CN111854746A - Mimu/csac/高度计辅助卫星接收机的定位方法 - Google Patents

Mimu/csac/高度计辅助卫星接收机的定位方法 Download PDF

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CN111854746A CN202010755723.8A CN202010755723A CN111854746A CN 111854746 A CN111854746 A CN 111854746A CN 202010755723 A CN202010755723 A CN 202010755723A CN 111854746 A CN111854746 A CN 111854746A
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Abstract

本发明公开了一种MIMU/CSAC/高度计辅助卫星接收机定位方法。该方法为：选用CPT芯片原子钟作为接收机的本地时钟来源，同时GNSS导航模块输出1PPS信号对芯片钟进行驯服；构建组合导航系统的状态方程、量测方程，并同步系统时间；当搜星数小于4颗时，利用CSAC对钟差进行预测，建立钟差模型预测钟差信息，实现接收机三星定位，并利用MIMU、CSAC辅助GNSS模块的捕获和跟踪；利用气压高度计初始化校正方法，将校正后测量的高度作为约束条件构造观测方程，对两个卫星进行伪距测量来实现定位解算。本发明缩短了卫星重定位时间，提高了导航定位和授时精度，改善了接收机在遮挡环境下高程的定位精度和空间精度因子PDOP值，提高了接收机的连续性。

Description

MIMU/CSAC/高度计辅助卫星接收机的定位方法
技术领域
本发明涉及卫星导航技术领域，特别是一种MIMU/CSAC/高度计辅助卫星接收机的定位方法。
背景技术
卫星导航是一种无线电导航，以卫星为参照物，导航卫星广播无线电信号，用户接收机收到卫星信号，便能解算获得用户当前的位置、速度、时间等信息。卫星导航能够提供全天候实时的定位导航授时服务，其广泛应用于智能交通、航空、航天等领域。
但在城市峡谷等遮挡环境下，卫星导航系统无法连续进行定位解算，但是卫星导航定位的误差不会随时间累积；惯性测量单元具有良好的自主性，不需要依靠外界信息就可自主定位，隐蔽性很强，但是导航误差随时间发散，无法提供长时间高精度的导航服务。目前大部分组合导航系统是将MIMU与GNSS进行松组合或紧组合，但在松组合和紧组合中，并没有改善GNSS接收机的性能，在高动态或弱信号等恶劣环境中，接收机跟踪环路不能对卫星信号进行稳定跟踪，无法输出有效定位信息，松组合和紧组合都无法工作。
发明内容
本发明的目的在于提供一种MIMU/CSAC/高度计辅助卫星接收机定位方法，从而提高导航系统的定位精度和稳定性。
实现本发明目的的技术解决方案为：一种MIMU/CSAC/高度计辅助卫星接收机的定位方法，包括以下步骤：
步骤1、选用10MHz的CPT芯片原子钟作为接收机的本地时钟来源，同时GNSS导航模块输出1PPS信号对芯片钟进行驯服；
步骤2、根据系统里GNSS导航模块和惯性导航系统里的相关误差，以及芯片原子钟对导航系统的影响，选择采用分布式组合导航模型，构建组合导航系统的状态方程、量测方程，并同步系统时间；
步骤3、当搜星数小于4颗时利用CSAC对钟差进行预测，把一段设定时间内的钟差信息作为历史数据，根据这些钟差信息建立钟差模型，通过模型预测后面一段设定时间内的钟差信息，实现接收机三星定位，并利用MIMU、CSAC辅助GNSS模块的捕获和跟踪；
步骤4、利用气压高度计初始化校正方法，将校正后测量的高度作为约束条件构造观测方程，对两个卫星进行伪距测量来实现定位解算。
本发明与现有技术相比，其显著优点是：(1)将GNSS、微信惯性测量单元和CSAC的三者的信息进行融合形成定位导航授时微系统，防止导航定位误差随时间积累而增大，提高了系统的可靠性和抗干扰能力；(2)利用CSAC和微信惯性测量单元提供的辅助信息，让接收机在卫星信号受遮蔽的情况下仍然可以短暂定位，并提高了接收机的定位速度；(3)通过加入高精度的原子钟对钟差进行长时间、高精度的预测有效提高了定位精度；(4)对双模接收机系统的钟差建立预测模型，让高度计和原子钟一起辅助接收机，可以让接收机在仅跟踪两颗可见卫星的情况下，进行短时间内的定位解算。
附图说明
图1是本发明中射频模块配置流程图。
图2是本发明中深组合系统工作原理图。
图3是本发明中深组合导航系统各模块功能图。
图4是本发明中数据同步结构图。
图5是本发明中接收机钟差预测定位流程图。
图6是本发明中惯性辅助捕获算法结构图。
图7是本发明中惯性辅助载波跟踪环路结构图。
图8是本发明中载波辅助码环结构图。
图9是本发明中芯片原子钟和高度计辅助模块的结构示意图。
图10是本发明中高度计测量周期示意图。
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。
将精度更高的芯片原子钟应用于微PNT系统中具有很大的优势。卫星导航接收机在进行定位解算时，需要精确的时间信息，此时利用芯片原子钟提供的时间基准可以改善定位精度；晶振的年老化率比芯片原子钟大，当接收机长时间不使用时，频率偏移一旦超过了多普勒频移范围，将会对接收机对卫星信号的捕获、跟踪造成影响，芯片原子钟的加入会延长卫星导航接收机的待机时间；卫星导航接收机在使用晶振时，可能会由于接收卫星信号带来的噪声而使环路不稳定造成失锁，采用精度较高的芯片原子钟时可使接收机的环路更加稳定。
步骤1，选用10MHz的CPT芯片原子钟作为接收机的本地时钟来源，同时GNSS导航模块输出1PPS信号对芯片钟进行驯服，具体如下：
通过向配置寄存器写入控制字来完成射频模块的配置。如图1所示，射频模块采用SPI总线挂载在FPGA上的方式，DSP程序进行初始化配置时会将相关控制写入FPGA，再由SPI总线通过FPGA给射频芯片。利用DSP程序中SPI总线配置函数，通过设置PLL主要和参考分频系数和PLL小数分频系数寄存器，对射频模块进行初始化。通过修改NCO中心M值、BDS和GPS对应的采样频率和采样时间来初始化采样频率Ts、载波中频FCARRCENTER、码NCOFCODECENTER和搜索步长STEP，使射频模块可以以10MHz原子钟作为本地时钟来源。
当GNSS星座几何结构良好时，GNSS可以给CSAC提供每秒一个脉冲信号(1PPS)，该信号与协调世界时(UTC)同步，误差只有几纳秒。由于GNSS卫星和地面监测站的时钟精度高、稳定性好，所以基于卫星时钟的1PPS具有良好的长期稳定性，但是易受干扰，短期稳定性不好。相比较之下，CSAC的短期稳定性好，但是长期稳定性一般，所以当CSAC和1PPS信号结合使用时，可以实现良好的长期稳定性和短期稳定性，可以获得更好的定时同步和更好的导航性能(前提是GNSS信号不能太差)。
步骤2，深组合系统工作原理如图2所示，将微惯性测量单元与芯片原子钟的数据与卫星导航模块集成于一体，可以使卫星接收机在弱信号以及高动态情况下能持续跟踪卫星信号和增加重定位能力。微惯性测量单元辅助卫星接收机的跟踪环路，使卫星导航系统的等效带宽提高了；芯片原子钟辅助卫星导航接收机定位，提高对卫星信号的捕获性能和定位精度。GNSS导航模块和惯性导航系统里的相关误差以及芯片原子钟对导航系统的影响，采用分布式组合导航模型，构建组合导航系统的状态方程、量测方程，并同步系统时间，深组合导航系统各模块功能如图3所示，具体如下：
步骤2.1、在深组合导航系统中，经过误差模型的消除和补偿后GNSS误差主要包括两个部分，由钟差引起的误差bc和由钟漂引起的误差dc。误差状态方程可描述成：
Figure BDA0002611505370000031
式中，τ为相关时间，ωb，ωd表示高斯白噪声。而惯性导航误差状态主要由陀螺仪误差、加速度计误差、位置误差、速度误差和姿态角误差等组成。
步骤2.2、将深组合导航系统中的惯性误差和GNSS误差综合，包括惯导输出的15个误差量和GNSS接收机输出的2个误差量。系统的状态变量为：
Figure BDA0002611505370000041
式中θe、θn和θu分别是东、北、天三个方向上的姿态误差角；δVe、δVn和δVu分别是东向、北向、天向上的速度误差；δL、δλ和δh分别是纬度误差、经度误差、高度误差；εx、εy和εz分别是载体系下陀螺三个轴向上的随机漂移；
Figure BDA0002611505370000042
和
Figure BDA0002611505370000043
分别是载体系下加速度计三个轴向上的常值偏置；bc和dc分别表示钟差和钟漂。
GNSS误差状态方程描述如下：
Figure BDA0002611505370000044
式中:
Figure BDA0002611505370000045
WG＝[wb wd]T
惯性导航系统的误差状态方程描述如下：
Figure BDA0002611505370000046
式中:
Figure BDA0002611505370000047
式中，Fins是系统误差矩阵；Fsg是惯性器件的误差转换矩阵；Fimu是惯性器件的噪声矩阵。
噪声向量WI为：
WI＝[ωgx ωgy ωgz ωax ωay ωaz]T
式中，ωgx、ωgy、ωgz是陀螺仪的高斯白噪声；ωax、ωay、ωaz是加速度计的高斯白噪声。
由GNSS误差状态方程和惯性导航系统的误差状态方程得到系统的状态方程为：
Figure BDA0002611505370000051
上式可写成：
Figure BDA0002611505370000052
式中，X为各种误差参数构成的17维状态向量，F为17×17阶的系统状态转移矩阵，G为17×8阶的系统噪声驱动阵，W为噪声构成的8维向量。
步骤2.3、在深组合导航系统中，滤波器的观测变量有两个，分别是伪距观测量和伪距率观测量。
在伪距观测方程中，载体在地心地固直角坐标系(ECEF)下的位置(x,y,z)可由惯性系统得到，结合卫星星历解算得到的卫星位置(xs,ys,zs)，可得出载体相对卫星伪距ρIi。若GNSS接收机计算得到的伪距值为ρGi，则两者之间的差值δρIi即为伪距观测量。
假设(xI,yI,zI)为惯导输出的位置在ECEF坐标系下的表示，若第i颗卫星在ECEF坐标系中的位置为(xsi,ysi,zsi)，则载体到第i颗卫星的伪距为：
Figure BDA0002611505370000053
式中n为可观测的卫星数。
将ρIi在(x,y,z)处展开泰勒级数并忽略高次项，那么有：
Figure BDA0002611505370000054
式中ri为载体到第i颗卫星的真实距离，如果eix、eiy、eiz分别代表载体到第i颗卫星向量的方向余弦。则上式可改写为：
ρIi＝ri+eixδx+eiyδy+eizδz
GNSS接收机输出第i颗卫星的伪距可表示为：
ρGi＝ri-bc-υρi
式中，υρi是伪距量测噪声。将两式相减，可得第i颗卫星的伪距观测方程为：
δρIi＝ρIi-ρGi＝eixδx+eiyδy+eizδz+bc+υρi
当可观测的卫星数为n时，伪距的观测矩阵为：
δρI＝E[δx δy δz]T+Dc1bc+Vρ
若载体的纬度、经度和高度分别为L,λ,h，那么载体在ECEF坐标系中的真实位置(x,y,z)为：
Figure BDA0002611505370000061
对上式两边取微分后联立可观测的卫星数为n时的伪距的观测矩阵得：
δρI＝E·Da·[δL δλ δh]T+Dc1bc+Vρ
伪距观测方程为：
Zρ＝HρX+Vρ
式中Hρ＝[0n×6 E·Da 0n×6 Dc1 0n×1]T n×17。
步骤2.4、对由(xI,yI,zI)计算得到的载体到第i颗卫星的伪距求导可得：
Figure BDA0002611505370000062
假设载体在ECEF坐标系内的实际速度为
Figure BDA0002611505370000063
为惯导解算得到的载体速度在ECEF坐标系内的表示，
Figure BDA0002611505370000064
为ECEF坐标系内的实际速度与惯导输出的速度之间的误差，那么有：
Figure BDA0002611505370000065
设地球坐标系(e系)与地理坐标系(t系)之间的坐标变换矩阵为
Figure BDA0002611505370000066
则上式可变为：
Figure BDA0002611505370000067
式中，(ve vn vu)为载体真实的东北天速度，(veI vnI vuI)为惯导输出的东北天速度。L，λ分别表示载体真实的纬度和经度，LI，λI分别表示惯导输出的纬度和经度。
将
Figure BDA0002611505370000071
在L，λ处展开泰勒级数，忽略高次项后可得：
Figure BDA0002611505370000072
式中有：
Figure BDA0002611505370000073
由此可知：
Figure BDA0002611505370000074
将ECEF坐标系中载体的速度Ve导航坐标系中的载体速度Vn的转换公式两边进行微分并与载体际速度与惯导输出的速度之间的误差方程联立得：
Figure BDA0002611505370000075
式中
Figure BDA0002611505370000076
假设GNSS接收机输出的载体到第i颗卫星的伪距率为：
Figure BDA0002611505370000077
式(4.50)中
Figure BDA0002611505370000078
为量测噪声。联立开头由xI,yI,zI计算得到伪距率方程的上式可得载体到第i颗卫星的伪距率观测方程为(可观测的卫星数为n)：
Figure BDA0002611505370000079
其中，
Figure BDA00026115053700000710
Dp＝E·DE+M·Da，Dc2和M分别是：
Figure BDA0002611505370000081
伪距率观测方程也可写成：
Figure BDA0002611505370000082
式中，
Figure BDA0002611505370000083
由上述对伪距和伪距率方程的描述，滤波器的系统观测方程为：
Figure BDA0002611505370000084
之后导航系统采用线性离散卡尔曼滤波对离散化方程进行解算，对量测和误差进行更新和矫正。
步骤2.5如果仅仅以传感器测量时刻为基准，由于数据接收与解算将会造成时间延迟。而采用硬件同步方案可以使观测数据同步，从而降低时间延迟的影响，数据同步结构如图4所示。系统中数据同步方案是把频率较高的惯导输出信息存储下来，当频率较低的GNSS数据输出时，从存储器中提取最接近的惯导输出值，并计算出滞后时间，以此来对存储的数据进行插值计算，尽可能消除数据同步误差。
除了滤波前存在的数据滞后以外，由于卡尔曼滤波器是将整秒时刻的伪距、伪距率误差作为观测量的，因此在组合滤波完成以后，由于计算占用一定时间，滤波结果中同样存在滞后，不能直接用于校正当前的状态量。考虑到状态转移矩阵在卡尔曼理论中是系统动力学过程的函数，描述了状态变量随时间的变化规律，故可利用状态转移矩阵将滤波器输出的整秒时刻状态变量最优估计值递推到当前时刻，完成系统校正。
步骤3，接收机钟差预测定位流程如图5所示，首先要根据接收机数据分析其噪声类型，之后根据噪声类型来建立合适的钟差模型，通过判断接收机的定位效果，如果状态好就通过正常解算出接收机的钟差并将用解算出的钟差替代上一时刻的钟差；如果状态不好则根据建好的钟差模型预报一个钟差，将预报钟差作为本次定位方程中的钟差。这样可以让接收机在只有3颗卫星的情况下也能在短时间内实现连续高精度定位。当搜星数小于4颗时利用CSAC辅助GNSS模块定位，利用MIMU和CSAC辅助GNSS模块的捕获和跟踪，具体如下：
步骤3.1、在GNSS模块使用原子钟后，模块的钟差更加稳定，钟差预测精度更高，能够满足一个小时内的钟差精度要求。在搜星不好的情况下可以根据原子钟的噪声类型来选取合适的钟差预测方法，对于频率随机游走噪声(RWFM)，当前最优时间估计是最后一个值加上最后一个斜率(时钟频率)乘以上次值的时间。对于调相白噪声(WHPM)，最佳预测方法是钟差的简单平均值。对于调频白噪声(WHFM)，最佳预测方法是端点法，也就是使用最后一个值作为后续一段时间的钟差。在进行方差估计时一般使用巴恩斯第一偏函B1(N,r,μ)对一定采样时间τ所对应的主导噪声类型进行估计，巴恩斯第一偏函定义为N次取样标准方差和双取样Allan方差的比率，其公式如下：
Figure BDA0002611505370000091
式中r＝T/τ，T为取样周期。
步骤3.2、当选择好钟差预测方法后，便可预测出GNSS模块钟差，将伪距方程中接收机钟的差扣除，此时只需要求解伪距方程：
Figure BDA0002611505370000092
Figure BDA0002611505370000093
Figure BDA0002611505370000094
式中xi，yi，zi指颗卫星的三维位置；xu，yu，zu为用户三维位置坐标；tu为接收机与系统时间的偏差；ρ为扣除大气层延迟、卫星时钟误差和多径效应等延迟后的伪距。对伪距方程先基于线性化法进行解算，得到线性化方程，之后利用最小二乘法求解用户位置。
步骤3.3、在搜星不好时，原子钟可将系统的频率准确度和稳定度提高到1E-10以内甚至更高，其造成的频率偏差小于0.2Hz甚至更小，这样可减小本地时钟频率漂移带来的多普勒频移误差，结合惯性信息加速捕获。
采用外部辅助的载体位置信息，结合卫星历书或星历、本地时间等信息可实时解算得到辅助信息，并对载波环和码环提供辅助，可实现卫星信号的快速重捕。IMU由于其输出的高频率特性和自主定位能力，成为辅助捕获理想的外部辅助信息来源。惯性辅助捕获算法的结构如图6所示，当由卫星提供的星历或历书信息，结合接收机时钟即芯片原子钟提供的本地时间解算出第i颗卫星在ECEF坐标系下的位置
Figure BDA0002611505370000101
惯性系统计算得到载体在ECEF坐标系下的位置(xn,yn,zn)。根据高度角，去除当前不可见卫星，对可见卫星分配通道来进行二维搜索。
惯性系统计算得到当前时刻载体速度
Figure BDA0002611505370000102
变换到ECEF坐标系下，卫星星历和历书推算出第i颗卫星在ECEF坐标系下的速度
Figure BDA0002611505370000103
计算得到载体和第i颗卫星之间在视线矢量上的相对速度
Figure BDA0002611505370000104
根据
Figure BDA0002611505370000105
可以计算得到多普勒频移
Figure BDA0002611505370000106
最终计算得到的第i颗卫星信号的载波频率为：
Figure BDA0002611505370000107
式中，fIF为经过射频处理下变频后信号的中频频率，
Figure BDA0002611505370000108
为接收机频漂带来的频率误差估计值。
在卫星信号捕获电路中，控制部分根据实时解算得到的载波频率
Figure BDA0002611505370000109
将
Figure BDA00026115053700001010
作为捕获中心值，通过载波NCO不断调整本地复制信号的载波频率。
步骤3.4、在导航系统中，利用惯导系统的位置速度信息，和卫星星历数据实时解算出载体当前运动状态下产生的多普勒频移，辅助到载波跟踪环路中，再对其跟踪结果进行码跟踪。通过惯导数据预测出多普勒频移，实时调节载波NCO，实现信号的跟踪。多普勒频移的估计值为跟踪环路提供频率补偿，对积分过程中的载波多普勒频率进行修正。本系统采用IMU和PLL切换辅助码环模式，两种模式之间利用转换开关进行切换，其判断标准为载波环是否失锁。惯性辅助载波跟踪环路结构和载波辅助码环结构如图7和图8所示。
在加入惯性辅助后的载波环闭环传递函数与误差传递函数的表达式为：
Figure BDA00026115053700001011
Figure BDA00026115053700001012
当载体在与卫星之间的视线矢量上作匀加加速度运动时，由拉式变换可以得到：
Figure BDA00026115053700001013
根据终值定理，可以得到环路的稳态误差为：
Figure BDA00026115053700001014
由公式可知当载体作匀加速运动时，有惯性辅助时的稳态误差为
Figure BDA0002611505370000111
无惯性辅助时的稳态误差为
Figure BDA0002611505370000112
若刻度系数误差取k＝0.001，稳态误差将减小1000倍。惯性信息辅助有效增大了环路的等效带宽，且辅助效果由辅助信息的精度决定。
步骤4、利用气压高度计测量的高度作为约束条件构造观测方程，对两个卫星进行伪距测量来实现定位解算，实现两星定位，具体如下：
通过原子钟辅助可以长时间、高精度地进行钟差的预测；高度计在经过校准后，可为导航系统提供高精度的高程信息。有效地提高了连续性和定位精度，仅在两颗可见卫星的遮挡环境下可进行位置解算，垂直方向的定位精度优于单独使用北斗系统时的定位精度。原子钟和高度计辅助模块的结构如图9所示。
气压传感器采用型号为博世(Bosch)公司生产的BMP280的气压传感器。该传感器测量范围为300～1100hPa(相当于海拔-500～9000m)、温度漂移系数为1.5Pa/K、绝对精度(常温)在±1hPa，具有高EMC鲁棒性、高精度、线性和长期稳定性。微处理器采用型号为意法半导体(ST)公司生产的STM32F103ZET6的单片机。该单片机为增强型32位基于ARM核心的带512K字节闪存的微控制器，最高工作频率72MHz。单片机用于接收大气压强传感器校正后的数字温度采集信号及数字气压采集信号，并根据预设的海拔高度算法对所接收到的校正后的数字气压采集信号进行计算得到海拔高度，再进行误差补偿之后，将计算得到的海拔高度数据传给接收机。
步骤4.1、利用大气压强传感器的采样单元采集当前环境的气压和温度值，得到模拟的气压信号和温度信号，并经模数转换、过滤及校正处理后，得到校正的数字气压信号及温度信号。气压高度计校正公式如下：
Figure BDA0002611505370000113
其中，H为待求海拔高度，PH为该高度的大气压力，空气专用气体常数R＝287.05287m2/(K·s2)，自由落体重力加速度gn＝9.80665(m/s2)，温度垂直变化率
Figure BDA0002611505370000121
Tb、Hb、Pb分别为国际标准大气采用的高度分层中相应层的大气温度、标准气压高度和大气压力的下限值。
高度计的测量周期包括温度测量周期和压力测量周期，为了抑制输出数据中的这些干扰而不会导致额外的接口占用和处理器工作负载，在测量完成后利用IIR滤波可消除压力短期波动对数据造成的影响并有效地降低了输出信号的带宽。高度计测量周期流程图如图10所示，在高度计对周围的温度和压力进行采样时，压力测量会存在多个过采样选项，每个过采样步骤都会降低噪声并将输出分辨率提高一位，滤波器输出公式如下：
Figure BDA0002611505370000122
其中，fn为滤波后的更新值，fn-1为上一测量周期得到的滤波值，x为滤波之前数模转换之后得到的值，A为滤波器为滤波器系数，可根据输出需要对其进行配置。
虽然气压在长期内的波动较大，但是短时间内相对平稳。根据气压和温度在短时间变化缓慢的规律，高度计的绝对精度没有相对精度高，因此可对双模接收机的搜星数和PDOP值进行判断，当数值较好时让高度计计算的高度值和接收机计算的高度值相互校准，将校准后的高度值作为高度计的输出值。
步骤4.2、把地球表面近似当成一个椭球面，利用高度计测得用户所在位置的海拔高度作为约束条件可以构造观测方程式：
Figure BDA0002611505370000123
式中Re＝6378137m、Rp＝6356752.3m，h为高度计测得的高度。当接收机搜星效果不好时，可以利用钟差预测算法预测钟差，这时在定位解算时不需要解算钟差，仅解算用户3维位置，然后再结合高度计测量的高度信息，可以只对两颗卫星(卫星要属于同一系统)进行伪距测量，便可进行定位解算。联立伪距观测方程和高程观测方程：
Figure BDA0002611505370000124
Figure BDA0002611505370000125
Figure BDA0002611505370000126
式中xi，yi，zi指颗卫星的三维位置；xu，yu，zu为用户三维位置坐标；tu为接收机与系统时间的偏差；ρ为扣除大气层延迟、卫星时钟误差和多径效应等延迟后的伪距。
将用户真实位置与近似位置之间的偏移量用Δxu，Δyu，Δzu表示，之后将上式按泰勒级数在近似位置处展开，在省去1阶偏导数可得：
Δρ1＝ax1Δxu+ay1Δyu+az1Δzu
Δρ2＝ax2Δxu+ay2Δyu+az2Δzu
Δh＝hxΔxu+hyΔyu+hzΔzu
其中，axi，ayi，azi各项表示由近似用户位置指向第i号，Δh为高度估计值与测量值的差；hx，hy，hz为地球椭球方程对xu，yu，zu的偏导数：
Figure BDA0002611505370000131
Figure BDA0002611505370000132
Figure BDA0002611505370000133
卫星的单位矢量的方向余弦以后的项后求出用户真实位置与近似位置之间的偏移值，对伪距方程先基于线性化法进行解算，得到线性化方程，之后利用最小二乘法求解用户位置。
综上所述，本发明在卫星导航接收机中引入原子钟、MIMU和高度计，给出了基于原子钟的钟差预测方法和MIMU、原子钟和卫星导航接收机的组合方法，给出了基于BMP280的气压传感器的校正算法，利用校正后的MIMU信息辅助GNSS接收机跟踪环路，并利用CSAC和高度计辅助接收机定位，使接收机在仅双星可见的重度遮挡环境下，在短时间内仍然可以提供较高的定位精度信息，有效提高了接收机在在高动态或弱信号等恶劣环境中的跟踪性能和定位精度。

Claims (5)

1.一种MIMU/CSAC/高度计辅助卫星接收机的定位方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤1、选用10MHz的CPT芯片原子钟作为接收机的本地时钟来源，同时GNSS导航模块输出1PPS信号对芯片钟进行驯服；
步骤2、根据系统里GNSS导航模块和惯性导航系统里的相关误差，以及芯片原子钟对导航系统的影响，选择采用分布式组合导航模型，构建组合导航系统的状态方程、量测方程，并同步系统时间；
步骤3、当搜星数小于4颗时利用CSAC对钟差进行预测，把一段设定时间内的钟差信息作为历史数据，根据这些钟差信息建立钟差模型，通过模型预测后面一段设定时间内的钟差信息，实现接收机三星定位，并利用MIMU、CSAC辅助GNSS模块的捕获和跟踪；
步骤4、利用气压高度计初始化校正方法，将校正后测量的高度作为约束条件构造观测方程，对两个卫星进行伪距测量来实现定位解算。
2.根据权利要求1所述的MIMU/CSAC/高度计辅助卫星接收机的定位方法，其特征在于，步骤1中所述的选用10MHz的CPT芯片原子钟作为接收机的本地时钟来源，同时GNSS导航模块输出1PPS信号对芯片钟进行驯服，具体如下：
通过向配置寄存器写入控制字来完成射频模块的配置，射频模块采用SPI总线挂载在FPGA上的方式，DSP程序进行初始化配置时将相关控制写入FPGA，再由SPI总线通过FPGA发送给射频芯片；利用DSP程序中SPI总线配置函数，通过设置PLL分频系数和PLL小数分频系数寄存器，对射频模块进行初始化；通过修改NCO中心M值、BDS和GPS对应的采样频率和采样时间初始化采样频率Ts、载波中频FCARRCENTER、码NCOFCODECENTER和搜索步长STEP，使射频模块以10MHz原子钟作为本地时钟来源。
3.根据权利要求1所述的MIMU/CSAC/高度计辅助卫星接收机的定位方法，其特征在于，步骤2中所述的根据系统里GNSS导航模块和惯性导航系统里的相关误差，以及芯片原子钟对导航系统的影响，选择采用分布式组合导航模型，构建组合导航系统的状态方程、量测方程，并同步系统时间，具体如下：
步骤2.1、在深组合导航系统中，经过误差模型的消除和补偿后GNSS误差包括两个部分，由钟差引起的误差bc和由钟漂引起的误差dc，误差状态方程描述成：
Figure FDA0002611505360000021
式中，τ为相关时间，ωb，ωd表示高斯白噪声；而惯性导航误差状态包括陀螺仪误差、加速度计误差、位置误差、速度误差和姿态角误差；
步骤2.2、将深组合导航系统中的惯性误差和GNSS误差综合，包括惯导输出的15个误差量和GNSS接收机输出的2个误差量，系统的状态变量为：
Figure FDA0002611505360000022
式中θe、θn和θu分别是东、北、天三个方向上的姿态误差角；δVe、δVn和δVu分别是东向、北向、天向上的速度误差；δL、δλ和δh分别是纬度误差、经度误差、高度误差；εx、εy和εz分别是载体系下陀螺三个轴向上的随机漂移；
Figure FDA0002611505360000023
和
Figure FDA0002611505360000024
分别是载体系下加速度计三个轴向上的常值偏置；bc和dc分别表示钟差和钟漂；
GNSS误差状态方程描述如下：
Figure FDA0002611505360000025
式中：
Figure FDA0002611505360000026
惯性导航系统的误差状态方程描述如下：
Figure FDA0002611505360000027
式中：
Figure FDA0002611505360000028
式中，Fins是系统误差矩阵；Fsg是惯性器件的误差转换矩阵；Fimu是惯性器件的噪声矩阵；
噪声向量WI为：
WI＝[ωgx ωgy ωgz ωax ωay ωaz]T
式中，ωgx、ωgy、ωgz是陀螺仪的高斯白噪声；ωax、ωay、ωaz是加速度计的高斯白噪声；
由GNSS误差状态方程和惯性导航系统的误差状态方程得到系统的状态方程为：
Figure FDA0002611505360000031
上式写成：
Figure FDA0002611505360000032
式中，X为各种误差参数构成的17维状态向量，F为17×17阶的系统状态转移矩阵，G为17×8阶的系统噪声驱动阵，W为噪声构成的8维向量；
步骤2.3、在深组合导航系统中，滤波器的观测变量有两个，分别是伪距观测量和伪距率观测量；
在伪距观测方程中，载体在地心地固直角坐标系ECEF下的位置(x,y,z)由惯性系统得到，结合卫星星历解算得到的卫星位置(xs,ys,zs)，得出载体相对卫星伪距ρIi；若GNSS接收机计算得到的伪距值为ρGi，则两者之间的差值δρIi即为伪距观测量；
假设(xI,yI,zI)为惯导输出的位置在ECEF坐标系下的表示，若第i颗卫星在ECEF坐标系中的位置为(xsi,ysi,zsi)，则载体到第i颗卫星的伪距为：
Figure FDA0002611505360000033
式中n为可观测的卫星数；
将ρIi在(x,y,z)处展开泰勒级数并忽略高次项，那么有：
Figure FDA0002611505360000034
式中ri为载体到第i颗卫星的真实距离，如果eix、eiy、eiz分别代表载体到第i颗卫星向量的方向余弦，则上式改写为：
ρIi＝ri+eixδx+eiyδy+eizδz
GNSS接收机输出第i颗卫星的伪距表示为：
ρGi＝ri-bc-υρi
式中，υρi是伪距量测噪声；将两式相减，得第i颗卫星的伪距观测方程为：
δρIi＝ρIi-ρGi＝eixδx+eiyδy+eizδz+bc+υρi
当可观测的卫星数为n时，伪距的观测矩阵为：
δρI＝E[δx δy δz]T+Dc1bc+Vρ
若载体的纬度、经度和高度分别为L,λ,h，那么载体在ECEF坐标系中的真实位置(x,y,z)为：
Figure FDA0002611505360000041
对上式两边取微分后联立可观测的卫星数为n时的伪距的观测矩阵得：
δρI＝E·Da·[δL δλ δh]T+Dc1bc+Vρ
伪距观测方程为：
Zρ＝HρX+Vρ
式中Hρ＝[0n×6 E·Da 0n×6 Dc1 0n×1]T n×17；
步骤2.4、对由(xI,yI,zI)计算得到的载体到第i颗卫星的伪距求导得：
Figure FDA0002611505360000042
假设载体在ECEF坐标系内的实际速度为
Figure FDA0002611505360000043
为惯导解算得到的载体速度在ECEF坐标系内的表示，
Figure FDA0002611505360000044
为ECEF坐标系内的实际速度与惯导输出的速度之间的误差，那么有：
Figure FDA0002611505360000045
设地球坐标系(e系)与地理坐标系(t系)之间的坐标变换矩阵为
Figure FDA0002611505360000046
则上式变为：
Figure FDA0002611505360000047
式中，(ve vn vu)为载体真实的东北天速度，(veI vnI vuI)为惯导输出的东北天速度，L、λ分别表示载体真实的纬度和经度，LI，λI分别表示惯导输出的纬度和经度；
将
Figure FDA0002611505360000051
在L，λ处展开泰勒级数，忽略高次项后得：
Figure FDA0002611505360000052
式中有：
Figure FDA0002611505360000053
由此知：
Figure FDA0002611505360000054
将ECEF坐标系中载体的速度Ve导航坐标系中的载体速度Vn的转换公式两边进行微分并与载体际速度与惯导输出的速度之间的误差方程联立得：
Figure FDA0002611505360000055
式中
Figure FDA0002611505360000056
假设GNSS接收机输出的载体到第i颗卫星的伪距率为：
Figure FDA0002611505360000057
式中
Figure FDA00026115053600000510
为量测噪声；联立开头由xI,yI,zI计算得到伪距率方程的上式得载体到第i颗卫星的伪距率观测方程为：
Figure FDA0002611505360000058
其中，可观测的卫星数为n；
Figure FDA0002611505360000059
Dp＝E·DE+M·Da，Dc2和M分别是：
Figure FDA0002611505360000061
伪距率观测方程写成：
Figure FDA0002611505360000062
式中，
Figure FDA0002611505360000063
由上述对伪距和伪距率方程的描述，滤波器的系统观测方程为：
Figure FDA0002611505360000064
之后导航系统采用线性离散卡尔曼滤波对离散化方程进行解算，对量测和误差进行更新和矫正；
步骤2.5、系统中数据同步方案是把频率高于设定值的惯导输出信息存储下来，当频率低于该设定值的GNSS数据输出时，从存储器中提取最接近的惯导输出值，并计算出滞后时间，以此来对存储的数据进行插值计算；
在组合滤波完成以后，利用状态转移矩阵将滤波器输出的整秒时刻状态变量最优估计值递推到当前时刻，完成系统校正。
4.根据权利要求1所述的MIMU/CSAC/高度计辅助卫星接收机的定位方法，其特征在于，步骤3中所述的当搜星数小于4颗时利用CSAC对钟差进行预测，把一段设定时间内的钟差信息作为历史数据，根据这些钟差信息建立钟差模型，通过模型预测后面一段设定时间内的钟差信息，实现接收机三星定位，并利用MIMU、CSAC辅助GNSS模块的捕获和跟踪，具体如下：
步骤3.1、在GNSS模块使用原子钟后，根据原子钟的噪声类型选取钟差预测方法；在进行方差估计时使用巴恩斯第一偏函B1(N,r,μ)对采样时间τ所对应的主导噪声类型进行估计，巴恩斯第一偏函定义为N次取样标准方差和双取样Allan方差的比率，其公式如下：
Figure FDA0002611505360000065
式中r＝T/τ，T为取样周期；
步骤3.2、当选择好钟差预测方法后，预测出GNSS模块钟差，将伪距方程中接收机钟的差扣除，此时需要求解伪距方程：
Figure FDA0002611505360000071
Figure FDA0002611505360000072
Figure FDA0002611505360000073
式中xi，yi，zi指颗卫星的三维位置；xu，yu，zu为用户三维位置坐标；tu为接收机与系统时间的偏差；ρ为扣除大气层延迟、卫星时钟误差和多径效应等延迟后的伪距；
对伪距方程先基于线性化法进行解算，得到线性化方程，之后利用最小二乘法求解用户位置；
步骤3.3、当由卫星提供的星历或历书信息，结合接收机时钟即芯片原子钟提供的本地时间解算出第i颗卫星在ECEF坐标系下的位置
Figure FDA0002611505360000074
惯性系统计算得到载体在ECEF坐标系下的位置(xn,yn,zn)，根据高度角，去除当前不可见卫星，对可见卫星分配通道来进行二维搜索；
惯性系统计算得到当前时刻载体速度
Figure FDA0002611505360000075
变换到ECEF坐标系下，卫星星历和历书推算出第i颗卫星在ECEF坐标系下的速度
Figure FDA0002611505360000076
计算得到载体和第i颗卫星之间在视线矢量上的相对速度
Figure FDA0002611505360000077
根据
Figure FDA0002611505360000078
计算得到多普勒频移
Figure FDA00026115053600000713
最终计算得到的第i颗卫星信号的载波频率为：
Figure FDA0002611505360000079
式中，fIF为经过射频处理下变频后信号的中频频率，
Figure FDA00026115053600000710
为接收机频漂带来的频率误差估计值；
在卫星信号捕获电路中，控制部分根据实时解算得到的载波频率
Figure FDA00026115053600000711
将
Figure FDA00026115053600000712
作为捕获中心值，通过载波NCO不断调整本地复制信号的载波频率；
步骤3.4、在导航系统中，利用惯导系统的位置速度信息，和卫星星历数据实时解算出载体当前运动状态下产生的多普勒频移，辅助到载波跟踪环路中，再对跟踪结果进行码跟踪；通过惯导数据预测出多普勒频移，实时调节载波NCO，实现信号的跟踪；多普勒频移的估计值为跟踪环路提供频率补偿，对积分过程中的载波多普勒频率进行修正；
采用IMU和PLL切换辅助码环模式，两种模式之间利用转换开关进行切换，判断标准为载波环是否失锁；
在加入惯性辅助后的载波环闭环传递函数与误差传递函数的表达式为：
Figure FDA0002611505360000081
Figure FDA0002611505360000082
当载体在与卫星之间的视线矢量上作匀加加速度运动时，由拉式变换得到：
Figure FDA0002611505360000083
根据终值定理，得到环路的稳态误差为：
Figure FDA0002611505360000084
由公式知，当载体作匀加速运动时，有惯性辅助时的稳态误差为
Figure FDA0002611505360000085
无惯性辅助时的稳态误差为
Figure FDA0002611505360000086
5.根据权利要求1所述的MIMU/CSAC/高度计辅助卫星接收机定位方法，其特征在于，步骤4中所述的利用气压高度计初始化校正方法，将校正后测量的高度作为约束条件构造观测方程，对两个卫星进行伪距测量来实现定位解算，具体如下：
步骤4.1、利用大气压强传感器的采样单元采集当前环境的气压和温度值，得到模拟的气压信号和温度信号，并经模数转换、过滤及校正处理后，得到校正的数字气压信号及温度信号；气压高度计公式如下：
Figure FDA0002611505360000087
其中，H为待求海拔高度，PH为该高度的大气压力，空气专用气体常数R＝287.05287m2/(K·s2)，自由落体重力加速度gn＝9.80665(m/s2)，温度垂直变化率为β；Tb、Hb、Pb分别为国际标准大气采用的高度分层中相应层的大气温度、标准气压高度和大气压力的下限值；
高度计的测量周期包括温度测量周期和压力测量周期，在测量完成后利用IIR滤波，在高度计对周围的温度和压力进行采样时，压力测量会存在多个过采样选项，每个过采样步骤都会降低噪声并将输出分辨率提高一位，滤波器输出公式如下：
Figure FDA0002611505360000091
其中，fn为滤波后的更新值，fn-1为上一测量周期得到的滤波值，x为滤波之前数模转换之后得到的值，A为滤波器为滤波器系数，据输出需要进行配置；
步骤4.2、把地球表面近似当成一个椭球面，利用气压测高仪测得用户所在位置的海拔高度作为约束条件，构造观测方程式：
Figure FDA0002611505360000092
式中Re＝6378137m、Rp＝6356752.3m，h为气压高度计测得的高度；
联立伪距观测方程和高程观测方程：
Figure FDA0002611505360000093
Figure FDA0002611505360000094
Figure FDA0002611505360000095
式中xi，yi，zi指颗卫星的三维位置；xu，yu，zu为用户三维位置坐标；tu为接收机与系统时间的偏差；ρ为扣除大气层延迟、卫星时钟误差和多径效应等延迟后的伪距；
将上式按泰勒级数在近似位置处展开，在省去1阶偏导数以后的项后求出用户真实位置与近似位置之间的偏移值，对伪距方程先基于线性化法进行解算，得到线性化方程，之后利用最小二乘法求解用户位置。
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