，估计惯导系统的误差，进行反馈校正，提高惯导系统测量精度；
(E)、判断GPS或BD数据是否有效，如果数据有效，则利用GPS或BD数据进行位置组合导航，然后进入步骤(E)；如果数据无效，则直接进入步骤(E)；
(F)、判断动中通载车是否静止，如果载车静止，则进行零速修正，并进入步骤(G)，如果载车运动，则直接进入步骤(G)；
(G)、重复执行步骤(B)至步骤(G)。
2.根据权利要求1所述的一种动中通天线的修正惯导方法，其特征在于，在通过Kalman滤波修正惯导系统测量误差时，还采用自适应调节方法来调节Kalman滤波中的航向测量方差，航向测量方差值根据卫星信标信号进行自适应调节。
3.根据权利要求2所述的一种动中通天线的修正惯导方法，其特征在于，航向测量方差值根据卫星信标信号进行自适应调节的方法为：航向测量方差值随着当前卫星信标信号电压值的变小而增大。
4.根据权利要求2所述的一种动中通天线的修正惯导方法，其特征在于，航向测量方差值根据卫星信标信号进行自适应调节的方法为：航向测量方差值随着电压差值的变大而增大，所述电压差值为vmax-vk，其中vmax为历史记录的卫星信标信号最大电压值，vk为当前卫星信标信号电压值。
5.根据权利要求2所述的一种动中通天线的修正惯导方法，其特征在于，航向测量方差值根据卫星信标信号进行自适应调节的方法为：航向测量方差值是根据历史记录的卫星信标信号最大电压值与当前卫星信标信号电压值的差值所处范围选择对应标定值；
航向测量方差值为rk，
rk满足：其中vmax为历史记录的信标信号最大电压值，vk为当前卫星信标信号电压值，rk单位为度2或°2，卫星信标信号电压值满量程为10V，Inf表示无穷大量。
6.根据权利要求1所述的一种动中通天线的修正惯导方法，其特征在于，所述反解航向角的方法为：
(C1)、计算地理坐标系下卫星对应的方位角Azn、俯仰角Eln、极化角Poln，其中方位角范围为-π～+π，“北偏东”为正；
(C2)、通过天线的编码器，获得动中通天线的方位角、俯仰角，天线的方位角记为Az和俯仰角记为El，同时赋予天线的极化角记为0；
(C3)、获得反解矩阵B，B＝CT(Az,El,0)*C(Azn,Eln,Poln)，
(C4)、获得反解航向角：B21为反解矩阵B中的第2行1列的元素，为B22为反解矩阵B中的第2行2列的元素。
7.根据权利要求1所述的一种动中通天线的修正惯导方法，其特征在于，系统上电后，在前3秒钟进行惯导初始对准，所述惯导初始对准为完成纵倾角和横滚角的初始对准，纵倾角和横滚角的初始对准公式如下：
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<mfenced open = "{" close = "">
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<mo>;</mo>
</mrow>
式中，和表示第k个周期纵倾角和横滚角的初始对准结果，和表示第k-1个周期纵倾角和横滚角的初始对准结果，且θk和γk表示第k个周期利用惯导数据计算的纵倾角和横滚角，αk为加速度影响因子；
αk计算公式如下：
θk和γk计算公式如下：
<mrow>
<mfenced open = "{" close = "">
<mtable>
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<mrow>
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<mi>&theta;</mi>
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<mo>,</mo>
<mi>k</mi>
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<mi>g</mi>
</mfrac>
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</mrow>
</mrow>
</mtd>
</mtr>
</mtable>
</mfenced>
<mo>;</mo>
</mrow>
式中g表示当地的重力加速度，gx,k、gy,k和gz,k分别表示第k个周期x、y和z轴加速度计的测量值。
8.一种混合导航方法，其特征在于：
包括航向组合导航，航向组合导航采用如权利要求1-7中任意一项所述的一种动中通天线的修正惯导方法；
还包括零速修正导航：零速修正导航是在进行组合导航时，检测载车是否静止，当载车静止时，通过在检测为静止的时间区间内，将组合导航中的纵倾角和横滚角误差测量值设置为和其中和分别为组合导航算法估计的纵倾角和横滚角，θk和γk计算公式见步骤7，然后进行零速修正导航。
9.根据权利要求8所述的一种混合导航方法，其特征在于：
所述检测载车是否静止的判断法则为：
如果T≤λ，则载车静止；如果T＞λ，则载车运动，其中λ为门限设定值；
T的计算公式为：
<mrow>
<mi>T</mi>
<mo>=</mo>
<mfrac>
<mn>1</mn>
<mi>N</mi>
</mfrac>
<munderover>
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<mi>N</mi>
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<mn>3</mn>
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<mi>x</mi>
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<mi>v</mi>
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</msub>
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<mo>|</mo>
<mn>2</mn>
</msup>
<mo>)</mo>
</mrow>
<mo>;</mo>
</mrow>
式中g表示当地的重力加速度，为加速度计的测量误差方差，为陀螺的测量误差方差，gx,k、gy,k和gz,k分别表示第k个周期x、y和z轴加速度计的测量值,ωk＝[ωx,k,ωy,k,ωz,k]T为惯导三轴陀螺测量的扰动角速度向量，vk＝[vx,k,vy,k,vz,k]T为组合导航算法估计的载体“东-北-天”三个方向的速度，和分别为载体“东-北-天”三个方向速度估计值的方法差，由组合导航Kalman滤波器的状态协方差矩阵主对角元素得到，N＝16。
10.一种混合导航方法，其特征在于：
包括航向组合导航，航向组合导航采用如权利要求1-7中任意一项所述的一种动中通天线的修正惯导方法；
还包括位置组合导航，位置组合导航是在GPS或BD数据有效时，则利用GPS或BD数据进行位置组合导航；
还包括零速修正导航：零速修正导航是在进行组合导航时，检测载车是否静止，当载车静止时，进行零速修正导航，即载车处于静止状态时，通过在检测为静止的时间区间内，将组合导航中的速度测量值置为零，然后进行组合导航。
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