CN108088463A - 一种高度传感器辅助伪卫星定位的惯导初始对准方法 - Google Patents
一种高度传感器辅助伪卫星定位的惯导初始对准方法 Download PDFInfo
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Abstract
本发明属于卫星定位领域，具体涉及一种高度传感器辅助伪卫星定位的惯导初始对准方法。本方法包括步骤一、惯导对准封装初始位置计算，步骤二、惯导粗对准，步骤三、惯导精对准。本方法可以有效地消除伪卫星定位中VDOP过大对定位结果的影响，得到准确的定位结果，使得卫星的定位结果可以满足惯导对准的要求，伪卫星定位结果在高度方向误差较大，不能满足惯导对准对位置的要求，高度辅助伪卫星定位结果误差较小，三向误差均在米级，高度辅助可以显著提高伪卫星定位结果。
Description
技术领域
本发明属于卫星定位领域，具体涉及一种高度传感器辅助伪卫星定位的惯导初始对准方法。
背景技术
在静基座条件下且已知载体位置的情况下，惯性导航系统(INS)可以快速的完成对初始对准，但是在野外环境下卫星导航系统(GNSS)系统出现严重故障时即GNSS拒止条件下现有的方法无法保证GNSS系统的可用性，无法获得惯导系统的准确位置，进而也无法完成对INS系统的对准，此时INS系统需要独立完成初始对准，需要借助于外部信息辅助来完成初始位置封装。伪卫星具有铺设简单快捷，且不易受到攻击与干扰的特点，适合在野外环境下作为GNSS系统的补充来辅助定位。但是在实际如果单独使用伪卫星来进行定位会存定位误差过大等问题，无法满足INS静基座对准的需要，因此提出了一种高度传感器辅助下的伪卫星定位方法，利用该方法得到准确的位置信息进而实现对惯导的初始对准。
发明内容
本发明的目的是针对上述缺陷，提供一种高度传感器辅助伪卫星定位的惯导初始对准方法。满足了惯导对准对位置精度的要求，提高了惯导系统在复杂情况下的适应能力。
本发明的技术方案如下所述；
一种高度传感器辅助伪卫星定位的惯导初始对准方法，包括步骤一、惯导对准封装初始位置计算，步骤二、惯导粗对准，步骤三、惯导精对准，所述步骤一惯导对准封装初始位置计算，利用高度传感器辅助伪卫星定位需要对定位方程进行改进，待求解量变为rPL＝[xE yN]T，其中xE，yN为惯导系统的东向位置和北向位置，高度传感器辅助下的伪卫星定位方程如式1所示：
对其进行线性化后得到下式：
HhsΔrPL＝bPL (2)
其中：
ΔrPL＝rPL-rPL_k-1
其中ρPL为伪卫星到INS的距离，其中hsensor为由高度传感器得到的高度信息，xPL，yPL，hPL为伪卫星在地球坐标系下的东向坐标，北向坐标，天向坐标，Hhs为雅克比矩阵，rPL_k-1为迭代运算的上一次结果，rPL为迭代运算的本次结果，bPL为残差向量；在完成了高度传感器辅助下的定位算法的建模后，利用以上的数学模型结合牛顿迭代法以及最小二乘法即可得到载体的位置信息。
一种高度传感器辅助伪卫星定位的惯导初始对准方法，所述步骤二惯导粗对准，对惯导系统进行粗对准计算，可以得到从载体坐标系到导航坐标系的初始方向余弦矩阵如式(6)所示；
其中矩阵[gb ωb Vb]，可以由加速度与陀螺仪采集的到的载体坐标系下的加速度信息gb与角速度信息ωb直接计算得到，Vb＝gb×ωb，[gl ωl Vl]如公式7所示，通过式7可以解得初始方向余弦矩阵即完成了粗对准的过程；
其中ωie为地球自转角速度，为惯导系统纬度。
一种高度传感器辅助伪卫星定位的惯导初始对准方法，所述步骤三惯导精对准，对惯导系统进行精对准计算，精对准计算利用Kalman滤波技术来得到平台失准角信息并对惯性器件的误差进行校正，因此应对系统进行建模得到相应的状态方程与量测方程；由于载体处于静止状态因此相应的状态向量X如下式所示：
X＝(δvE δvN φE φN φU δax δay δεx δεy δεz) (8)
其中E、N、U代表东北天坐标系的东向、北向、天向；x、y、z代表惯导系统在载体坐标系下的x轴、y轴、z轴；δv为速度误差量，φ为平台失准角，δa为加速度计误差，δε为陀螺仪误差；
精对准时状态向量的微分形式如下式所示：
其中矩阵F1，F2如下式所示；
其中ωie为地球自转角速度，为惯导系统纬度，C为方向余弦矩阵，R为地球平均半径，g为重力加速度；
初始对对准的观测量为Z＝[δvE δvN]，因此得到精对准时的量测矩阵Hk如下式所示：
利用Kalman滤波技术并结合相应的状态方程与量测方程即可完成对INS的精对准；
按照上面步骤，即可以完成惯导系统在GNSS拒止情况下的初始对准。
本发明的有益效果为：本方法可以有效地消除伪卫星定位中VDOP过大对定位结果的影响，得到准确的定位结果，使得卫星的定位结果可以满足惯导对准的要求，伪卫星定位结果在高度方向误差较大，不能满足惯导对准对位置的要求，高度辅助伪卫星定位结果误差较小，三向误差均在米级，高度辅助可以显著提高伪卫星定位结果。
具体实施方式
一种高度传感器辅助伪卫星定位的惯导初始对准方法，步骤如下：
步骤一、惯导对准封装初始位置计算
惯导系统进行初始对准时需要进行初始位置封装，在GNSS信号拒止情况下，惯导系统初始位置通过高度辅助下的伪卫星定位获得。传统的伪卫星单独定位结果较差的原因是VDOP值过大，导致天向定位精度不满足惯导对准精度要求。利用高度传感器来提供高度信息即可以避免定位结果的发散。利用高度传感器辅助伪卫星定位需要对定位方程进行改进，待求解量变为rPL＝[xE yN]T，其中xE，yN为惯导系统的东向位置和北向位置，高度传感器辅助下的伪卫星定位方程如式1所示：
对其进行线性化后得到下式：
HhsΔrPL＝bPL (2)
其中：
ΔrPL＝rPL-rPL_k-1
其中ρPL为伪卫星到INS的距离，其中hsensor为由高度传感器得到的高度信息，xPL，yPL，hPL为伪卫星在地球坐标系下的东向坐标，北向坐标，天向坐标，Hhs为雅克比矩阵，rPL_k-1为迭代运算的上一次结果，rPL为迭代运算的本次结果，bPL为残差向量。在完成了高度传感器辅助下的定位算法的建模后，利用以上的数学模型结合牛顿迭代法以及最小二乘法即可得到载体的位置信息，可以满足惯导对准对位置精度的要求。
步骤二、惯导粗对准
对惯导系统进行粗对准计算，可以得到从载体坐标系到导航坐标系的初始方向余弦矩阵如式(6)所示。
其中矩阵[gb ωb Vb]，可以由加速度与陀螺仪采集的到的载体坐标系下的加速度信息gb与角速度信息ωb直接计算得到，Vb＝gb×ωb，[gl ωl Vl]如公式7所示，通过式7可以解得初始方向余弦矩阵即完成了粗对准的过程。
其中ωie为地球自转角速度，为惯导系统纬度。
步骤三、惯导精对准
对惯导系统进行精对准计算，精对准计算利用Kalman滤波技术来得到平台失准角信息并对惯性器件的误差进行校正，因此应对系统进行建模得到相应的状态方程与量测方程。由于载体处于静止状态因此相应的状态向量X如下式所示：
X＝(δvE δvN φE φN φU δax δay δεx δεy δεz) (8)
其中E、N、U代表东北天坐标系的东向、北向、天向。x、y、z代表惯导系统在载体坐标系下的x轴、y轴、z轴。δv为速度误差量，φ为平台失准角，δa为加速度计误差，δε为陀螺仪误差。
精对准时状态向量的微分形式如下式所示：
其中矩阵F1，F2如下式所示。
其中ωie为地球自转角速度，为惯导系统纬度，C为方向余弦矩阵，R为地球平均半径，g为重力加速度。
初始对对准的观测量为Z＝[δvE δvN]，因此得到精对准时的量测矩阵Hk如下式所示：
利用Kalman滤波技术并结合相应的状态方程与量测方程即可完成对INS的精对准。
按照上面步骤，即可以完成惯导系统在GNSS拒止情况下的初始对准。
Claims (3)
1.一种高度传感器辅助伪卫星定位的惯导初始对准方法，包括步骤一、惯导对准封装初始位置计算，步骤二、惯导粗对准，步骤三、惯导精对准，其特征在于：所述步骤一惯导对准封装初始位置计算，利用高度传感器辅助伪卫星定位需要对定位方程进行改进，待求解量变为rPL＝[xE yN]T，其中xE，yN为惯导系统的东向位置和北向位置，高度传感器辅助下的伪卫星定位方程如式1所示：
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其中ρPL为伪卫星到INS的距离，其中hsensor为由高度传感器得到的高度信息，xPL，yPL，hPL为伪卫星在地球坐标系下的东向坐标，北向坐标，天向坐标，Hhs为雅克比矩阵，rPL_k-1为迭代运算的上一次结果，rPL为迭代运算的本次结果，bPL为残差向量；在完成了高度传感器辅助下的定位算法的建模后，利用以上的数学模型结合牛顿迭代法以及最小二乘法即可得到载体的位置信息。
2.如权利要求1所述的一种高度传感器辅助伪卫星定位的惯导初始对准方法，其特征在于：所述步骤二惯导粗对准，对惯导系统进行粗对准计算，可以得到从载体坐标系到导航坐标系的初始方向余弦矩阵如式(6)所示；
其中矩阵[gb ωb Vb]，可以由加速度与陀螺仪采集的到的载体坐标系下的加速度信息gb与角速度信息ωb直接计算得到，Vb＝gb×ωb，[gl ωl Vl]如公式7所示，通过式7可以解得初始方向余弦矩阵即完成了粗对准的过程；
其中ωie为地球自转角速度，为惯导系统纬度。
3.如权利要求1所述的一种高度传感器辅助伪卫星定位的惯导初始对准方法，其特征在于：所述步骤三惯导精对准，对惯导系统进行精对准计算，精对准计算利用Kalman滤波技术来得到平台失准角信息并对惯性器件的误差进行校正，因此应对系统进行建模得到相应的状态方程与量测方程；由于载体处于静止状态因此相应的状态向量X如下式所示：
X＝(δvE δvN φE φN φU δax δay δεx δεy δεz) (8)
其中E、N、U代表东北天坐标系的东向、北向、天向；x、y、z代表惯导系统在载体坐标系下的x轴、y轴、z轴；δv为速度误差量，φ为平台失准角，δa为加速度计误差，δε为陀螺仪误差；
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<mi>F</mi>
<mi>X</mi>
</mrow>
</mtd>
</mtr>
<mtr>
<mtd>
<mrow>
<mo>=</mo>
<mfenced open = "[" close = "]">
<mtable>
<mtr>
<mtd>
<msub>
<mi>F</mi>
<mn>1</mn>
</msub>
</mtd>
<mtd>
<msub>
<mi>F</mi>
<mn>2</mn>
</msub>
</mtd>
</mtr>
<mtr>
<mtd>
<msub>
<mn>0</mn>
<mrow>
<mn>1</mn>
<mo>&times;</mo>
<mn>5</mn>
</mrow>
</msub>
</mtd>
<mtd>
<msub>
<mn>0</mn>
<mrow>
<mn>1</mn>
<mo>&times;</mo>
<mn>5</mn>
</mrow>
</msub>
</mtd>
</mtr>
</mtable>
</mfenced>
<mi>X</mi>
</mrow>
</mtd>
</mtr>
</mtable>
<mo>-</mo>
<mo>-</mo>
<mo>-</mo>
<mrow>
<mo>(</mo>
<mn>9</mn>
<mo>)</mo>
</mrow>
</mrow>
其中矩阵F1，F2如下式所示；
其中ωie为地球自转角速度，为惯导系统纬度，C为方向余弦矩阵，R为地球平均半径，g为重力加速度；
初始对对准的观测量为Z＝[δvE δvN]，因此得到精对准时的量测矩阵Hk如下式所示：
<mrow>
<msub>
<mi>H</mi>
<mi>k</mi>
</msub>
<mo>=</mo>
<mfenced open = "[" close = "]">
<mtable>
<mtr>
<mtd>
<mn>1</mn>
</mtd>
<mtd>
<mn>0</mn>
</mtd>
<mtd>
<msub>
<mn>0</mn>
<mrow>
<mn>1</mn>
<mo>&times;</mo>
<mn>8</mn>
</mrow>
</msub>
</mtd>
</mtr>
<mtr>
<mtd>
<mn>0</mn>
</mtd>
<mtd>
<mn>1</mn>
</mtd>
<mtd>
<msub>
<mn>0</mn>
<mrow>
<mn>1</mn>
<mo>&times;</mo>
<mn>8</mn>
</mrow>
</msub>
</mtd>
</mtr>
</mtable>
</mfenced>
<mo>-</mo>
<mo>-</mo>
<mo>-</mo>
<mrow>
<mo>(</mo>
<mn>12</mn>
<mo>)</mo>
</mrow>
</mrow>
利用Kalman滤波技术并结合相应的状态方程与量测方程即可完成对INS的精对准；
按照上面步骤，即可以完成惯导系统在GNSS拒止情况下的初始对准。
Priority Applications (1)
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| CN109596144A (zh) * | 2018-12-10 | 2019-04-09 | 苏州大学 | Gnss位置辅助sins行进间初始对准方法 |
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2016
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| CN113790720B (zh) * | 2021-08-16 | 2023-08-15 | 北京自动化控制设备研究所 | 一种基于递推最小二乘的抗扰动粗对准方法 |
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