CN110308467A - 一种基于Zynq-7020的超紧耦合微系统及方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于Zynq‑7020的超紧耦合微系统及导航方法。该系统包括GNSS定位导航模块、微惯性导航模块、以Zynq‑7020为平台的组合导航模块、电源模块以及上位机通信模块。方法为：微惯性导航模块提供解算后的载体的位置和速度信息，并根据卫星的星历信息计算出载体的伪距和伪距率；GNSS定位导航模块直接解算出伪距和伪距率；将计算的伪距和伪距率作差，作为量测信息在卡尔曼滤波器中进行滤波处理，最后将得到载体位置、速度和姿态的误差信息反馈给系统进行修正，得到最终的导航信息，并通过上位机通信模块进行实时导航信息的监控显示。本发明适用于高动态导航场景，在不同环境下有较强的抗干扰能力。

Description

一种基于Zynq-7020的超紧耦合微系统及方法

技术领域

本发明涉及组合导航技术领域，特别是一种基于Zynq-7020的超紧耦合微系统及方法。

背景技术

GNSS导航系统在信号受干扰以及城市峡谷等信号遮挡情况下，导航性能严重下降；惯性导航系统受其原理限制，导航误差随时间而发散。GNSS和SINS的超紧耦合系统可以提高SINS系统的对准精度并降低其导航结果的发散，同时SINS可以增强GNSS捕获信号和跟踪卫星的能力，提高接收机的动态特性和抗干扰特性，从而提高整个组合导航系统的精度和可靠性。

目前，GNSS/SINS超紧组合导航系统结合了卫星导航、惯性导航的优点，具有定位精度高，稳定性强等特点。然而，现有研究多采用“接收机+MIMU+组合导航”的模式，各个模块是独立用不同的芯片处理的，这样导致系统的体积和功耗大、各个模块的信息交互复杂。此外，在高动态、弱信号、信号干扰等工作环境下，载体可能面临卫星信号失锁等情况，使超紧组合导航系统无法正常工作。

发明内容

本发明的目的在于提供一种能够提供高精度导航的基于Zynq-7020的超紧耦合微系统及方法。

实现本发明目的的技术解决方案为：一种基于Zynq-7020的超紧耦合微系统，包括GNSS定位导航模块、微惯性导航模块、以Zynq-7020为平台的组合导航模块、电源模块以及上位机通信模块，其中：

所述GNSS定位导航模块，以Zynq-7020为平台，包括有源天线、晶振、射频模块、基带信号数字处理模块、卫星定位解算模块；其中射频模块对卫星信号进行放大、变频、滤波和模数转换，最终得到数字中频信号；基带信号数字处理模块对数字中频信号进行捕获、跟踪、位同步和帧同步处理；卫星定位解算模块获取卫星信号相关器中的多普勒频移信息、载波相位信息、以及卫星参数信息，通过解析卫星星历和历书信息计算出伪距和伪距率，进而计算出载体当前的位置、速度和时间信息；

所述微惯性导航模块，包括MIMU和惯导信息解算模块；其中MIMU内部的陀螺仪和加速度计测量输出原始的角速率和比力信息，并将原始数据发送给惯导信息解算模块，解算出载体的位置、速度、角速度、加速度和姿态角信息，最后将数据传送给GNSS定位导航模块、以Zynq-7020为平台的组合导航模块及上位机通信模块；

所述以Zynq-7020为平台的组合导航模块，包括卡尔曼滤波器；将微惯性导航模块和GNSS定位导航模块计算的伪距和伪距率作差，作为量测信息在卡尔曼滤波器中进行滤波处理，最后将得到载体位置、速度和姿态的误差信息反馈给系统进行修正，得到最终的导航信息。

一种基于Zynq-7020的超紧耦合微系统导航方法，包括以下步骤：

步骤1、GNSS定位导航模块的有源天线将接收到的GNSS电磁波信号转变为电流信号，经带通滤波器进入射频前端处理模块；射频前端处理模块对接收到的信号进行放大、变频、滤波和模数转换，最终得到数字中频信号，通过3线SPI接口，将CS、SCLK、SDATA按照指定的时序对片内寄存器进行配置；

步骤2、基带信号数字处理模块将数字中频信号提供给通道相关器，进行捕获、跟踪、位同步、帧同步和导航电文的处理，累加器锁存I、Q信号后触发累加中断；

步骤3、卫星定位解算模块中PS部分对PL中的数字中频信号进行捕获控制和捕获判决，实现鉴相、滤波以及卫星定位解算；

步骤4、微惯性导航模块对惯性测量器件输出的原始测量信息进行误差补偿，利用补偿后的角速率计算实时更新的姿态矩阵和姿态角信息，然后利用姿态矩阵将比力信息转换到导航坐标系下，并进行积分运算得到载体的速度信息，进而得到位置的变化率；最后对位置的变化率进行积分运算，得到载体的位置信息，完成解算过程；

步骤5、组合导航模块，建立超紧耦合系统的状态方程和量测方程，进行自适应滤波处理，选取伪距和伪距率作为观测量，经过KF滤波器的最优估计，输出校正信息，使用校正后的SINS输出的信息辅助GNSS接收机进行环路跟踪。

本发明与现有技术相比，其显著优点是：(1)该系统的GNSS定位解算、惯导解算以及组合导航滤波处理均在Zynq-7020上进行，降低了系统的体积和功耗；(2)信息的融合采用Zynq-7020的PS部分当作数据处理器，运算速度快，并且能方便地对算法进行改进和更新，适合工程使用；(3)GNSS的基带信号处理在Zynq-7020的PL部分处理，采用IP核设计实现，方便灵活，可裁剪性强，运行速度高；(4)适用于高动态导航场景，在不同环境下有较强的抗干扰能力，且具有小型化、重量轻、功耗小、成本低以及可靠性高的优点。

附图说明

图1是本发明基于Zynq-7020的超紧耦合微系统的结构框图。

图2是本发明基于Zynq-7020的超紧耦合微系统的硬件结构图。

图3是本发明基于Zynq-7020的超紧耦合微系统导航方法的流程示意图。

图4是本发明中的快速帧同步算法的流程示意图。

具体实施方式

下面结合附图及具体实施例对本发明作进一步详细说明。

结合图1、图2，本发明基于Zynq-7020的超紧耦合微系统，包括GNSS定位导航模块、微惯性导航模块、以Zynq-7020为平台的组合导航模块、电源模块以及上位机通信模块，其中：

所述GNSS定位导航模块，以Zynq-7020为平台，包括有源天线、晶振、射频模块、基带信号数字处理模块、卫星定位解算模块；其中射频模块对卫星信号进行放大、变频、滤波和模数转换，最终得到数字中频信号；基带信号数字处理模块对数字中频信号进行捕获、跟踪、位同步和帧同步处理；卫星定位解算模块获取卫星信号相关器中的多普勒频移信息、载波相位信息、以及卫星参数信息，通过解析卫星星历和历书信息计算出伪距和伪距率，进而计算出载体当前的位置、速度和时间信息；

所述微惯性导航模块，包括MIMU和惯导信息解算模块；其中MIMU内部的陀螺仪和加速度计测量输出原始的角速率和比力信息，并将原始数据发送给惯导信息解算模块，解算出载体的位置、速度、角速度、加速度和姿态角信息，最后将数据传送给GNSS定位导航模块、以Zynq-7020为平台的组合导航模块及上位机通信模块；

所述以Zynq-7020为平台的组合导航模块，包括卡尔曼滤波器；将微惯性导航模块和GNSS定位导航模块计算的伪距和伪距率作差，作为量测信息在卡尔曼滤波器中进行滤波处理，最后将得到载体位置、速度和姿态的误差信息反馈给系统进行修正，得到最终的导航信息。

所述微系统的电源模块，通过输入+5V直流电压供电，通过四路DC/DC电源芯片TLV62130RGT转化成+3.3V，+1.8V，+1.2V，+1.0V四路电源，对Zynq-7020芯片的PS和PL部分进行供电；通过一路LDO SPX3819M5-3-3产生VCCIO电源对Zynq-7020芯片的BANK35进行供电。

进一步地，GNSS定位导航模块的晶振选择，根据Zynq-7020芯片的PS和PL部分的功能分开设计，PS部分晶振为33.333MHz的时钟输入，PL部分晶振为16.369MHz的时钟输入，晶振输出连接到FPGA的全局时钟MRCC，全局时钟的GCLK驱动FPGA内的用户逻辑电路。

进一步地，所述GNSS定位导航模块的射频模块，采用两片型号为MAX2769的GNSS接收机芯片，一个芯片配置为接收GPS信号，另一个芯片配置为接收北斗信号，采用温补型16.369MHz的晶振为MAX2769提供时钟输入。

组合图3、图4，一种基于Zynq-7020的超紧耦合微系统导航方法，包括以下步骤：

步骤1、GNSS定位导航模块的有源天线将接收到的GNSS电磁波信号转变为电流信号，经带通滤波器进入射频前端处理模块；射频前端处理模块对接收到的信号进行放大、变频、滤波和模数转换，最终得到数字中频信号，通过3线SPI接口，为8至10号引脚，将CS、SCLK、SDATA按照指定的时序对片内寄存器进行配置；

步骤2、基带信号数字处理模块将数字中频信号提供给通道相关器，进行捕获、跟踪、位同步、帧同步和导航电文的处理，累加器锁存I、Q信号后触发累加中断；

步骤3、卫星定位解算模块中PS部分对PL中的数字中频信号进行捕获控制和捕获判决，实现鉴相、滤波以及卫星定位解算，同时通过UART的MIMU信息进行解算以及组合滤波的处理；

步骤4、微惯性导航模块对惯性测量器件输出的原始测量信息进行误差补偿，利用补偿后的角速率计算实时更新的姿态矩阵和姿态角信息，然后利用姿态矩阵将比力信息转换到导航坐标系下，并进行积分运算得到载体的速度信息，进而得到位置的变化率；最后对位置的变化率进行积分运算，得到载体的位置信息，完成解算过程；

步骤5、组合导航模块，建立超紧耦合系统的状态方程和量测方程，进行自适应滤波处理，选取伪距和伪距率作为观测量，经过KF滤波器的最优估计，输出校正信息，使用校正后的SINS输出的信息辅助GNSS接收机进行环路跟踪。

进一步地，步骤1中所述的GNSS定位导航模块的有源天线将接收到的GNSS电磁波信号转变为电流信号，经带通滤波器进入射频前端处理模块；射频前端处理模块对接收到的信号进行放大、变频、滤波和模数转换，最终得到数字中频信号，通过3线SPI接口，为8至10号引脚，将CS、SCLK、SDATA按照指定的时序对片内寄存器进行配置，具体如下：

步骤1.1、GPS射频配置：默认NDIV值为1536，RDIV值为16，GPS射频信号分频f₀通过下式计算：

其中，f_tcxo表示温补晶振频率；

L1频点载波频率f_L1为：

f_L1＝1540f₀ (2)

信号带宽f_gpsBW为：

f_gpsBW＝2f₀ (3)

LO频率f_LO为：

f_LO＝NDIV×f₀＝1536f₀ (4)

故中心频率f_gpscen为：

f_gpscen＝(1540-1536)f₀＝4f₀ (5)

步骤1.2、北斗射频配置：设置NDIV值为1522，RDIV值为16，北斗射频信号分频f₀′通过下式计算：

其中，f_tcxo表示温补晶振频率；

B1频点载波频率f_B1为：

f_B1＝1526f′₀ (7)

信号带宽f_BDBW为：

f_BDBW＝2f′₀ (8)

LO频率f_LO为：

f_LO＝NDIV×f′₀＝1536f′₀ (9)

故中心频率f_bdcen为：

f_bdcen＝(1526-1522)f′₀＝4f′₀ (10)

进一步地，步骤2所述的基带信号数字处理模块将数字中频信号提供给通道相关器，进行捕获、跟踪、位同步、帧同步和导航电文的处理，累加器锁存I、Q信号后触发累加中断，具体如下：

PL部分在导航系统中用于卫星信号处理与控制，PL中信号处理结构分为时钟时基发生器模块、数据采样存取模块、数字匹配滤波器模块、寄存器组模块、以及相互独立的跟踪通道模块；

PL中实现了32个通道，其中前16个通道接收GPS信号，后16个通道接收北斗信号；

PL实现功能如下：本地载波信号的产生；本地C/A码的产生；中频输入信号与本地C/A码及本地载波的相关；进行相关积分清零。

进一步地，步骤3所述的卫星定位解算模块中PS部分对PL中的数字中频信号进行捕获控制和捕获判决，实现鉴相、滤波以及卫星定位解算，具体如下：

所述卫星定位解算模块，为Zynq-7020的PS部分，PS处理器的主频为767MHz，每个处理器包含32KB的1级指令和数据缓存，512KB的2级缓存，片上boot ROM和256KB片内RAM；PS部分和PL部分通过AXI-GP、AXI-HP以及AXI-ACP进行通信，PS对PL中的数字中频信号进行捕获控制和捕获判决，实现鉴相、滤波以及GNSS定位解算，同时通过UART的MIMU信息进行解算以及组合滤波的处理；

步骤3.1、计算多普勒频移：设定第i通道所跟踪的卫星在ECEF中的位置为载体的位置为(x_u,y_u,z_u)，则相对位置的单位视线矢量Rⁱ为：

观测时刻GNSS接收机第i通道所跟踪的卫星信号其载波多普勒频移及变化率为：

式中为载波多普勒频移，为载波多普勒频移变化率，c为光速，f_L1为信号载波频率，V_S、a_S分别为观测时刻载体三维速度、加速度；V′_u、a′_u分别为观测时刻接收机第i通道卫星的三维速度、加速度；

步骤3.2、对导航星的伪距测量误差进行补偿，对伪距补偿地球自转和对流层影响；

地球自转和对流层影响如下：

式中第一项为地球自转影响，第二项为对流层效应影响；其中，P_x,P_y,p_x,p_y,we,light_speed分别为卫星ECEF坐标系下x轴、y轴位置，载体ECEF坐标系下x轴、y轴位置，地球自转角速率和光速；θ为卫星的高度角；

校正后，得到导航卫星伪距ρ_Gj、伪距率信息：

导航卫星的伪距ρ_Gj公式为：

ρ_Gj＝r_j-δt_u-v_ρj (15)

其中，δt_u为钟差引起的距离误差，v_ρj为伪距测量白噪声，r_j为载体到第j颗卫星S^j的真实距离；

导航卫星的伪距率公式为：

其中，δt_ru为钟漂引起的距离率误差，为伪距率测量白噪声，为载体到第j颗卫星S^j的真实距离变化率。

进一步地，步骤4所述的微惯性导航模块对惯性测量器件输出的原始测量信息进行误差补偿，利用补偿后的角速率计算实时更新的姿态矩阵和姿态角信息，然后利用姿态矩阵将比力信息转换到导航坐标系下，对其进行积分运算得到载体的速度信息，进而得到位置的变化率；最后对其进行积分运算，得到载体的位置信息，完成解算过程，具体如下：

步骤4.1、初始对准

采用静基座快速粗对准的方式进行水平姿态角的对准，在静态地理坐标系下，则地球系相对惯性系的转动角速率在地理系的投影和地球重力加速度g^g均为已知，且地理系相对地球系的转动角速率在地理系的投影和载体系相对地理系的转动角速率在地理系上的投影均为零，忽略惯性测量器件误差的影响，陀螺仪和加速度计的输出和为：

对式(17)和式(18)求转置然后合并，得：

直接使用加速度计输出来进行水平姿态角的对准，由于g^g＝[0 0 -g]^T，得：

得俯仰角θ和横滚角γ的初值：

其中为地理系到载体系的转换矩阵，为载体系到地理系的转换矩阵，初始航向角ψ通过高精度寻北设备获得；

步骤4.2、姿态解算

四元数法通过四元数的微分方程式计算来替代姿态矩阵微分方程式计算，进行四元数实时更新，再根据四元数与姿态矩阵之间的转换关系，求解载体的三个姿态角信息；

设载体b系相对n系的转动四元数为：

q＝q₀+(q₁i+q₂j+q₃k) (22)

上式中，q₀为标量部分，(q₁i+q₂j+q₃k)为矢量部分；

同样可以得到：

上式的矩阵形式为：

在捷联惯性导航系统中采用龙格-库塔法进行数值积分求解，若T为陀螺仪采样步长，即积分步长，则四阶算法表达式如下：

为了确保姿态矩阵的正交性，需要对四元数进行规范化处理：

其中，为规范化后的四元数，从而由转动四元数表示的姿态矩阵为：

上式可转换为如下的形式：

从而求出姿态角为：

步骤4.3、速度解算

速度更新一阶递推公式为：

式中，V(t)为当前时刻的速度，V(t-1)为前一时刻速度，T为速度解算周期，f^b(t-1)为前一时刻的载体坐标系下的比力；

采用t-1时刻的速度加上以该时刻处的斜率为斜率的一阶速度增量作为速度微分方程式的解，转换为：

V(t)＝V(t-1)+T·f(V(t-1),fⁿ(t-1)) (31)

采用龙格-库塔数值积分法，递推可得到改进的速度更新四阶递推算法：

步骤4.4、位置解算

位置更新一阶递推公式为：

式中，L(t)、λ(t)、h(t)分别为当前时刻的纬度、经度、高度，L(t-1)、λ(t-1)、h(t-1)分别为前一时刻的纬度、经度、高度，T为位置解算周期，R_m和R_n为子午圈和卯酉圈的曲率半径；

采用t-1时刻的位置加上以该时刻处的斜率为斜率的一阶位置增量作为位置微分方程式的解，转换为：

P(t)＝P(t-1)+T·f(P(t-1),V(t-1)) (34)

其中P＝[L λ h]^T；

同样采用四阶递推算法对位置更新：

步骤4.5、伪距、伪距率计算

根据导航星的速度、位置信息，以及SINS的速度、位置信息，计算出载体相对每颗导航星的伪距、伪距率信息；

其中载体到第j颗卫星的伪距ρ_Ij为：

ρ_Ij＝r_j+e_j1δx+e_j2δy+e_j3δz (36)

载体到第j颗卫星的伪距率为：

式中δx，δy，δz，分别为载体在地球坐标系中的位置误差在x轴、y轴、z轴分量和载体在地球坐标系中的速度误差在x轴、y轴、z轴分量；

步骤4.6、SINS辅助快速帧同步

由本地时钟得到本地时间，利用伪距计算公式反推卫星发射时间：

ρ＝c×(t-t^(s)) (38)

式中，c为光速；t为信号的接收时刻；t^(s)为信号的发射时刻，信号的发射时刻由一系列连续的测量值组成，计算公式为：

式中，TOW为上一子帧中截短的周内时计数，乘以6以后就等于当前子帧的起始时间，W为当前已接收到的帧内导航电文字，b为当前导航电文字内的比特位计数，c为在当前比特中已经接收的伪码周期数，CP为当前码相位测量值，CDP为当前的载波周期计数；

由于已知信号发射时间，由上式解算得到位计数、字计数、子帧计数及Z计数，从而实现帧同步。

进一步地，步骤5所述的组合导航模块，建立超紧耦合系统的状态方程和量测方程，进行自适应滤波处理，选取伪距和伪距率作为观测量，经过KF滤波器的最优估计，输出校正信息，同时使用校正后的SINS输出的信息辅助GNSS接收机跟踪环路，具体如下：

步骤5.1、建立超紧耦合系统状态方程：

其中，X(t)为系统状态矢量，为系统状态矢量的导数，F(t)为系统状态转移矩阵，G(t)为系统噪声驱动矩阵，W(t)为系统噪声矢量，具体如下：

系统状态矢量：

式中，φ_E,φ_N,φ_U分别为东、北、天方向姿态角，δV_E,δV_N,δV_U分别为东、北、天方向速度误差，δL,δλ,δh分别为纬度、经度、高度误差，δt_u为与时钟等效的距离误差，δt_ru为与时钟频率等效的距离率误差；ε_E,ε_N,ε_U,分别为陀螺和加速计的漂移在东、北、天方向上的投影；

步骤5.1、建立超紧耦合系统量测方程：

Z(t)＝H(t)X(t)+V(t) (42)

其中Z(t)为系统观测矢量，H(t)为系统观测矩阵，V(t)为系统观测噪声阵，X为系统状态矢量；

伪距观测方程如下：

式中，为观测矢量，为观测矩阵，为观测噪声阵，为状态矢量，分别为：

δρ_j＝ρ_Ij-ρ_Gj＝e_j1δx+e_j2δy+e_j3δz+δt_u+ν_ρj (45)

其中，为各通道伪距测量白噪声，ρ_Ij,ρ_Gj分别为所求的伪距；展开如下：

伪距率观测方程如下所示：

式中，为观测矢量，为观测矩阵，为观测噪声阵，为状态矢量，分别为：

其中，为各通道伪距率测量白噪声分别为所求载体的伪距率；展开如下：

综合伪距和伪距率观测方程，得到惯性/卫星组合导航系统观测方程：

步骤5.1、进行自适应卡尔曼滤波

将系统的状态方程和量测离散化，进行组合滤波，系统的离散化方程为：

经过上述的离散化步骤后，进行自适应卡尔曼滤波处理如下：

P_k/k＝(I-K_kH_k)P_k/k-1 (59)

其中令称作量测新息或者残余偏差，其方差为新息方差长度为N的滑动采样最优估计为因此得到过程噪声Q和量测噪声R的更新方程：

其中，Δx_k＝K_kr_k，结合式(55)和得到更新的自适应卡尔曼滤波增益如下：

自适应卡尔曼滤波器不断的调整过程噪声Q和量测噪声R，估计出系统误差并反馈给微惯性导航模块和GNSS定位导航模块，进行误差的修正补偿。

本发明基于接收机跟踪环路的SINS辅助GNSS超紧组合导航系统，可以在卫星信号丢失情况下，辅助卫星快速完成信号的捕获和跟踪而实现重定位，此外还将GNSS定位解算、惯性信息解算和组合导航解算均在Zynq-7020芯片上进行，大大降低系统体积和功耗，整个算法流程有较好的时序性，提高了系统的可靠性和灵活性。

Claims (10)

1.一种基于Zynq-7020的超紧耦合微系统，其特征在于，包括GNSS定位导航模块、微惯性导航模块、以Zynq-7020为平台的组合导航模块、电源模块以及上位机通信模块，其中：

所述GNSS定位导航模块，以Zynq-7020为平台，包括有源天线、晶振、射频模块、基带信号数字处理模块、卫星定位解算模块；其中射频模块对卫星信号进行放大、变频、滤波和模数转换，最终得到数字中频信号；基带信号数字处理模块对数字中频信号进行捕获、跟踪、位同步和帧同步处理；卫星定位解算模块获取卫星信号相关器中的多普勒频移信息、载波相位信息、以及卫星参数信息，通过解析卫星星历和历书信息计算出伪距和伪距率，进而计算出载体当前的位置、速度和时间信息；

所述微惯性导航模块，包括MIMU和惯导信息解算模块；其中MIMU内部的陀螺仪和加速度计测量输出原始的角速率和比力信息，并将原始数据发送给惯导信息解算模块，解算出载体的位置、速度、角速度、加速度和姿态角信息，最后将数据传送给GNSS定位导航模块、以Zynq-7020为平台的组合导航模块及上位机通信模块；

所述以Zynq-7020为平台的组合导航模块，包括卡尔曼滤波器；将微惯性导航模块和GNSS定位导航模块计算的伪距和伪距率作差，作为量测信息在卡尔曼滤波器中进行滤波处理，最后将得到载体位置、速度和姿态的误差信息反馈给系统进行修正，得到最终的导航信息。

2.根据权利要求1所述的基于Zynq-7020的超紧耦合微系统，其特征在于，所述微系统的电源模块，通过输入+5V直流电压供电，通过四路DC/DC电源芯片TLV62130RGT转化成+3.3V，+1.8V，+1.2V，+1.0V四路电源，对Zynq-7020芯片的PS和PL部分进行供电；通过一路LDO SPX3819M5-3-3产生VCCIO电源对Zynq-7020芯片的BANK35进行供电。

3.根据权利要求1或2所述的基于Zynq-7020的超紧耦合微系统，其特征在于，GNSS定位导航模块的晶振选择，根据Zynq-7020芯片的PS和PL部分的功能分开设计，PS部分晶振为33.333MHz的时钟输入，PL部分晶振为16.369MHz的时钟输入，晶振输出连接到FPGA的全局时钟MRCC，全局时钟的GCLK驱动FPGA内的用户逻辑电路。

4.根据权利要求1或2所述的基于Zynq-7020的超紧耦合微系统，其特征在于，所述GNSS定位导航模块的射频模块，采用两片型号为MAX2769的GNSS接收机芯片，一个芯片配置为接收GPS信号，另一个芯片配置为接收北斗信号，采用温补型16.369MHz的晶振为MAX2769提供时钟输入。

5.一种基于Zynq-7020的超紧耦合微系统导航方法，其特征在于，步骤如下：

步骤1、GNSS定位导航模块的有源天线将接收到的GNSS电磁波信号转变为电流信号，经带通滤波器进入射频前端处理模块；射频前端处理模块对接收到的信号进行放大、变频、滤波和模数转换，最终得到数字中频信号，通过3线SPI接口，将CS、SCLK、SDATA按照指定的时序对片内寄存器进行配置；

步骤2、基带信号数字处理模块将数字中频信号提供给通道相关器，进行捕获、跟踪、位同步、帧同步和导航电文的处理，累加器锁存I、Q信号后触发累加中断；

步骤3、卫星定位解算模块中PS部分对PL中的数字中频信号进行捕获控制和捕获判决，实现鉴相、滤波以及卫星定位解算；

步骤4、微惯性导航模块对惯性测量器件输出的原始测量信息进行误差补偿，利用补偿后的角速率计算实时更新的姿态矩阵和姿态角信息，然后利用姿态矩阵将比力信息转换到导航坐标系下，并进行积分运算得到载体的速度信息，进而得到位置的变化率；最后对位置的变化率进行积分运算，得到载体的位置信息，完成解算过程；

步骤5、组合导航模块，建立超紧耦合系统的状态方程和量测方程，进行自适应滤波处理，选取伪距和伪距率作为观测量，经过KF滤波器的最优估计，输出校正信息，使用校正后的SINS输出的信息辅助GNSS接收机进行环路跟踪。

6.根据权利要求5所述的基于Zynq-7020的超紧耦合微系统导航方法，其特征在于，步骤1中所述的GNSS定位导航模块的有源天线将接收到的GNSS电磁波信号转变为电流信号，经带通滤波器进入射频前端处理模块；射频前端处理模块对接收到的信号进行放大、变频、滤波和模数转换，最终得到数字中频信号，通过3线SPI接口，将CS、SCLK、SDATA按照指定的时序对片内寄存器进行配置，具体如下：

步骤1.1、GPS射频配置：默认NDIV值为1536，RDIV值为16，GPS射频信号分频f₀通过下式计算：

其中，f_tcxo表示温补晶振频率；

L1频点载波频率f_L1为：

f_L1＝1540f₀ (2)

信号带宽f_gpsBW为：

f_gpsBW＝2f₀ (3)

LO频率f_LO为：

f_LO＝NDIV×f₀＝1536f₀ (4)

故中心频率f_gpscen为：

f_gpscen＝(1540-1536)f₀＝4f₀ (5)

步骤1.2、北斗射频配置：设置NDIV值为1522，RDIV值为16，北斗射频信号分频f′₀通过下式计算：

其中，f_tcxo表示温补晶振频率；

B1频点载波频率f_B1为：

f_B1＝1526f′₀ (7)

信号带宽f_BDBW为：

f_BDBW＝2f′₀ (8)

LO频率f_LO为：

f_LO＝NDIV×f′₀＝1536f′₀ (9)

故中心频率f_bdcen为：

f_bdcen＝(1526-1522)f′₀＝4f′₀ (10)。

7.根据权利要求5所述的基于Zynq-7020的超紧耦合微系统导航方法，其特征在于，步骤2所述的基带信号数字处理模块将数字中频信号提供给通道相关器，进行捕获、跟踪、位同步、帧同步和导航电文的处理，累加器锁存I、Q信号后触发累加中断，具体如下：

PL部分在导航系统中用于卫星信号处理与控制，PL中信号处理结构分为时钟时基发生器模块、数据采样存取模块、数字匹配滤波器模块、寄存器组模块、以及相互独立的跟踪通道模块；

PL中实现了32个通道，其中前16个通道接收GPS信号，后16个通道接收北斗信号；

PL实现功能如下：本地载波信号的产生；本地C/A码的产生；中频输入信号与本地C/A码及本地载波的相关；进行相关积分清零。

8.根据权利要求5所述的基于Zynq-7020的超紧耦合微系统导航方法，其特征在于，步骤3所述的卫星定位解算模块中PS部分对PL中的数字中频信号进行捕获控制和捕获判决，实现鉴相、滤波以及卫星定位解算，具体如下：

所述卫星定位解算模块，为Zynq-7020的PS部分，PS处理器的主频为767MHz，每个处理器包含32KB的1级指令和数据缓存，512KB的2级缓存，片上boot ROM和256KB片内RAM；PS部分和PL部分通过AXI-GP、AXI-HP以及AXI-ACP进行通信，PS对PL中的数字中频信号进行捕获控制和捕获判决，实现鉴相、滤波以及GNSS定位解算；

步骤3.1、计算多普勒频移：设定第i通道所跟踪的卫星在ECEF中的位置为载体的位置为(x_u,y_u,z_u)，则相对位置的单位视线矢量Rⁱ为：

观测时刻GNSS接收机第i通道所跟踪的卫星信号其载波多普勒频移及变化率为：

式中为载波多普勒频移，为载波多普勒频移变化率，c为光速，f_L1为信号载波频率，V_S、a_S分别为观测时刻载体三维速度、加速度；V′_u、a′_u分别为观测时刻接收机第i通道卫星的三维速度、加速度；

步骤3.2、对导航星的伪距测量误差进行补偿，对伪距补偿地球自转和对流层影响；

地球自转和对流层影响如下：

式中第一项为地球自转影响，第二项为对流层效应影响；其中，P_x,P_y,p_x,p_y,we,light_speed分别为卫星ECEF坐标系下x轴、y轴位置，载体ECEF坐标系下x轴、y轴位置，地球自转角速率和光速；θ为卫星的高度角；

校正后，得到导航卫星伪距ρ_Gj、伪距率信息：

导航卫星的伪距ρ_Gj公式为：

ρ_Gj＝r_j-δt_u-v_ρj (15)

其中，δt_u为钟差引起的距离误差，v_ρj为伪距测量白噪声，r_j为载体到第j颗卫星S^j的真实距离；

导航卫星的伪距率公式为：

其中，δt_ru为钟漂引起的距离率误差，为伪距率测量白噪声，为载体到第j颗卫星S^j的真实距离变化率。

9.根据权利要求5所述的基于Zynq-7020的超紧耦合微系统导航方法，其特征在于，步骤4所述的微惯性导航模块对惯性测量器件输出的原始测量信息进行误差补偿，利用补偿后的角速率计算实时更新的姿态矩阵和姿态角信息，然后利用姿态矩阵将比力信息转换到导航坐标系下，并进行积分运算得到载体的速度信息，进而得到位置的变化率；最后对位置的变化率进行积分运算，得到载体的位置信息，完成解算过程，具体如下：

步骤4.1、初始对准

采用静基座快速粗对准的方式进行水平姿态角的对准，在静态地理坐标系下，则地球系相对惯性系的转动角速率在地理系的投影和地球重力加速度g^g均为已知，且地理系相对地球系的转动角速率在地理系的投影和载体系相对地理系的转动角速率在地理系上的投影均为零，忽略惯性测量器件误差的影响，陀螺仪和加速度计的输出和为：

对式(17)和式(18)求转置然后合并，得：

直接使用加速度计输出来进行水平姿态角的对准，由于g^g＝[0 0 -g]^T，得：

得俯仰角θ和横滚角γ的初值：

其中为地理系到载体系的转换矩阵，为载体系到地理系的转换矩阵，初始航向角ψ通过高精度寻北设备获得；

步骤4.2、姿态解算

四元数法通过四元数的微分方程式计算来替代姿态矩阵微分方程式计算，进行四元数实时更新，再根据四元数与姿态矩阵之间的转换关系，求解载体的三个姿态角信息；

设载体b系相对n系的转动四元数为：

q＝q₀+(q₁i+q₂j+q₃k) (22)

上式中，q₀为标量部分，(q₁i+q₂j+q₃k)为矢量部分；

同样得到：

上式的矩阵形式为：

在捷联惯性导航系统中采用龙格-库塔法进行数值积分求解，若T为陀螺仪采样步长，即积分步长，则四阶算法表达式如下：

为了确保姿态矩阵的正交性，需要对四元数进行规范化处理：

其中，为规范化后的四元数，从而由转动四元数表示的姿态矩阵为：

上式转换为如下的形式：

从而求出姿态角为：

步骤4.3、速度解算

速度更新一阶递推公式为：

式中，V(t)为当前时刻的速度，V(t-1)为前一时刻速度，T为速度解算周期，f^b(t-1)为前一时刻的载体坐标系下的比力；

采用t-1时刻的速度加上以该时刻处的斜率为斜率的一阶速度增量作为速度微分方程式的解，转换为：

V(t)＝V(t-1)+T·f(V(t-1),fⁿ(t-1)) (31)

采用龙格-库塔数值积分法，递推得到改进的速度更新四阶递推算法：

步骤4.4、位置解算

位置更新一阶递推公式为：

式中，L(t)、λ(t)、h(t)分别为当前时刻的纬度、经度、高度，L(t-1)、λ(t-1)、h(t-1)分别为前一时刻的纬度、经度、高度，T为位置解算周期，R_m和R_n为子午圈和卯酉圈的曲率半径；

采用t-1时刻的位置加上以该时刻处的斜率为斜率的一阶位置增量作为位置微分方程式的解，转换为：

P(t)＝P(t-1)+T·f(P(t-1),V(t-1)) (34)

其中P＝[L λ h]^T；

同样采用四阶递推算法对位置更新：

步骤4.5、伪距、伪距率计算

根据导航星的速度、位置信息，以及SINS的速度、位置信息，计算出载体相对每颗导航星的伪距、伪距率信息；

其中载体到第j颗卫星的伪距ρ_Ij为：

ρ_Ij＝r_j+e_j1δx+e_j2δy+e_j3δz (36)

载体到第j颗卫星的伪距率为：

式中δx，δy，δz，分别为载体在地球坐标系中的位置误差在x轴、y轴、z轴分量和载体在地球坐标系中的速度误差在x轴、y轴、z轴分量；

步骤4.6、SINS辅助快速帧同步

由本地时钟得到本地时间，利用伪距计算公式反推卫星发射时间：

ρ＝c×(t-t^(s)) (38)

式中，c为光速；t为信号的接收时刻；t^(s)为信号的发射时刻，信号的发射时刻由一系列连续的测量值组成，计算公式为：

式中，TOW为上一子帧中截短的周内时计数，乘以6以后就等于当前子帧的起始时间，W为当前已接收到的帧内导航电文字，b为当前导航电文字内的比特位计数，c为在当前比特中已经接收的伪码周期数，CP为当前码相位测量值，CDP为当前的载波周期计数；

由于已知信号发射时间，由上式解算得到位计数、字计数、子帧计数及Z计数，从而实现帧同步。

10.根据权利要求5所述的基于Zynq-7020的超紧耦合微系统导航方法，其特征在于，步骤5所述的组合导航模块，建立超紧耦合系统的状态方程和量测方程，进行自适应滤波处理，选取伪距和伪距率作为观测量，经过KF滤波器的最优估计，输出校正信息，使用校正后的SINS输出的信息辅助GNSS接收机进行环路跟踪，具体如下：

步骤5.1、建立超紧耦合系统状态方程：

其中，X(t)为系统状态矢量，为系统状态矢量的导数，F(t)为系统状态转移矩阵，G(t)为系统噪声驱动矩阵，W(t)为系统噪声矢量，具体如下：

系统状态矢量：

式中，φ_E,φ_N,φ_U分别为东、北、天方向姿态角，δV_E,δV_N,δV_U分别为东、北、天方向速度误差，δL,δλ,δh分别为纬度、经度、高度误差，δt_u为与时钟等效的距离误差，δt_ru为与时钟频率等效的距离率误差；ε_E,ε_N,ε_U,▽_E,▽_N,▽_U分别为陀螺和加速计的漂移在东、北、天方向上的投影；

步骤5.1、建立超紧耦合系统量测方程：

Z(t)＝H(t)X(t)+V(t) (42)

其中Z(t)为系统观测矢量，H(t)为系统观测矩阵，V(t)为系统观测噪声阵，X为系统状态矢量；

伪距观测方程如下：

式中，为观测矢量，为观测矩阵，为观测噪声阵，为状态矢量，分别为：

δρ_j＝ρ_Ij-ρ_Gj＝e_j1δx+e_j2δy+e_j3δz+δt_u+ν_ρj (45)

其中，为各通道伪距测量白噪声，ρ_Ij,ρ_Gj分别为所求的伪距；展开如下：

伪距率观测方程如下所示：

式中，为观测矢量，为观测矩阵，为观测噪声阵，为状态矢量，分别为：

其中，为各通道伪距率测量白噪声分别为所求载体的伪距率；展开如下：

综合伪距和伪距率观测方程，得到惯性/卫星组合导航系统观测方程：

步骤5.1、进行自适应卡尔曼滤波

将系统的状态方程和量测离散化，进行组合滤波，系统的离散化方程为：

经过上述的离散化步骤后，进行自适应卡尔曼滤波处理如下：

P_k/k＝(I-K_kH_k)P_k/k-1 (59)

其中令称作量测新息或者残余偏差，其方差为新息方差长度为N的滑动采样最优估计为因此得到过程噪声Q和量测噪声R的更新方程：

其中，Δx_k＝K_kr_k，结合式(55)和得到更新的自适应卡尔曼滤波增益如下：

自适应卡尔曼滤波器不断的调整过程噪声Q和量测噪声R，估计出系统误差并反馈给微惯性导航模块和GNSS定位导航模块，进行误差的修正补偿。