CN108469622B - 基于自适应阈值的卫星导航数据完好性检测系统及方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种基于自适应阈值的卫星导航数据完好性检测系统及方法，相比传统的外部卫星导航数据完好性检测方法，本发明可有效可靠剔除卫星导航异常数据，无需借助外部其他导航设备数据，易于工程实现，提高了利用卫星导航数据进行航天器自主轨道确定的可靠性。

Description

基于自适应阈值的卫星导航数据完好性检测系统及方法

技术领域

本发明涉及卫星导航数据完好性检测。更具体地，涉及基于自适应阈值的卫星导航数据完好性检测系统及方法。

背景技术

卫星导航系统具有监测连续、实时、全天候、独立自主、精度高等优点，随着卫星导航系统的日益成熟，利用卫星导航是航天器自主高精度轨道确定的最佳选择。然而，卫星导航信号从发射到接收过程中受到各种误差的影响，包括卫星自身的钟差、轨道误差等，信号在传播介质中受到的电离层延迟、对流层延迟、遮蔽、自然干扰和人为干扰等，卫星导航接收机钟差、内部观测噪声和天线相位偏差等，卫星导航系统的软件、硬件故障也会使卫星导航精度降低，因此对卫星导航数据的完好性检测具有十分重要的意义。

现有卫星导航数据完好性的检测方法可分为两类，一类是内部方法，一类是外部方法。内部方法是根据卫星导航接收机的多余观测数据检测接收机定位结果的完好性，即RAIM(Receiver Autonomous Integrity Monitoring)，该方法在可见卫星数较少或几何位置不佳时，卫星导航接收机完好性检测的可用性降低。外部方法是借助外部信息来诊断卫星导航数据的完好性。借助其他导航设备数据的方法严重依赖其他导航设备的精度及可靠性，而且增加了系统的复杂度；根据载体位置、速度、高度的不合理区域及数据连续性、离散度来判断卫星导航数据合理性的方法，只能粗略剔除严重偏离正常区间的卫星导航数据；采用固定检测阈值的方法，阈值不容易确定，太高无法有效剔除异常的卫星导航数据，太低无法在高动态的环境下使用。

发明内容

为了解决现有技术无法有效可靠剔除卫星导航异常数据的问题，

本发明实施例提供一种基于自适应阈值的卫星导航数据完好性检测系统，包括：

数据采集模块，用于实时采集卫星导航数据；

数据递推模块，利用上一帧有效的卫星导航数据，结合航天器轨道动力学模型进行数值递推；

残差估计模块，利用当帧有效的卫星导航数据和数据递推模块给出的数据，实时估算残差，并更新阈值；

异常数据剔除模块，根据所述阈值剔除卫星导航中的异常数据。

优选地，所述数据递推模块包括：

矩阵模块，将当帧有效卫星导航的位置速度信息构成矩阵PV_w；

转换模块，将矩阵PV_w通过公式PV_i＝F_iwPV_w转换到J2000赤道惯性坐标系，

其中，F_iw为WGS84坐标系到J2000赤道惯性坐标系的转换矩阵，PV_i为J2000赤道惯性坐标系下卫星导航的位置速度信息；

计算模块，利用上一帧有效J2000赤道惯性坐标系下卫星导航的位置速度信息PV_i0，采用四阶龙格库塔积分方法，估算当前时刻航天器J2000赤道惯性坐标系下位置速度信息

其中，h为积分步长，F为考虑地球J2项扁率的航天器轨道动力学模型。

优选地，所述航天器轨道动力学模型为

其中，μ＝3.986005e14m³/s²为地球引力常数，J₂＝1.082636e-3为主要带谐项，x_i、y_i、z_i分别为J2000赤道惯性坐标系下X向、Y向、Z向位置信息，v_xi、v_yi、v_zi分别为J2000赤道惯性坐标系下X向、Y向、Z向速度信息，

为航天器地心矢径，R_e＝6378137m为地球赤道半径。

优选地，所述估算残差的公式为：

其中，δ为残差；

更新阈值的公式为：

TH＝αTH₀+3βδ；

其中，TH为阈值，α、β可根据实时性要求选取，TH₀为上一帧阈值。

优选地，所述异常数据剔除模块配置为：

如果残差δ大于当前阈值TH，则认为当帧卫星导航数据异常。否则，认为当帧卫星导航数据正常。

本发明实施例还提供一种基于自适应阈值的卫星导航数据完好性检测方法，其特征在于，

数据采集模块实时采集卫星导航数据；

数据递推模块利用上一帧有效的卫星导航数据，结合航天器轨道动力学模型进行数值递推；

残差估计模块利用当帧有效的卫星导航数据和数据递推模块给出的数据，实时估算残差，并更新阈值；

异常数据剔除模块根据所述阈值剔除卫星导航中的异常数据。

优选地，数据递推模块利用上一帧有效的卫星导航数据，结合航天器轨道动力学模型进行数值递推包括：

矩阵模块将当帧有效卫星导航的位置速度信息构成矩阵PV_w；

转换模块将矩阵PV_w通过公式PV_i＝F_iwPV_w转换到J2000赤道惯性坐标系，

其中，F_iw为WGS84坐标系到J2000赤道惯性坐标系的转换矩阵，PV_i为J2000赤道惯性坐标系下卫星导航的位置速度信息；

计算模块利用上一帧有效J2000赤道惯性坐标系下卫星导航的位置速度信息PV_i0，采用四阶龙格库塔积分方法，估算当前时刻航天器J2000赤道惯性坐标系下位置速度信息

其中，h为积分步长，F为考虑地球J2项扁率的航天器轨道动力学模型。

优选地，所述航天器轨道动力学模型为

其中，μ＝3.986005e14m³/s²为地球引力常数，J₂＝1.082636e-3为主要带谐项，x_i、y_i、z_i分别为J2000赤道惯性坐标系下X向、Y向、Z向位置信息，v_xi、v_yi、v_zi分别为J2000赤道惯性坐标系下X向、Y向、Z向速度信息，

为航天器地心矢径，R_e＝6378137m为地球赤道半径。

优选地，所述估算残差的公式为：

其中，δ为残差；

更新阈值的公式为：

TH＝αTH₀+3βδ

其中，TH为阈值，α、β可根据实时性要求选取，TH₀为上一帧阈值。

优选地，所述异常数据剔除模块根据所述阈值剔除卫星导航中的异常数据包括：

如果残差δ大于当前阈值TH，则认为当帧卫星导航数据异常。否则，认为当帧卫星导航数据正常。

本发明的有益效果如下：

本发明提供一种基于自适应阈值的卫星导航数据完好性检测系统及方法，相比传统的外部卫星导航数据完好性检测方法，本发明可有效可靠剔除卫星导航异常数据，无需借助外部其他导航设备数据，易于工程实现，提高了利用卫星导航数据进行航天器自主轨道确定的可靠性。

附图说明

下面结合附图对本发明的具体实施方式作进一步详细的说明。

图1示出本发明实施例中基于自适应阈值的卫星导航数据完好性检测系统结构示意图。

具体实施方式

为了更清楚地说明本发明，下面结合优选实施例和附图对本发明做进一步的说明。附图中相似的部件以相同的附图标记进行表示。本领域技术人员应当理解，下面所具体描述的内容是说明性的而非限制性的，不应以此限制本发明的保护范围。

本发明实施例提供一种基于自适应阈值的卫星导航数据完好性检测系统，请结合图1所示，包括：数据采集模块，用于实时采集卫星导航数据；

数据递推模块，利用上一帧有效的卫星导航数据，结合航天器轨道动力学模型进行数值递推；残差估计模块，利用当帧有效的卫星导航数据和数据递推模块给出的数据，实时估算残差，并更新阈值；异常数据剔除模块，根据所述阈值剔除卫星导航中的异常数据。

其相比传统的外部卫星导航数据完好性检测方法，本发明可有效可靠剔除卫星导航异常数据，无需借助外部其他导航设备数据，易于工程实现，提高了利用卫星导航数据进行航天器自主轨道确定的可靠性。

在一个可选的实施例中，所述数据递推模块包括：

矩阵模块，将当帧有效卫星导航的位置速度信息构成矩阵PV_w；

转换模块，将矩阵PV_w通过公式PV_i＝F_iwPV_w转换到J2000赤道惯性坐标系，

其中，F_iw为WGS84坐标系到J2000赤道惯性坐标系的转换矩阵，PV_i为J2000赤道惯性坐标系下卫星导航的位置速度信息；

计算模块，利用上一帧有效J2000赤道惯性坐标系下卫星导航的位置速度信息PV_i0，采用四阶龙格库塔积分方法，估算当前时刻航天器J2000赤道惯性坐标系下位置速度信息

其中，h为积分步长，F为考虑地球J2项扁率的航天器轨道动力学模型。

所述航天器轨道动力学模型为

其中，μ＝3.986005e14m³/s²为地球引力常数，J₂＝1.082636e-3为主要带谐项，x_i、y_i、z_i分别为J2000赤道惯性坐标系下X向、Y向、Z向位置信息，v_xi、v_yi、v_zi分别为J2000赤道惯性坐标系下X向、Y向、Z向速度信息，

为航天器地心矢径，R_e＝6378137m为地球赤道半径。

所述估算残差的公式为：

其中，δ为残差；

更新阈值的公式为：

TH＝αTH₀+3βδ；

其中，TH为阈值，α、β可根据实时性要求选取，TH₀为上一帧阈值。

所述异常数据剔除模块配置为：

如果残差δ大于当前阈值TH，则认为当帧卫星导航数据异常。否则，认为当帧卫星导航数据正常。

进一步的，本发明实施例还提供一种基于自适应阈值的卫星导航数据完好性检测方法，

第一步 数据采集模块实时获取卫星导航数据

通过数据采集模块用于实时采集卫星导航数据。

第二步 数据递推模块利用上一帧有效卫星导航数据进行数值递推

将当帧有效卫星导航的位置速度信息构成矩阵PV_w：

PV_w＝[x_w y_w z_w v_xw v_yw v_zw]^T (1)

公式(1)中，x_w、y_w、z_w分别为WGS84坐标系下X向、Y向、Z向位置信息，v_xw、v_yw、v_zw分别为WGS84坐标系下X向、Y向、Z向速度信息。

分别转换到J2000赤道惯性坐标系：

PV_i＝F_iwPV_w (2)

公式(2)中，F_iw为WGS84坐标系到J2000赤道惯性坐标系的转换矩阵，PV_i为J2000赤道惯性坐标系下卫星导航的位置速度信息。

利用上一帧有效J2000赤道惯性坐标系下卫星导航的位置速度信息PV_i0，采用四阶龙格库塔积分方法，估算当前时刻航天器J2000赤道惯性坐标系下位置速度信息

公式(3)中，h为积分步长，F为考虑地球J2项扁率的航天器轨道动力学模型，具体为：

公式(4)中，μ＝3.986005e14m³/s²为地球引力常数，J₂＝1.082636e-3为主要带谐项，x_i、y_i、z_i分别为J2000赤道惯性坐标系下X向、Y向、Z向位置信息，v_xi、v_yi、v_zi分别为J2000赤道惯性坐标系下X向、Y向、Z向速度信息，

为航天器地心矢径，R_e＝6378137m为地球赤道半径。

第三步 残差估计模块估算残差并更新阈值

估算残差δ：

更新阈值TH：

TH＝αTH₀+3βδ (6)

公式(6)中，α、β可根据实时性要求选取，α可取0.8，β可取0.2。TH₀为上一帧阈值，位置阈值的初值可取50m，速度阈值的初值可取1.5m/s。

第四步 异常数据剔除模块剔除卫星导航中的异常数据

如果残差δ大于当前阈值TH，则认为当帧卫星导航数据异常。否则，认为当帧卫星导航数据正常。

更新上一帧有效卫星导航数据PV_i0：

PV_i＝PV_i0 (7)

更新上一帧阈值TH₀：

TH₀＝TH (8)

显然，本发明的上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定，对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动，这里无法对所有的实施方式予以穷举，凡是属于本发明的技术方案所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明的保护范围之列。

Claims (4)

1.一种基于自适应阈值的卫星导航数据完好性检测系统，其特征在于，包括：

数据采集模块，用于实时采集卫星导航数据；

数据递推模块，利用上一帧有效的卫星导航数据，结合航天器轨道动力学模型进行数值递推；

残差估计模块，利用当帧有效的卫星导航数据和数据递推模块给出的数据，实时估算残差，并更新阈值；

异常数据剔除模块，根据所述阈值剔除卫星导航中的异常数据；其中，所述数据递推模块包括：

矩阵模块，将当帧有效卫星导航的位置速度信息构成矩阵PV_w；

转换模块，将矩阵PV_w通过公式PV_i＝F_iwPV_w转换到J2000赤道惯性坐标系，

其中，F_iw为WGS84坐标系到J2000赤道惯性坐标系的转换矩阵，PV_i为J2000赤道惯性坐标系下卫星导航的位置速度信息；

计算模块，利用上一帧有效J2000赤道惯性坐标系下卫星导航的位置速度信息PV_i0，采用四阶龙格库塔积分方法，估算当前时刻航天器J2000赤道惯性坐标系下位置速度信息

其中，h为积分步长，F为考虑地球J2项扁率的航天器轨道动力学模型；

所述航天器轨道动力学模型为

其中，μ＝3.986005e14m³/s²为地球引力常数，J₂＝1.082636e-3为主要带谐项，x_i、y_i、z_i分别为J2000赤道惯性坐标系下X向、Y向、Z向位置信息，v_xi、v_yi、v_zi分别为J2000赤道惯性坐标系下X向、Y向、Z向速度信息，

为航天器地心矢径，R_e＝6378137m为地球赤道半径；

其中，所述估算残差的公式为：

其中，δ为残差；

更新阈值的公式为：

TH＝αTH₀+3βδ；

其中，TH为阈值，α、β根据实时性要求选取，TH₀为上一帧阈值。

2.根据权利要求1所述系统，其特征在于，所述异常数据剔除模块配置为：

如果残差δ大于当前阈值TH，则认为当帧卫星导航数据异常；否则，认为当帧卫星导航数据正常。

3.一种基于自适应阈值的卫星导航数据完好性检测方法，其特征在于，

数据采集模块实时采集卫星导航数据；

数据递推模块利用上一帧有效的卫星导航数据，结合航天器轨道动力学模型进行数值递推；

残差估计模块利用当帧有效的卫星导航数据和数据递推模块给出的数据，实时估算残差，并更新阈值；

异常数据剔除模块根据所述阈值剔除卫星导航中的异常数据；

其中，数据递推模块利用上一帧有效的卫星导航数据，结合航天器轨道动力学模型进行数值递推包括：

矩阵模块将当帧有效卫星导航的位置速度信息构成矩阵PV_w；

转换模块将矩阵PV_w通过公式PV_i＝F_iwPV_w转换到J2000赤道惯性坐标系，

其中，F_iw为WGS84坐标系到J2000赤道惯性坐标系的转换矩阵，PV_i为J2000赤道惯性坐标系下卫星导航的位置速度信息；

计算模块利用上一帧有效J2000赤道惯性坐标系下卫星导航的位置速度信息PV_i0，采用四阶龙格库塔积分方法，估算当前时刻航天器J2000赤道惯性坐标系下位置速度信息

其中，h为积分步长，F为考虑地球J2项扁率的航天器轨道动力学模型；

所述航天器轨道动力学模型为

其中，μ＝3.986005e14m³/s²为地球引力常数，J₂＝1.082636e-3为主要带谐项，x_i、y_i、z_i分别为J2000赤道惯性坐标系下X向、Y向、Z向位置信息，v_xi、v_yi、v_zi分别为J2000赤道惯性坐标系下X向、Y向、Z向速度信息，

为航天器地心矢径，R_e＝6378137m为地球平赤道径；

其中，所述估算残差的公式为：

其中，δ为残差；

更新阈值的公式为：

TH＝αTH₀+3βδ

其中，TH为阈值，α、β根据实时性要求选取，TH₀为上一帧阈值。

4.根据权利要求3所述方法，其特征在于，所述异常数据剔除模块根据所述阈值剔除卫星导航中的异常数据包括：

如果残差δ大于当前阈值TH，则认为当帧卫星导航数据异常；否则，认为当帧卫星导航数据正常。

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