CN110954092A - 基于相对测量信息辅助的协同导航方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种基于相对测量信息辅助的协同导航方法，采用惯性/卫星/相对测距信息多源信息融合。导弹上装有惯性测量组合、数据链通信设备以及卫星导航接收机，导弹间通过数据链测量相对距离信息及传递相关数据。每发导弹为单独的信息融合中心，接收卫星导航和数据链的测量信息，进行惯性/卫星/相对测距信息的信息融合，并完成对捷联惯性导航的校正。在卫星导航失效的情况下，仍然可以完成对惯性导航的校正。

Description

基于相对测量信息辅助的协同导航方法

技术领域

本发明涉及一种基于相对测量信息辅助的协同导航方法。

背景技术

随着现代科技的不断发展，传统的导弹及其作战方式正暴露出越来越多的弊端。因而，许多国家开始关注导弹武器协同导航定位的问题研究。

20世纪70年代中期，美国第一次提出了协同作战的概念，并且取得了许多研究成果。同期，俄罗斯研制的“花岗岩”超声速反舰导弹采用了领弹与攻击弹的攻击方式，也体现了导弹武器协同作战的理念。

2002年，美国启动了“网火”战术导弹系统的研究，该系统采用了巡逻攻击导弹与精确打击导弹协同作战的模式，是美国未来作战系统的重要组成部分。由此可见，导弹武器协同作战是导弹武器未来发展的主要方向。

导弹武器协同作战的关键技术之一是导弹的精确定位技术。目前导弹定位方法主要为惯性/卫星组合导航方法，由于卫星导航易受干扰且战时不能依赖，所以在卫星不可信的情况下如何提高导弹武器的定位精度是目前亟待解决的问题。

发明内容

本发明的目的在于提供一种基于相对测量信息辅助的协同导航方法。

为解决上述问题，本发明提供一种基于相对测量信息辅助的协同导航方法，包括：

设置N枚导弹或数据链设备，在每枚导弹上安装惯性测量组合、数据链通信设备以及卫星导航接收机，其中，N为正整数；

将每枚导弹均作为一个信息融合中心，完成惯性、卫星和相对测距信息辅助的协同导航信息融合，解算出导弹实时的位置、速度以及姿态信息。

进一步的，在上述方法中，完成惯性、卫星和相对测距信息辅助的协同导航信息融合中，

协同导航信息融合的观测方程采用卫星导航和相对测距信息与用捷联惯性导航的解算结果，计算的伪距及相对距离值的差值作为观测量并构建观测矩阵。

进一步的，在上述方法中，协同导航信息融合的观测方程采用卫星导航和相对测距信息与用捷联惯性导航的解算结果，计算的伪距及相对距离值的差值作为观测量并构建观测矩阵，包括：

构建协同导航状态方程，采用捷联惯性15维状态误差微分方程以及卫星接收机钟差和钟漂微分方程；

构建观测方程，采用卫星导航和相对测距信息与用捷联惯性导航的解算结果计算的伪距及相对距离值的差值作为观测量并构建观测矩阵；

采用Kalman滤波估计出捷联惯性导航的状态误差，并完成捷联惯性导航的校正。

进一步的，在上述方法中，构建协同导航状态方程，采用捷联惯性15维状态误差微分方程以及卫星接收机钟差和钟漂微分方程，包括：

状态变量选取捷联惯性导航15维状态误差(3轴姿态误差

3轴速度误差δV＝[|δ_N δV_U δV_E]、3轴位置误差δP＝[δL δλ δh]、3轴陀螺零偏ε＝[ε_x ε_y ε_z]及3轴加表零偏

)以及卫星接收机钟差δl和钟漂δi，即

以北天东地理坐标系作为导航坐标系，建立系统状态方程为：

其中，F(t)为状态转移矩阵，G(t)为系统噪声驱动矩阵，W(t)＝[w_ωx w_ωy w_ωz w_axw_ay w_az w_l w_j]^T为系统噪声阵，w_ωi，w_ai(i＝x，y，z)分别为沿弹体系三个轴向的陀螺零均值白噪声和加速度计零均值白噪声，w_l为伪距零均值白噪声，w_l为伪距率零均值白噪声。

进一步的，在上述方法中，构建观测方程，采用卫星导航和相对测距信息与用捷联惯性导航的解算结果计算的伪距及相对距离值的差值作为观测量并构建观测矩阵，包括：

未被干扰卫星与导弹之间的伪距方程如下：

其中，ρ_ij为未被干扰卫星j到导弹i的距离，[gx_j gy_j gz_j]为未被干扰卫星j在地球坐标系下的位置，[sx_i sy_i sz_i]为导弹i的位置；

其他导弹或数据链设备k与导弹i之间的相对距离方程如下：

其中，ρ_ki为其他导弹或数据链设备k到导弹i的距离，[sx_k sy_k sz_k]为其他导弹或数据链设备k在地球坐标系下的位置；

则第一枚导弹1的信息融合中心中，得到：

将上式进行泰勒级数展开，得到观测方程：

Z_ρ(t)＝H_ρ(t)X(t)+V_ρ(t)

其中，

Z_ρ(t)＝[δρ₁₁ … δρ_1n δρ₂₁ … δρ_m1]^T，

进一步的，在上述方法中，采用Kalman滤波估计出捷联惯性导航的状态误差，并完成捷联惯性导航的校正，包括：

卡尔曼滤波包括时间更新和量测更新两部分，设系统噪声协方差阵为Q，量测噪声协方差阵为R，则

状态估值计算方程：

状态估值计算方程：

状态一步预测方程：

一步预测均方误差方程：

估计均方误差方程：

本发明与现有技术相比，本发明的显著优点是：

(1)卫星导航被干扰时，可以利用弹间数据链测距信息及它弹信息辅助惯性导航，估计出惯性导航状态误差并完成修正；

(2)卫星导航未被干扰时，可以通过弹间数据链测距信息及它弹信息优化卫星导航几何分布，提高导航精度。

附图说明

图1为本发明基于相对测量信息辅助的协同导航方法信息流程图；

图2为本发明基于相对测量信息辅助的协同导航方法导弹1位置误差曲线；

图3为本发明基于相对测量信息辅助的协同导航方法导弹1速度误差曲线。

具体实施方式

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。

如图1～3所示，本发明提供一种基于相对测量信息辅助的协同导航方法，包括：

步骤S1，设置N枚导弹或数据链设备，在每枚导弹上安装惯性测量组合、数据链通信设备以及卫星导航接收机，其中，N为正整数；

步骤S2，将每枚导弹均作为一个信息融合中心，完成惯性、卫星和相对测距信息辅助的协同导航信息融合，解算出导弹实时的位置、速度以及姿态信息。

在此，如图1所示是本发明基于相对测量信息辅助的协同导航方法的信息流程图，每发导弹上装有惯性测量组合、数据链通讯设备以及卫星导航接收机，导弹间通过数据链测量相对距离信息及传递相关数据。

本发明能够提供一种抗干扰能力强、精度高的基于相对测量信息辅助的协同导航方法。

本发明的基于相对测量信息辅助的协同导航方法一实施例中，完成惯性、卫星和相对测距信息辅助的协同导航信息融合中，

协同导航信息融合的观测方程采用卫星导航和相对测距信息与用捷联惯性导航的解算结果，计算的伪距及相对距离值的差值作为观测量并构建观测矩阵。

本发明的基于相对测量信息辅助的协同导航方法一实施例中，协同导航信息融合的观测方程采用卫星导航和相对测距信息与用捷联惯性导航的解算结果，计算的伪距及相对距离值的差值作为观测量并构建观测矩阵，包括：

以第1枚导弹的信息融合中心为例，以第1枚导弹的信息融合中心中，卫星伪距他相对测距信息联合定位方程为：

将上式进行泰勒级数展开，得到观测方程：

Z|_ρ(t)＝H_ρ(t)X(t)+V_ρ(t)

其中，

Z_ρ(t)＝[δρ₁₁ … δρ_1n δρ₂₁ … δρ_m1]^T，

本发明的基于相对测量信息辅助的协同导航方法一实施例中，协同导航信息融合的观测方程采用卫星导航和相对测距信息与用捷联惯性导航的解算结果，计算的伪距及相对距离值的差值作为观测量并构建观测矩阵，包括：

步骤S21，构建协同导航状态方程，采用捷联惯性15维状态误差微分方程以及卫星接收机钟差和钟漂微分方程；

步骤S22，构建观测方程，采用卫星导航和相对测距信息与用捷联惯性导航的解算结果计算的伪距及相对距离值的差值作为观测量并构建观测矩阵；

步骤S23，采用Kalman滤波估计出捷联惯性导航的状态误差，并完成捷联惯性导航的校正。

本发明的基于相对测量信息辅助的协同导航方法一实施例中，完成惯性、卫星和相对测距信息辅助的协同导航信息融合，包括：

步骤S21，构建协同导航状态方程，采用捷联惯性15维状态误差微分方程以及卫星接收机钟差和钟漂微分方程；

状态变量选取捷联惯性导航15维状态误差(3轴姿态误差

3轴速度误差δV＝[|δV_N δV_U δV_E]、3轴位置误差δP＝[δL δλ δh]、3轴陀螺零偏ε＝[ε_x ε_y ε_z]及3轴加表零偏

)以及卫星接收机钟差δl和钟漂δi，即

以北天东地理坐标系作为导航坐标系，建立系统状态方程为：

其中，F(t)为状态转移矩阵，G(t)为系统噪声驱动矩阵，W(t)＝[w_ωx w_ωy w_ωz w_axw_ay w_az w_l w_i]^T为系统噪声阵，w_ωi，w_ai(i＝x，y，z)分别为沿弹体系三个轴向的陀螺零均值白噪声和加速度计零均值白噪声，w_l为伪距零均值白噪声，w_l为伪距率零均值白噪声。

步骤S22，构建观测方程，采用卫星导航和相对测距信息与用捷联惯性导航的解算结果计算的伪距及相对距离值的差值作为观测量并构建观测矩阵；

未被干扰卫星与导弹之间的伪距方程如下：

其中，ρ_ij为未被干扰卫星j到导弹i的距离，[gx_j gy_j gz_j]为未被干扰卫星j在地球坐标系下的位置，[sx_i sy_i sz_i]为导弹i的位置。

其他导弹或数据链设备k与导弹i之间的相对距离方程如下：

其中，ρ_ki为其他导弹或数据链设备k到导弹i的距离，[sx_k sy_k sz_k]为其他导弹或数据链设备k在地球坐标系下的位置。

则第一枚导弹1的信息融合中心中，得到：

卫星导航接收机可见卫星数不小于4颗时不需其他信息辅助即可实现导航定位，通过它弹信息辅助可以改善卫星几何分布，提高导航精度；当卫星导航接收机被干扰时，可见卫星数小于4颗时，每少1颗可见卫星增加1个它弹信息即可实现导弹的导航定位，完成捷联惯性导航修正；当卫星导航接收机可见卫星全被干扰时，有3个它弹信息即可完成导弹的导航定位，完成捷联惯性导航修正；

将上式进行泰勒级数展开，得到观测方程：

Z_ρ(t)＝H_ρ(t)X(t)+V_ρ(t)

其中，

Z_ρ(t)＝[δρ₁₁ … δρ_1n δρ₂₁ … δρ_m1]^T，

步骤S23，采用Kalman滤波估计出捷联惯性导航的状态误差，并完成捷联惯性导航的校正。

卡尔曼滤波包括时间更新和量测更新两部分，设系统噪声协方差阵为Q，量测噪声协方差阵为R，则

状态估值计算方程：

状态估值计算方程：

状态一步预测方程：

一步预测均方误差方程：

估计均方误差方程：

通过卡尔曼滤波估计出捷联惯性导航状态误差，并对捷联惯性导航进行校正。

为了进一步对上述方法进行说明，充分展现出该方法的可靠性与精确性，进说行了数字仿真试验。

(1)仿真条件及参数设置说明

以导弹1为例，所有可见卫星均被干扰，另有其他导弹或数据链设备3发(台)，其他导弹卫星导航未被干扰，可以正常定位；导弹1所装惯组陀螺零偏0.5°/h，陀螺零偏稳定性0.5°/h，加表零偏0.5mg，加表零偏稳定性0.5mg，惯组数据更新率400Hz；数据链测距误差20m，测速误差1m/s，数据链数据更新频率10Hz。

(2)仿真试验结果及分析

图2～3给出了本发明的仿真试验结果，图2为导弹1位置误差曲线，图3为导弹1速度误差曲线，从图中可以看出，导弹1水平位置误差不大于20m，高程位置误差不大于30m，速度误差不大于0.5m/s。结果表明，在所有可见卫星均被干扰的情况下，本发明基于相对测量信息辅助的协同导航方法，利用弹间相对测距信息辅助惯性导航，并完成惯性导航的修正，可以有效干扰情况下导弹的导航精度。

综上所述，本发明公开了一种基于相对测量信息辅助的协同导航方法，采用惯性/卫星/相对测距信息多源信息融合。导弹上装有惯性测量组合、数据链通信设备以及卫星导航接收机，导弹间通过数据链测量相对距离信息及传递相关数据。每发导弹为单独的信息融合中心，接收卫星导航和数据链的测量信息，进行惯性/卫星/相对测距信息的信息融合，并完成对捷联惯性导航的校正。在卫星导航失效的情况下，仍然可以完成对惯性导航的校正。

本发明与现有技术相比，其显著优点是：

(1)卫星导航被干扰时，可以利用弹间数据链测距信息及它弹信息辅助惯性导航，估计出惯性导航状态误差并完成修正；

(2)卫星导航未被干扰时，可以通过弹间数据链测距信息及它弹信息优化卫星导航几何分布，提高导航精度。

本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。

专业人员还可以进一步意识到，结合本文中所公开的实施例描述的各示例的单元及算法步骤，能够以电子硬件、计算机软件或者二者的结合来实现，为了清楚地说明硬件和软件的可互换性，在上述说明中已经按照功能一般性地描述了各示例的组成及步骤。这些功能究竟以硬件还是软件方式来执行，取决于技术方案的特定应用和设计约束条件。专业技术人员可以对每个特定的应用来使用不同方法来实现所描述的功能，但是这种实现不应认为超出本发明的范围。

显然，本领域的技术人员可以对发明进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包括这些改动和变型在内。

Claims (6)

1.一种基于相对测量信息辅助的协同导航方法，其特征在于，包括：

设置N枚导弹或数据链设备，在每枚导弹上安装惯性测量组合、数据链通信设备以及卫星导航接收机，其中，N为正整数；

将每枚导弹均作为一个信息融合中心，完成惯性、卫星和相对测距信息辅助的协同导航信息融合，解算出导弹实时的位置、速度以及姿态信息。

2.如权利要求1所述的基于相对测量信息辅助的协同导航方法，其特征在于，完成惯性、卫星和相对测距信息辅助的协同导航信息融合中，

协同导航信息融合的观测方程采用卫星导航和相对测距信息与用捷联惯性导航的解算结果，计算的伪距及相对距离值的差值作为观测量并构建观测矩阵。

3.如权利要求2所述的基于相对测量信息辅助的协同导航方法，其特征在于，协同导航信息融合的观测方程采用卫星导航和相对测距信息与用捷联惯性导航的解算结果，计算的伪距及相对距离值的差值作为观测量并构建观测矩阵，包括：

构建协同导航状态方程，采用捷联惯性15维状态误差微分方程以及卫星接收机钟差和钟漂微分方程；

构建观测方程，采用卫星导航和相对测距信息与用捷联惯性导航的解算结果计算的伪距及相对距离值的差值作为观测量并构建观测矩阵；

采用Kalman滤波估计出捷联惯性导航的状态误差，并完成捷联惯性导航的校正。

4.如权利要求3所述的基于相对测量信息辅助的协同导航方法，其特征在于，构建协同导航状态方程，采用捷联惯性15维状态误差微分方程以及卫星接收机钟差和钟漂微分方程，包括：

状态变量选取捷联惯性导航15维状态误差（3轴姿态误差

3轴速度误差δV＝[|δV_N δV_U δV_E]、3轴位置误差δP＝[δL δλ δh]、3轴陀螺零偏ε＝[ε_x ε_y ε_z]及3轴加表零偏

)以及卫星接收机钟差δl和钟漂

即

以北天东地理坐标系作为导航坐标系，建立系统状态方程为：

其中，F(t)为状态转移矩阵，G(t)为系统噪声驱动矩阵，W(t)＝[w_ωx w_ωy w_ωz w_ax w_ayw_az w_l w_i]^T噪系统噪声阵，w_ω，w_ai(i＝x，y，z)分别为沿弹体系三个轴向的陀螺零均值白噪声和加速度计零均值白噪声，w_l为伪距零均值白噪声，w_i为伪距率零均值白噪声。

5.如权利要求4所述的基于相对测量信息辅助的协同导航方法，其特征在于，构建观测方程，采用卫星导航和相对测距信息与用捷联惯性导航的解算结果计算的伪距及相对距离值的差值作为观测量并构建观测矩阵，包括：

未被干扰卫星与导弹之间的伪距方程如下：

其中，ρ_ij为未被干忧卫星j到导弹i的距离，[gx_j gy_j gz_j]为未被干扰卫星j在地球坐标系下的位置，[sx_i sy_i sz_i]为导弹i的位置；

其他导弹或数据链设备k与导弹i之间的相对距离方程如下：

其中，ρ_ki为其他导弹或数据链设备k到导弹i的距离，[sx_k sy_k sz_k]为其他导弹或数据链设备k在地球坐标系下的位置；

则第一枚导弹1的信息融合中心中，得到：

将上式进行泰勒级数展开，得到观测方程：

Z_ρ(t)＝H_ρ(t)X(t)+V_ρ(t)

其中，

Z_ρ(t)＝[δρ₁₁ … δρ_1n δρ₂₁ … δρ_m1]^T，

6.如权利要求5所述的基于相对测量信息辅助的协同导航方法，其特征在于，采用Kalman滤波估计出捷联惯性导航的状态误差，并完成捷联惯性导航的校正，包括：

卡尔曼滤波包括时间更新和量测更新两部分，设系统噪声协方差阵为Q，量测噪声协方差阵为R，则

状态估值计算方程：

状态估值计算方程：

状态一步预测方程：

一步预测均方误差方程：

估计均方误差方程：

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