CN109596144B - Gnss位置辅助sins行进间初始对准方法 - Google Patents

Gnss位置辅助sins行进间初始对准方法 Download PDF

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CN109596144B CN201811504547.XA CN201811504547A CN109596144B CN 109596144 B CN109596144 B CN 109596144B CN 201811504547 A CN201811504547 A CN 201811504547A CN 109596144 B CN109596144 B CN 109596144B
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    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
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    • G01C25/005—Manufacturing, calibrating, cleaning, or repairing instruments or devices referred to in the other groups of this subclass initial alignment, calibration or starting-up of inertial devices

Abstract

本发明公开了一种GNSS位置辅助SINS行进间初始对准方法。本发明公开了一种GNSS位置辅助SINS行进间初始对准方法，解决了GNSS速度法辅助SINS对准过程中量测信息易受GNSS量测异常的影响。本发明的主要步骤为：步骤一：获取惯性传感器实时数据并进行姿态更新；步骤二：获取GNSS实时位置数据；步骤三：利用获取的GNSS位置信息，建立位置法矢量观测器；步骤四：设计基于迭代原理的矢量观测器；步骤五：利用最优基四元数姿态确定方法，并计算确定姿态与真实姿态之间的误差角；步骤六：初始对准过程运行时间为M，若k＝M，则输出初始对准结果，完成初始对准过程，若k<M，表示初始对准过程未完成，则重复上述步骤一至步骤五，直至初始对准过程结束。

Description

GNSS位置辅助SINS行进间初始对准方法
技术领域
本发明涉及捷联惯性导航系统初始对准领域，具体涉及一种GNSS位置辅助SINS行进间初始对准方法。
背景技术
捷联惯性导航系统初始对准技术是系统正常导航定位的关键技术之一，采用GNSS辅助惯性导航系统进行行进间初始对准具有对准精度高、可靠性好等优点。当前，初始对准可以分为粗对准和精对准两个过程，其中粗对准主要实现粗略的姿态估计；精对准则是在粗对准的基础上进行姿态精估计。众多学者都对捷联惯导系统初始对准技术进行了深入的研究。在精对准方面，通过引入鲁棒卡尔曼滤波技术可以实现对准过程的鲁棒化，提高系统的稳定性。
传统技术存在以下技术问题：
但在GNSS辅助惯导粗对准方面，当前的研究热点均是采用速度辅助，利用速度积分方程实现行进间初始粗对准，但是由于GNSS易受外部干扰，导致速度测量存在异常现象，这也导致对准结果出现波动或者不收敛，造成对准结果稳定性差的缺点。
发明内容
本发明要解决的技术问题是提供一种GNSS位置辅助SINS行进间初始对准方法，为克服传统GNSS辅助SINS粗对准方法无法进行鲁棒化粗对准的问题，采用GNSS位置矢量建模方法，利用位置矢量弱化GNSS量测异常问题，可以实现粗对准过程的鲁棒化，提高系统对准的稳定性。
为了解决上述技术问题，本发明提供了一种GNSS位置辅助SINS行进间初始对准方法，包括：
获取惯性传感器实时数据并进行姿态更新，定义解算所需的参考坐标系；
获取GNSS实时位置数据：
利用获取的GNSS位置信息，建立位置法矢量观测器；
设计基于迭代原理的矢量观测器；
利用最优基四元数姿态确定方法，并计算确定姿态与真实姿态之间的误差角。
在其中一个实施例中，其中，定义解算所需的参考坐标系具体如下：
b—载体坐标系，表示捷联惯性导航系统三轴正交坐标系，其x轴、y轴和z轴分别指向载体的右-前-上；
n—导航坐标系，表示载体所在位置的地理坐标系，其三轴分别指向当地东向、北向和天向；
e—地球坐标系，表示原点在地心，x轴为地心指向本初子午线与赤道交点，z轴为地心指向北极点，y轴与x轴和z轴构成右手坐标系；
i—惯性坐标系，表示惯性空间非旋转坐标系；
b0—初始载体坐标系，表示惯导系统开机运行时刻的载体坐标系，并在整个对准过程中相对于惯性空间保持静止；
n0—初始导航坐标系，表示惯导系统开机运行时刻的导航坐标系，并在整个对准过程中相对于惯性空间保持静止；
e0—初始地球坐标系，表示惯导系统开机运行时刻的地球坐标系，并在整个对准过程中相对于惯性空间保持静止；
由姿态更新算法可知：
Figure BDA0001899107050000031
Figure BDA0001899107050000032
式中：
Figure BDA0001899107050000033
表示导航系姿态矩阵微分；
Figure BDA0001899107050000034
表示载体系姿态矩阵微分；
Figure BDA0001899107050000035
表示导航系相对于初始导航系的方向余弦矩阵；
Figure BDA0001899107050000036
表示载体系相对于初始载体系的方向余弦矩阵；
Figure BDA0001899107050000037
表示导航系相对于惯性系的旋转角速度在导航系的映射；
Figure BDA0001899107050000038
表示载体系相对于惯性系的旋转角速度在载体系的映射；
利用方向余弦链式法则，可得：
Figure BDA0001899107050000039
式中：
Figure BDA00018991070500000310
表示载体系相对于导航系的实时方向余弦矩阵；
Figure BDA00018991070500000311
表示初始导航系相对于导航系的方向余弦矩阵；
Figure BDA00018991070500000312
表示载体系相对于初始载体系的方向余弦矩阵。
在其中一个实施例中，“利用获取的GNSS位置信息，建立位置法矢量观测器；”具体如下：
由惯性导航系统比力方程可知：
Figure BDA00018991070500000313
式中：
Figure BDA00018991070500000314
表示导航系速度的微分；
Figure BDA00018991070500000315
表示载体系相对于导航系变化的方向余弦矩阵；fb表示比力；
Figure BDA00018991070500000316
表示地球系相对于惯性系的旋转角速度在导航系的投影；
Figure BDA00018991070500000317
表示导航系相对于地球系的转动角速度在导航系的投影；×表示矢量叉乘运算；vn表示导航系速度；gn表示重力加速度在导航系下的投影；
由上面推导可知：
Figure BDA0001899107050000041
式中：
Figure BDA0001899107050000042
表示导航系速度的微分；
Figure BDA0001899107050000043
表示初始导航系相对于导航系的方向余弦矩阵；
Figure BDA0001899107050000044
表示初始载体系相对于初始导航系的方向余弦矩阵；
Figure BDA0001899107050000045
表示载体系相对于初始载体系的方向余弦矩阵；fb表示比力；
Figure BDA0001899107050000046
表示地球系相对于惯性系的旋转角速度在导航系的投影；
Figure BDA0001899107050000047
表示导航系相对于地球系的转动角速度在导航系的投影；×表示矢量叉乘运算；
vn表示导航系速度；gn表示重力加速度在导航系下的投影；
对上式进行计算可得：
Figure BDA0001899107050000048
Figure BDA0001899107050000049
Figure BDA00018991070500000410
式中：βa表示加速度观测矢量；
Figure BDA00018991070500000411
表示初始载体系相对于初始导航系的方向余弦矩阵；αa表示加速度参考矢量；
Figure BDA00018991070500000412
表示导航系相对于初始导航系的方向余弦矩阵；
Figure BDA00018991070500000413
表示导航系速度微分；
Figure BDA00018991070500000414
表示地球系相对于惯性系的旋转角速度在导航系的投影；
Figure BDA00018991070500000415
表示导航系相对于地球系的转动角速度在导航系的投影；×表示矢量叉乘运算；vn表示导航系速度；gn表示重力加速度在导航系下的投影；
Figure BDA00018991070500000416
表示载体系相对于初始载体系的方向余弦矩阵；fb表示比力；
根据GNSS位置信息与导航系速度关系可知：
Figure BDA0001899107050000051
Figure BDA0001899107050000052
式中：
Figure BDA0001899107050000053
表示GNSS位置微分；Rc表示当地曲率矩阵；vn表示导航系速度；
Figure BDA0001899107050000054
表示位置矢量微分；L表示载体当前纬度；RM表示表示子午线曲率半径；RN表示横向曲率半径；h表示载体水平高度；
对加速度观测矢量和参考矢量进行两次积分可得：
Figure BDA0001899107050000055
Figure BDA0001899107050000056
Figure BDA0001899107050000057
式中：βp表示GNSS位置观测矢量；αp表示GNSS位置参考矢量；
Figure BDA0001899107050000058
表示初始载体系相对于初始导航系的方向余弦矩阵；
Figure BDA0001899107050000059
表示位置矢量微分；
Figure BDA00018991070500000510
表示τ时刻导航系相对于初始导航系的方向余弦矩阵；
t表示当前时刻；vn(0)表示初始时刻导航系速度；
Figure BDA00018991070500000511
表示σ时刻导航系相对于初始导航系的方向余弦矩阵；
Figure BDA00018991070500000512
表示地球系相对于惯性系的旋转角速度在导航系的投影；gn表示重力加速度在导航系下的投影；
Figure BDA0001899107050000061
表示σ时刻载体系相对于初始载体系的方向余弦矩阵；fb表示比力。
在其中一个实施例中，“设计基于迭代原理的矢量观测器；”具体如下：
对上面基于GNSS位置的观测矢量和参考矢量进行积分运算，其中参考矢量可以计算为：
Figure BDA0001899107050000062
式中，αp(M)表示离散化M时刻的参考矢量；ΔtG表示GNSS采样时间；
Figure BDA0001899107050000063
表示tm时刻载体系相对于初始载体系的方向余弦矩阵；
Figure BDA0001899107050000064
表示σ时刻载体系相对于tm时刻载体系的方向余弦矩阵；
fb表示比力；
其中，积分项可以计算为：
Figure BDA0001899107050000065
Figure BDA0001899107050000066
式中，
Figure BDA0001899107050000067
表示tm时刻载体系相对于初始载体系的方向余弦矩阵；
Figure BDA0001899107050000068
表示σ时刻载体系相对于tm时刻载体系的方向余弦矩阵；
fb表示比力；Δv1表示加速度计输出的一子样；Δv2表示加速度计输出的二子样；Δθ1表示陀螺仪量测角增量的一子样；Δθ2表示陀螺仪量测角增量的二子样；
对参考矢量各积分项进行计算：
Figure BDA0001899107050000071
Figure BDA0001899107050000072
Figure BDA0001899107050000073
式中：
Figure BDA0001899107050000074
表示位置矢量微分；
Figure BDA0001899107050000075
表示τ时刻导航系相对于初始导航系的方向余弦矩阵；rn表示位置矢量；
Figure BDA0001899107050000076
表示tM时刻导航系相对于初始导航系的方向余弦矩阵；
Figure BDA0001899107050000077
表示tk时刻导航系相对于初始导航系的方向余弦矩阵；
Figure BDA0001899107050000078
表示τ时刻导航系相对于tk时刻导航系的方向余弦矩阵；
Figure BDA0001899107050000079
表示导航系相对于惯性系的旋转角速度在导航系的投影；
Figure BDA00018991070500000710
表示σ时刻导航系相对于初始导航系的方向余弦矩阵；
Figure BDA00018991070500000711
表示地球系相对于惯性系的旋转角速度在导航系的投影；gn表示重力加速度在导航系下的投影；ΔtG表示GNSS采样时间；
Figure BDA00018991070500000712
表示tm时刻导航系相对于初始导航系的方向余弦矩阵；
Figure BDA0001899107050000081
表示σ时刻导航系相对于tm时刻导航系的方向余弦矩阵；
Figure BDA0001899107050000082
表示σ时刻导航系相对于tk时刻导航系的方向余弦矩阵；
因此观测矢量可以迭代计算为：
Figure BDA0001899107050000083
式中，βp(M)表示离散化M时刻的观测矢量；
Figure BDA0001899107050000084
表示
tM时刻导航系相对于初始导航系的方向余弦矩阵；t表示当前时刻；
vn(0)表示初始时刻导航系速度；ΔtG表示GNSS采样时间；
Figure BDA0001899107050000085
表示tm时刻导航系相对于初始导航系的方向余弦矩阵；
Figure BDA0001899107050000086
表示导航系相对于惯性系的旋转角速度在导航系的投影；
Figure BDA0001899107050000087
表示tk时刻导航系相对于初始导航系的方向余弦矩阵；gn表示重力加速度在导航系下的投影；
位置矢量可以通过GNSS位置观测进行迭代计算：
Figure BDA0001899107050000088
式中，rn表示位置矢量；
Figure BDA0001899107050000089
表示k时刻当地曲率矩阵的逆；
Figure BDA00018991070500000810
表示k时刻GNSS位置观测；
Figure BDA00018991070500000811
表示k-1时刻GNSS位置观测。
在其中一个实施例中，“利用最优基四元数姿态确定方法，并计算确定姿态与真实姿态之间的误差角。”具体如下：
由最优基四元数姿态确定方法可知，姿态K矩阵可以表示为：
Figure BDA0001899107050000091
式中：Kk表示k时刻的K矩阵；Kk-1表示k-1时刻的K矩阵；βp(M)表示M时刻观测矢量；αp(M)表示M时刻参考矢量。
在其中一个实施例中，“获取惯性传感器实时数据并进行姿态更新，定义解算所需的参考坐标系；”中，陀螺仪量测常值漂移误差为εb＝[0.02 0.02 0.02]T°/h，陀螺仪量测随机游走误差为
Figure BDA0001899107050000092
输出频率为200Hz；加速度计量测常值漂移误差为
Figure BDA0001899107050000093
陀螺仪量测随机游走误差为
Figure BDA0001899107050000094
输出频率为200Hz。
一种计算机设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述程序时实现任一项所述方法的步骤。
一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该程序被处理器执行时实现任一项所述方法的步骤。
一种处理器，所述处理器用于运行程序，其中，所述程序运行时执行任一项所述的方法。
本发明的有益效果：
本发明采用GNSS位置信息进行适量构造，提高了算法的适用范围，可以在较为低端的GNSS接收机上进行对准过程；
本发明采用位置信息迭代算法，减小了算法的复杂度，易于在系统上集成；
本发明采用GNSS位置矢量进行观测矢量构造，有效的弱化了异常噪声，提高了对准结果的稳定性。
附图说明
图1是本发明GNSS位置辅助SINS行进间初始对准方法的流程图。
图2是本发明GNSS位置辅助SINS行进间初始对准方法中的载体运动轨迹及GNSS位置量测。
图3是本发明GNSS位置辅助SINS行进间初始对准方法中的载体运动姿态及速度曲线图。
图4是本发明GNSS位置辅助SINS行进间初始对准方法中的纵摇角误差曲线图。
图5是本发明GNSS位置辅助SINS行进间初始对准方法中的横摇角误差曲线图。
图6是本发明GNSS位置辅助SINS行进间初始对准方法中的航向角误差曲线图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步说明，以使本领域的技术人员可以更好地理解本发明并能予以实施，但所举实施例不作为对本发明的限定。
本实施例将本发明提出的一种GNSS位置辅助SINS行进间初始对准方法通过Matlab仿真软件进行仿真验证，从而证明对准过程的鲁棒化。仿真硬件环境均为Intel(R)Core(TM)T9600 CPU 2.80GHz，4G RAM，Windows 7操作系统。如图2和图3所示，为行进间对准过程GNSS位置信息曲线及载体运动曲线图，从图中可以看出，GNSS信息容易受到外部干扰，造成输出的位置及速度出现较大的波动，从而影响对准结果。图4、图5和图6为GNSS辅助SINS行进间初始对准误差图，从图中可以看出，采用GNSS位置矢量构造观测矢量，对准结果有效的抑制了GNSS量测异常噪声的干扰，航向角对准误差可以在50s左右达到1°的对准精度，而传统方法则受到外部异常噪声的干扰造成对准不稳定现象。
本发明是一种GNSS位置辅助SINS行进间初始对准方法，算法流程如图1所示，包括以下几个步骤：
步骤1：获取惯性传感器实时数据并进行姿态更新，定义解算所需的参考坐标系如下：
b—载体坐标系，表示捷联惯性导航系统三轴正交坐标系，其x轴、y轴和z轴分别指向载体的右-前-上；
n—导航坐标系，表示载体所在位置的地理坐标系，其三轴分别指向当地东向、北向和天向；
e—地球坐标系，表示原点在地心，x轴为地心指向本初子午线与赤道交点，z轴为地心指向北极点，y轴与x轴和z轴构成右手坐标系；
i—惯性坐标系，表示惯性空间非旋转坐标系；
b0—初始载体坐标系，表示惯导系统开机运行时刻的载体坐标系，并在整个对准过程中相对于惯性空间保持静止；
n0—初始导航坐标系，表示惯导系统开机运行时刻的导航坐标系，并在整个对准过程中相对于惯性空间保持静止；
e0—初始地球坐标系，表示惯导系统开机运行时刻的地球坐标系，并在整个对准过程中相对于惯性空间保持静止；
由姿态更新算法可知：
Figure BDA0001899107050000121
Figure BDA0001899107050000122
式中：
Figure BDA0001899107050000123
表示导航系姿态矩阵微分；
Figure BDA0001899107050000124
表示载体系姿态矩阵微分；
Figure BDA0001899107050000125
表示导航系相对于初始导航系的方向余弦矩阵；
Figure BDA0001899107050000126
表示载体系相对于初始载体系的方向余弦矩阵；
Figure BDA0001899107050000127
表示导航系相对于惯性系的旋转角速度在导航系的映射；
Figure BDA0001899107050000128
表示载体系相对于惯性系的旋转角速度在载体系的映射；
利用方向余弦链式法则，可得：
Figure BDA0001899107050000129
式中：
Figure BDA00018991070500001210
表示载体系相对于导航系的实时方向余弦矩阵；
Figure BDA00018991070500001211
表示初始导航系相对于导航系的方向余弦矩阵；
Figure BDA00018991070500001212
表示载体系相对于初始载体系的方向余弦矩阵；
步骤2：获取GNSS实时位置数据：
步骤3：利用获取的GNSS位置信息，建立位置法矢量观测器；
由惯性导航系统比力方程可知：
Figure BDA00018991070500001213
式中：
Figure BDA00018991070500001214
表示导航系速度的微分；
Figure BDA00018991070500001215
表示载体系相对于导航系变化的方向余弦矩阵；fb表示比力；
Figure BDA00018991070500001216
表示地球系相对于惯性系的旋转角速度在导航系的投影；
Figure BDA00018991070500001217
表示导航系相对于地球系的转动角速度在导航系的投影；×表示矢量叉乘运算；vn表示导航系速度；gn表示重力加速度在导航系下的投影；
由上面推导可知：
Figure BDA0001899107050000131
式中：
Figure BDA0001899107050000132
表示导航系速度的微分；
Figure BDA0001899107050000133
表示初始导航系相对于导航系的方向余弦矩阵；
Figure BDA0001899107050000134
表示初始载体系相对于初始导航系的方向余弦矩阵；
Figure BDA0001899107050000135
表示载体系相对于初始载体系的方向余弦矩阵；fb表示比力；
Figure BDA0001899107050000136
表示地球系相对于惯性系的旋转角速度在导航系的投影；
Figure BDA0001899107050000137
表示导航系相对于地球系的转动角速度在导航系的投影；×表示矢量叉乘运算；
vn表示导航系速度；gn表示重力加速度在导航系下的投影；
对上式进行计算可得：
Figure BDA0001899107050000138
Figure BDA0001899107050000139
Figure BDA00018991070500001310
式中：βa表示加速度观测矢量；
Figure BDA00018991070500001311
表示初始载体系相对于初始导航系的方向余弦矩阵；αa表示加速度参考矢量；
Figure BDA00018991070500001312
表示导航系相对于初始导航系的方向余弦矩阵；
Figure BDA00018991070500001313
表示导航系速度微分；
Figure BDA00018991070500001314
表示地球系相对于惯性系的旋转角速度在导航系的投影；
Figure BDA00018991070500001315
表示导航系相对于地球系的转动角速度在导航系的投影；×表示矢量叉乘运算；vn表示导航系速度；gn表示重力加速度在导航系下的投影；
Figure BDA0001899107050000141
表示载体系相对于初始载体系的方向余弦矩阵；fb表示比力；
根据GNSS位置信息与导航系速度关系可知：
Figure BDA0001899107050000142
Figure BDA0001899107050000143
式中：
Figure BDA0001899107050000144
表示GNSS位置微分；Rc表示当地曲率矩阵；vn表示导航系速度；
Figure BDA0001899107050000145
表示位置矢量微分；L表示载体当前纬度；RM表示表示子午线曲率半径；RN表示横向曲率半径；h表示载体水平高度；
对加速度观测矢量和参考矢量进行两次积分可得：
Figure BDA0001899107050000146
Figure BDA0001899107050000147
Figure BDA0001899107050000148
式中：βp表示GNSS位置观测矢量；αp表示GNSS位置参考矢量；
Figure BDA0001899107050000149
表示初始载体系相对于初始导航系的方向余弦矩阵；
Figure BDA00018991070500001410
表示位置矢量微分；
Figure BDA00018991070500001411
表示τ时刻导航系相对于初始导航系的方向余弦矩阵；
t表示当前时刻；vn(0)表示初始时刻导航系速度；
Figure BDA00018991070500001412
表示σ时刻导航系相对于初始导航系的方向余弦矩阵；
Figure BDA00018991070500001413
表示地球系相对于惯性系的旋转角速度在导航系的投影；gn表示重力加速度在导航系下的投影；
Figure BDA0001899107050000151
表示σ时刻载体系相对于初始载体系的方向余弦矩阵；fb表示比力；
步骤4：设计基于迭代原理的矢量观测器；
对上面基于GNSS位置的观测矢量和参考矢量进行积分运算，其中参考矢量可以计算为：
Figure BDA0001899107050000152
式中，αp(M)表示离散化M时刻的参考矢量；ΔtG表示GNSS采样时间；
Figure BDA0001899107050000153
表示tm时刻载体系相对于初始载体系的方向余弦矩阵；
Figure BDA0001899107050000154
表示σ时刻载体系相对于tm时刻载体系的方向余弦矩阵；
fb表示比力；
其中，积分项可以计算为：
Figure BDA0001899107050000155
Figure BDA0001899107050000156
式中，
Figure BDA0001899107050000157
表示tm时刻载体系相对于初始载体系的方向余弦矩阵；
Figure BDA0001899107050000158
表示σ时刻载体系相对于tm时刻载体系的方向余弦矩阵；
fb表示比力；Δv1表示加速度计输出的一子样；Δv2表示加速度计输出的二子样；Δθ1表示陀螺仪量测角增量的一子样；Δθ2表示陀螺仪量测角增量的二子样；
对参考矢量各积分项进行计算：
Figure BDA0001899107050000161
Figure BDA0001899107050000162
Figure BDA0001899107050000163
式中：
Figure BDA0001899107050000164
表示位置矢量微分；
Figure BDA0001899107050000165
表示τ时刻导航系相对于初始导航系的方向余弦矩阵；rn表示位置矢量；
Figure BDA0001899107050000166
表示tM时刻导航系相对于初始导航系的方向余弦矩阵；
Figure BDA0001899107050000167
表示tk时刻导航系相对于初始导航系的方向余弦矩阵；
Figure BDA0001899107050000168
表示τ时刻导航系相对于tk时刻导航系的方向余弦矩阵；
Figure BDA0001899107050000169
表示导航系相对于惯性系的旋转角速度在导航系的投影；
Figure BDA00018991070500001610
表示σ时刻导航系相对于初始导航系的方向余弦矩阵；
Figure BDA00018991070500001611
表示地球系相对于惯性系的旋转角速度在导航系的投影；gn表示重力加速度在导航系下的投影；ΔtG表示GNSS采样时间；
Figure BDA00018991070500001612
表示tm时刻导航系相对于初始导航系的方向余弦矩阵；
Figure BDA0001899107050000171
表示σ时刻导航系相对于tm时刻导航系的方向余弦矩阵；
Figure BDA0001899107050000172
表示σ时刻导航系相对于tk时刻导航系的方向余弦矩阵；
因此观测矢量可以迭代计算为：
Figure BDA0001899107050000173
式中，βp(M)表示离散化M时刻的观测矢量；
Figure BDA0001899107050000174
表示
tM时刻导航系相对于初始导航系的方向余弦矩阵；t表示当前时刻；
vn(0)表示初始时刻导航系速度；ΔtG表示GNSS采样时间；
Figure BDA0001899107050000175
表示tm时刻导航系相对于初始导航系的方向余弦矩阵；
Figure BDA0001899107050000176
表示导航系相对于惯性系的旋转角速度在导航系的投影；
Figure BDA0001899107050000177
表示tk时刻导航系相对于初始导航系的方向余弦矩阵；gn表示重力加速度在导航系下的投影；
位置矢量可以通过GNSS位置观测进行迭代计算：
Figure BDA0001899107050000178
式中，rn表示位置矢量；
Figure BDA0001899107050000179
表示k时刻当地曲率矩阵的逆；
Figure BDA00018991070500001710
表示k时刻GNSS位置观测；
Figure BDA00018991070500001711
表示k-1时刻GNSS位置观测；
步骤5：利用最优基四元数姿态确定方法，并计算确定姿态与真实姿态之间的误差角；
由最优基四元数姿态确定方法可知，姿态K矩阵可以表示为：
Figure BDA0001899107050000181
式中：Kk表示k时刻的K矩阵；Kk-1表示k-1时刻的K矩阵；βp(M)表示M时刻观测矢量；αp(M)表示M时刻参考矢量；
对本发明的有益效果说明如下：
MATLAB仿真实验，在以下的仿真条件下，对该方法进行仿真实验：
陀螺仪量测常值漂移误差为εb＝[0.02 0.02 0.02]T°/h，陀螺仪量测随机游走误差为
Figure BDA0001899107050000182
输出频率为200Hz；加速度计量测常值漂移误差为
Figure BDA0001899107050000183
陀螺仪量测随机游走误差为
Figure BDA0001899107050000184
输出频率为200Hz。GNSS采样周期为1s。步骤6中，M＝600。
一种计算机设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述程序时实现任一项所述方法的步骤。
一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该程序被处理器执行时实现任一项所述方法的步骤。
一种处理器，所述处理器用于运行程序，其中，所述程序运行时执行任一项所述的方法。
以上所述实施例仅是为充分说明本发明而所举的较佳的实施例，本发明的保护范围不限于此。本技术领域的技术人员在本发明基础上所作的等同替代或变换，均在本发明的保护范围之内。本发明的保护范围以权利要求书为准。

Claims (6)

1.一种GNSS位置辅助SINS行进间初始对准方法，其特征在于，包括：
获取惯性传感器实时数据并进行姿态更新，定义解算所需的参考坐标系；
获取GNSS实时位置数据：
利用获取的GNSS位置信息，建立位置法矢量观测器；
设计基于迭代原理的矢量观测器；
利用最优基四元数姿态确定方法，并计算确定姿态与真实姿态之间的误差角；
“利用获取的GNSS位置信息，建立位置法矢量观测器；”具体如下：
由惯性导航系统比力方程可知：
Figure FDA0002412537640000011
式中：
Figure FDA0002412537640000012
表示导航系速度的微分；
Figure FDA0002412537640000013
表示载体系相对于导航系变化的方向余弦矩阵；fb表示比力；
Figure FDA0002412537640000014
表示地球系相对于惯性系的旋转角速度在导航系的投影；
Figure FDA0002412537640000015
表示导航系相对于地球系的转动角速度在导航系的投影；×表示矢量叉乘运算；vn表示导航系速度；gn表示重力加速度在导航系下的投影；
由上面推导可知：
Figure FDA0002412537640000016
式中：
Figure FDA0002412537640000017
表示导航系速度的微分；
Figure FDA0002412537640000018
表示初始导航系相对于导航系的方向余弦矩阵；
Figure FDA0002412537640000019
表示初始载体系相对于初始导航系的方向余弦矩阵；
Figure FDA0002412537640000021
表示载体系相对于初始载体系的方向余弦矩阵；fb表示比力；
Figure FDA0002412537640000022
表示地球系相对于惯性系的旋转角速度在导航系的投影；
Figure FDA0002412537640000023
表示导航系相对于地球系的转动角速度在导航系的投影；×表示矢量叉乘运算；
vn表示导航系速度；gn表示重力加速度在导航系下的投影；
对上式进行计算可得：
Figure FDA0002412537640000024
Figure FDA0002412537640000025
Figure FDA0002412537640000026
式中：βa表示加速度观测矢量；
Figure FDA0002412537640000027
表示初始载体系相对于初始导航系的方向余弦矩阵；αa表示加速度参考矢量；
Figure FDA0002412537640000028
表示导航系相对于初始导航系的方向余弦矩阵；
Figure FDA0002412537640000029
表示导航系速度微分；
Figure FDA00024125376400000210
表示地球系相对于惯性系的旋转角速度在导航系的投影；
Figure FDA00024125376400000211
表示导航系相对于地球系的转动角速度在导航系的投影；×表示矢量叉乘运算；vn表示导航系速度；gn表示重力加速度在导航系下的投影；
Figure FDA00024125376400000212
表示载体系相对于初始载体系的方向余弦矩阵；fb表示比力；
根据GNSS位置信息与导航系速度关系可知：
Figure FDA00024125376400000213
Figure FDA0002412537640000031
式中：
Figure FDA0002412537640000032
表示GNSS位置微分；Rc表示当地曲率矩阵；vn表示导航系速度；
Figure FDA0002412537640000033
表示位置矢量微分；L表示载体当前纬度；RM表示表示子午线曲率半径；RN表示横向曲率半径；h表示载体水平高度；
对加速度观测矢量和参考矢量进行两次积分可得：
Figure FDA0002412537640000034
Figure FDA0002412537640000035
Figure FDA0002412537640000036
式中：βp表示GNSS位置观测矢量；αp表示GNSS位置参考矢量；
Figure FDA0002412537640000037
表示初始载体系相对于初始导航系的方向余弦矩阵；
Figure FDA0002412537640000038
表示位置矢量微分；
Figure FDA0002412537640000039
表示τ时刻导航系相对于初始导航系的方向余弦矩阵；
t表示当前时刻；vn(0)表示初始时刻导航系速度；
Figure FDA00024125376400000310
表示σ时刻导航系相对于初始导航系的方向余弦矩阵；
Figure FDA00024125376400000311
表示地球系相对于惯性系的旋转角速度在导航系的投影；gn表示重力加速度在导航系下的投影；
Figure FDA00024125376400000312
表示σ时刻载体系相对于初始载体系的方向余弦矩阵；fb表示比力。
2.如权利要求1所述的GNSS位置辅助SINS行进间初始对准方法，其特征在于，“获取惯性传感器实时数据并进行姿态更新，定义解算所需的参考坐标系；”中，陀螺仪量测常值漂移误差为εb＝[0.02 0.02 0.02]T°/h，陀螺仪量测随机游走误差为
Figure FDA0002412537640000041
输出频率为200Hz；加速度计量测常值漂移误差为
Figure FDA0002412537640000042
陀螺仪量测随机游走误差为
Figure FDA0002412537640000043
输出频率为200Hz。
3.如权利要求1所述的GNSS位置辅助SINS行进间初始对准方法，其特征在于，“利用获取的GNSS位置信息，建立位置法矢量观测器；”中，GNSS采样周期为1s。
4.一种计算机设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述程序时实现权利要求1到3任一项所述方法的步骤。
5.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，该程序被处理器执行时实现权利要求1到3任一项所述方法的步骤。
6.一种处理器，其特征在于，所述处理器用于运行程序，其中，所述程序运行时执行权利要求1到3任一项所述的方法。
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