CN111965685A - 一种基于多普勒信息的低轨卫星/惯性组合导航定位方法 - Google Patents

一种基于多普勒信息的低轨卫星/惯性组合导航定位方法 Download PDF

Info

Publication number
CN111965685A
CN111965685A CN202010643828.4A CN202010643828A CN111965685A CN 111965685 A CN111965685 A CN 111965685A CN 202010643828 A CN202010643828 A CN 202010643828A CN 111965685 A CN111965685 A CN 111965685A
Authority
CN
China
Prior art keywords
satellite
low
navigation
orbit
information
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN202010643828.4A
Other languages
English (en)
Other versions
CN111965685B (zh
Inventor
王腾
洪诗聘
胡文涛
王勋
刘璞
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Beijing Automation Control Equipment Institute BACEI
Original Assignee
Beijing Automation Control Equipment Institute BACEI
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Beijing Automation Control Equipment Institute BACEI filed Critical Beijing Automation Control Equipment Institute BACEI
Priority to CN202010643828.4A priority Critical patent/CN111965685B/zh
Publication of CN111965685A publication Critical patent/CN111965685A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN111965685B publication Critical patent/CN111965685B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S19/00—Satellite radio beacon positioning systems; Determining position, velocity or attitude using signals transmitted by such systems
    • G01S19/38—Determining a navigation solution using signals transmitted by a satellite radio beacon positioning system
    • G01S19/39—Determining a navigation solution using signals transmitted by a satellite radio beacon positioning system the satellite radio beacon positioning system transmitting time-stamped messages, e.g. GPS [Global Positioning System], GLONASS [Global Orbiting Navigation Satellite System] or GALILEO
    • G01S19/42—Determining position
    • G01S19/48—Determining position by combining or switching between position solutions derived from the satellite radio beacon positioning system and position solutions derived from a further system
    • G01S19/49—Determining position by combining or switching between position solutions derived from the satellite radio beacon positioning system and position solutions derived from a further system whereby the further system is an inertial position system, e.g. loosely-coupled
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
    • G01C21/10—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration
    • G01C21/12—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning
    • G01C21/16—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning by integrating acceleration or speed, i.e. inertial navigation
    • G01C21/165—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning by integrating acceleration or speed, i.e. inertial navigation combined with non-inertial navigation instruments
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
    • G01C21/20—Instruments for performing navigational calculations

Abstract

本发明提出一种基于多普勒信息的低轨卫星/惯性组合导航定位方法，能够在轨道信息、钟差信息等先验信息不完备的条件下将低轨通信卫星与惯性导航系统进行组合导航定位的方法。通过使用该方法，组合导航系统在卫星导航信号可用时对低轨卫星的位置、钟差、钟漂等参数进行精确预测，当卫星导航信号受到干扰后不可用时，则利用低轨卫星的多普勒信息来进行定位解算，保证组合导航系统的定位误差不因惯性系统的误差积累而发散，从而保持定位精度。

Description

一种基于多普勒信息的低轨卫星/惯性组合导航定位方法
技术领域
本发明属于机会信号导航技术领域，具体涉及一种利用低轨通信卫星信号多普勒信息来辅助惯性导航系统进行导航定位的方法。
背景技术
卫星导航是各类精确制导武器装备组合导航系统的重要组成部分，主要用于为组合导航系统的惯性传感器提供误差修正信息和绝对定位信息。由于导航卫星信号到达地表时极其微弱，敌方通常能够以较小的代价实现对卫星信号的有效干扰。而且，在山区、丛林、城市等遮挡严重区域，卫星导航也难以保持高精度定位、导航、授时能力。一旦卫星导航无法工作，组合导航系统的定位精度将会受到影响。
低轨通信卫星因轨道低，具有信号功率强、覆盖范围广泛、几何位置变化快的特点。我国未来将有包括“鸿雁”、“虹云”、“行云”等数千颗低轨通信卫星发射升空，不同低轨卫星将具有不同的星座构型、不同的频率以及入射角，能够为终端提供大量可用观测信息，特别适合在卫星导航降级/拒止环境下作为惯性导航系统的辅助信息源。
由于许多低轨卫星主要用于数据通信，并不实时播发精确轨道参数，通过低轨卫星TLE文件所推算得到的轨道信息存在较大误差，直接用于导航定位将会产生较大的定位误差。
发明内容
本发明提出一种基于多普勒信息的低轨卫星/惯性组合导航定位方法,保证组合导航系统的定位误差不因惯性系统的误差积累而发散，保持定位精度。
本发明一种基于多普勒信息的低轨卫星/惯性组合导航定位方法，包括如下步骤：
第一步,导航计算机分别利用卫星导航接收机、INS、低轨卫星通信接收机提取观测量，并对提取的观测量进行建模，得到观测量与状态向量之间的数学关系；
第二步,导航计算机对载体的方位、位置以及速度信息、卫星导航接收机的钟差钟漂、低轨卫星位置和速度分别建立状态转移模型；
第三步,导航计算机利用扩展卡尔曼滤波器进行导航定位解算，导航计算机首先根据状态转移模型对状态向量进行预测，所预测的状态向量包括载体的位置速度、INS的角速度和加速度偏移量、卫星导航接收机的钟差钟漂、低轨卫星的位置速度以及低轨卫星的钟差和钟漂信息；
第四步,导航计算机对预测的状态向量进行测量更新；当卫星接收机能够正常提取卫星导航观测量时，导航计算机工作在跟踪模式，而当卫星接收机受到遮挡或者干扰而无法提取卫星导航观测量时，则转到同时跟踪定位模式。
进一步地，第一步中卫星导航接收机的观测量为卫星导航接收机的伪距观测值,补偿电离层和对流层误差后表示为：
Figure BDA0002572375480000021
其中
Figure BDA0002572375480000022
δtiono和δttropo分别表示电离层和对流层延迟，
Figure BDA0002572375480000023
为未补偿的伪距，
Figure BDA0002572375480000024
为观测噪声，观测噪声建模为零均值、方差为
Figure BDA0002572375480000025
的高斯白噪声序列，
Figure BDA0002572375480000026
是第l颗导航卫星的位置信息，l＝1,…,L表示第l个卫星，L为卫星的总数，rr是INS的三维位置信息；
低轨卫星通信接收机的观测量为伪距率
Figure BDA0002572375480000031
其中fc为载波频率，fD为低轨卫星信号的多普勒频率观测量，c为光速，第m颗低轨卫星的伪距率建模为
Figure BDA0002572375480000032
其中
Figure BDA0002572375480000033
和
Figure BDA0002572375480000034
分别为第m颗低轨卫星的电离层和对流层延迟漂移量，vleom为零均值方差为
Figure BDA0002572375480000035
的观测噪声，
Figure BDA0002572375480000036
是INS的三维速度信息，
Figure BDA0002572375480000037
和
Figure BDA0002572375480000038
分别是低轨卫星的位置和速度信息，
Figure BDA0002572375480000039
是卫星接收机的钟漂，
Figure BDA00025723754800000310
是低轨卫星通信接收机的钟漂信息；
载体INS包括一个三轴陀螺仪和三轴加速度计，用于产生角速度ωimu和比力测量元素aimu，角速度ωimu和比力测量元素aimu分别建模为：
ωimu(k)＝Bω(k)+bg(k)+ng(k)
Figure BDA00025723754800000311
其中g(k)是引力加速度，ng和na是测量噪声向量，ng和na分别建模为协方差为
Figure BDA00025723754800000312
和
Figure BDA00025723754800000313
的高斯白噪声序列，bg和ba分别是INS的三维陀螺仪和加速度计偏差，上标B表示载体坐标系，上标G表示地球坐标系，
Figure BDA00025723754800000314
是四维单位四元数表示相对于地理坐标系G固定于INS的载体坐标系方位，c为光速。
进一步地，第二步中，载体的方位、位置以及速度信息建模为由载体坐标系三维转速Bω(k)和地理坐标系的三维加速度Ga(k)驱动的惯导动态方程，其中陀螺和加速度计偏差建模为离散时间动态方程
bg(k+1)＝bg(k)+wbg(k)
ba(k+1)＝ba(k)+wba(k),k＝1,2,…
其中wbg(k)和wba(k)为过程噪声，协方差分别为Qbg和Qba；
卫星导航接收机的钟差模型建模为
Figure BDA0002572375480000041
Figure BDA0002572375480000042
其中
Figure BDA0002572375480000043
和
Figure BDA0002572375480000044
分别是卫星接收机的钟差和钟漂，
Figure BDA0002572375480000045
为过程噪声，其协方差表示为：
Figure BDA0002572375480000046
其中T是恒定的采样间隔，
Figure BDA0002572375480000047
和
Figure BDA0002572375480000048
分别是钟差和钟漂的过程噪声功率谱密度；
第m个低轨卫星位置和速度的动态方程建模为：
Figure BDA0002572375480000049
其中
Figure BDA00025723754800000410
为第m颗低轨卫星的加速度，μ是地球的标准引力参数，
Figure BDA00025723754800000411
表示加速度的整体摄动，
Figure BDA00025723754800000412
建模为一个功率谱密度为
Figure BDA00025723754800000413
的高斯白噪声序列，第m个低轨卫星的时钟状态建模为：
Figure BDA00025723754800000414
其中
Figure BDA00025723754800000415
是协方差为
Figure BDA00025723754800000416
的过程噪声，但是
Figure BDA00025723754800000417
中的钟差和钟漂的过程噪声功率谱密度相应替换为低轨卫星的。
进一步地，第三步中，对状态向量进行预测得到定位解算结果的预测值，状态向量设置为：
Figure BDA0002572375480000051
其中
Figure BDA0002572375480000052
是INS和卫星导航接收机的状态向量，
Figure BDA0002572375480000053
是第m颗低轨卫星的状态向量，δtleom和
Figure BDA0002572375480000054
是低轨通信卫星接收机的钟差和钟漂信息，m＝1，2，…，M，M为可视低轨卫星的数量，其中低轨卫星的初始位置和速度信息通过低轨卫星的TLE文件计算得到；
预测过程抽象为生成
Figure BDA0002572375480000055
中的x(k)以及一个相关联的估计误差协方差，其中E[·]表示求期望，
Figure BDA0002572375480000056
是包括时间序列的测量集j、k；在状态向量预测过程中，INS的状态向量通过使用地心地固坐标系的捷联惯导坐标系G来产生
Figure BDA0002572375480000057
陀螺仪和加速度计偏差
Figure BDA0002572375480000058
和
Figure BDA0002572375480000059
根据公式和分别进行预测，时钟状态根据公式和公式进行预测，低轨卫星位置和速度的预测根据公式来进行推算。
进一步地，第四步中，在跟踪模式下，测量更新所使用的观测向量z同时包含所有可用的卫星导航信号伪距及低轨卫星多普勒观测量，因此观测量z表示为：
Figure BDA00025723754800000510
其中
Figure BDA00025723754800000514
相应的观测量与状态量之间的关系矩阵表示为:
Figure BDA00025723754800000511
其中
Figure BDA00025723754800000512
为zgnss的关系矩阵，表示为:
Figure BDA00025723754800000513
其中
Figure BDA0002572375480000061
Figure BDA0002572375480000062
的关系矩阵矩阵可以表示为：
Figure BDA0002572375480000063
其中
Figure BDA0002572375480000064
Figure BDA0002572375480000065
b＝[01×7,1]T
Figure BDA0002572375480000066
Figure BDA0002572375480000067
当卫星导航系统观测量不可用时，系统转入同时跟踪定位模式，此时，观测和关系矩阵分别用
Figure BDA0002572375480000068
和
Figure BDA0002572375480000069
来代替。
本发明能够在轨道信息、钟差信息等先验信息不完备的条件下将低轨通信卫星与惯性导航系统进行组合导航定位的方法。通过使用该方法，组合导航系统在卫星导航信号可用时对低轨卫星的位置、钟差、钟漂等参数进行精确预测，当卫星导航信号受到干扰后不可用时，则利用低轨卫星的多普勒信息来进行定位解算，保证组合导航系统的定位误差不因惯性系统的误差积累而发散，从而保持定位精度。
附图说明
图1是本发明的原理流程图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作进一步详细说明。
针对现有技术缺陷，本发明提出一种低轨卫星轨道信息、钟差信息等先验信息不完备条件下低轨通信卫星、导航卫星与惯性导航系统进行组合导航定位的方法。在该方法中，组合导航系统在卫星导航信号可用时对低轨卫星的位置、钟差、钟漂等参数进行精确预测，当卫星导航信号受到干扰后不可用时，则利用低轨卫星的多普勒信息来进行定位解算，保证组合导航系统的定位误差不因惯性系统的误差积累而发散，从而保持定位精度。
本发明所涉及的低轨卫星/惯性组合导航主要包括：1、卫星导航接收机；2、惯性导航系统(INS)；3、低轨卫星通信接收机；4、导航计算机。如图1所示。
在本发明中，导航计算机分别利用卫星导航接收机、INS、低轨卫星通信接收机提取观测量，建立观测量与状态量之间的数学关系，卫星导航接收机的观测量为卫星导航接收机的伪距观测值、低轨卫星通信接收机的观测量为伪距率，载体INS包括一个三轴陀螺仪和三轴加速度计，用于产生角速度和比力观测量。
导航计算机对载体的方位、位置以及速度信息、卫星导航接收机的钟差钟漂、低轨卫星位置和速度分别建立状态转移模型，以用于扩展卡尔曼滤波定位解算。
在使用扩展卡尔曼滤波进行定位解算时，导航计算机首先根据状态转移模型对状态向量进行预测，所预测的状态向量包括载体的位置速度、INS的角速度和加速度偏移量、卫星导航接收机的钟差钟漂、低轨卫星的位置速度以及低轨卫星的钟差和钟漂信息。
导航计算机对预测的状态向量进行测量更新，在更新时，导航计算机需根据卫星导航观测量的可用性选择工作模式，当卫星接收机能够正常提取卫星导航观测量时，导航计算机工作在跟踪模式，而当卫星接收机受到遮挡或者干扰而无法提取卫星导航观测量时，则转到同时跟踪定位模式。
在跟踪模式下，测量更新所使用的观测向量同时包含所有可用的卫星导航信号伪距及低轨卫星多普勒观测量，在同时跟踪定位模式下，观测向量仅包含低轨卫星的多普勒观测量。
本发明可以通过以下步骤来实现。
(1)导航计算机分别利用卫星导航接收机、INS、低轨卫星通信接收机提取观测量，并对提取的观测量进行建模，得到观测量与状态向量之间的数学关系，卫星导航接收机的观测量为卫星导航接收机的伪距观测值补偿电离层和对流层误差后可以表示为：
Figure BDA0002572375480000081
其中
Figure BDA0002572375480000082
和δttropo分别表示电离层和对流层延迟；
Figure BDA0002572375480000083
为未补偿的伪距；
Figure BDA0002572375480000084
为观测噪声，观测噪声建模为零均值方差为
Figure BDA0002572375480000085
的高斯白噪声序列，
Figure BDA0002572375480000086
是第l颗导航卫星的位置信息，l＝1,…,L表示第l个卫星，L为卫星的总数。rr是INS的三维位置信息。
低轨卫星通信接收机的观测量为伪距率
Figure BDA0002572375480000087
其中fc为载波频率，fD为低轨卫星信号的多普勒频率观测量，c为光速。那么第m颗低轨卫星的伪距率可以建模为
Figure BDA0002572375480000091
其中
Figure BDA0002572375480000092
和
Figure BDA0002572375480000093
分别为第m颗低轨卫星的电离层和对流层延迟漂移量，vleom为零均值方差为
Figure BDA0002572375480000094
的观测噪声。
Figure BDA0002572375480000095
是INS的三维速度信息，
Figure BDA0002572375480000096
和
Figure BDA0002572375480000097
分别是低轨卫星的位置和速度信息，
Figure BDA0002572375480000098
是卫星接收机的钟漂，
Figure BDA0002572375480000099
是低轨卫星通信接收机的钟漂信息。
载体INS包括一个三轴陀螺仪和三轴加速度计，用于产生角速度ωimu和比力测量元素aimu，角速度ωimu和比力测量元素aimu分别建模为：
ωimu(k)＝Bω(k)+bg(k)+ng(k)
Figure BDA00025723754800000910
其中g(k)是引力加速度，ng和na是测量噪声向量，ng和na可以分别建模为协方差为
Figure BDA00025723754800000911
和
Figure BDA00025723754800000912
的高斯白噪声序列，bg和ba分别是INS的三维陀螺仪和加速度计偏差，上标B表示载体坐标系，上标G表示地球坐标系，
Figure BDA00025723754800000913
是四维单位四元数表示相对于地理坐标系G固定于INS的载体坐标系方位，c为光速。
(2)建立状态转移模型，载体的方位、位置以及速度信息建模为由载体坐标系三维转速Bω(k)和地理坐标系的三维加速度Ga(k)驱动的惯导动态方程，其中陀螺和加速度计偏差可以建模为离散时间动态方程
bg(k+1)＝bg(k)+wbg(k)
ba(k+1)＝ba(k)+wba(k),k＝1,2,…
其中wbg(k)和wba(k)为过程噪声，协方差分别为Qbg和Qba。
卫星导航接收机的钟差模型可以建模为
Figure BDA0002572375480000101
Figure BDA0002572375480000102
其中δtr和
Figure BDA0002572375480000103
分别是卫星接收机的钟差和钟漂，
Figure BDA0002572375480000104
为过程噪声，其协方差可以表示为：
Figure BDA0002572375480000105
其中T是恒定的采样间隔，
Figure BDA0002572375480000106
和
Figure BDA0002572375480000107
分别是钟差和钟漂的过程噪声功率谱密度。
第m个低轨卫星位置和速度的动态方程可以建模为：
Figure BDA0002572375480000108
其中
Figure BDA0002572375480000109
为第m颗低轨卫星的加速度，μ是地球的标准引力参数，
Figure BDA00025723754800001010
表示加速度的整体摄动，
Figure BDA00025723754800001011
可以建模为一个功率谱密度为
Figure BDA00025723754800001012
的高斯白噪声序列。第m个低轨卫星的时钟状态可以建模为
Figure BDA00025723754800001013
其中
Figure BDA00025723754800001014
是协方差为
Figure BDA00025723754800001015
的过程噪声，但是
Figure BDA00025723754800001016
中的钟差和钟漂的过程噪声功率谱密度相应替换为低轨卫星的。
(3)导航计算机利用扩展卡尔曼滤波器进行导航定位解算，对状态向量进行预测得到定位解算结果的预测值，状态向量设置为：
Figure BDA00025723754800001017
其中
Figure BDA00025723754800001018
是INS和卫星导航接收机的状态向量，
Figure BDA0002572375480000111
是第m颗低轨卫星的状态向量，δtleom和
Figure BDA0002572375480000112
是低轨通信卫星接收机的钟差和钟漂信息，m＝1，2，…，M，M为可视低轨卫星的数量，其中低轨卫星的初始位置和速度信息可以通过低轨卫星的TLE文件计算得到。
预测过程可抽象为生成
Figure BDA0002572375480000113
中的x(k)以及一个相关联的估计误差协方差，其中E[·]表示求期望，
Figure BDA0002572375480000114
是包括时间序列的测量集j、k。在状态向量预测过程中，INS的状态向量通过使用地心地固坐标系的捷联惯导坐标系G来产生
Figure BDA0002572375480000115
陀螺仪和加速度计偏差
Figure BDA0002572375480000116
和
Figure BDA0002572375480000117
根据公式和分别进行预测，时钟状态根据公式和公式进行预测，低轨卫星位置和速度的预测根据公式来进行推算。
(4)导航计算机对预测得到的状态向量进行测量更新，在更新时，导航计算机需根据卫星导航观测量的可用性选择工作模式，当卫星接收机能够正常提取卫星导航观测量时，导航计算机工作在跟踪模式，而当卫星接收机受到遮挡或者干扰而无法提取卫星导航观测量时，则转到同时跟踪定位模式。
在跟踪模式下，测量更新所使用的观测向量z同时包含所有可用的卫星导航信号伪距及低轨卫星多普勒观测量，因此观测量z可以表示为：
Figure BDA0002572375480000118
其中
Figure BDA0002572375480000119
相应的观测量与状态量之间的关系矩阵可以表示为
Figure BDA00025723754800001110
其中
Figure BDA00025723754800001111
为zgnss的关系矩阵，表示为
Figure BDA0002572375480000121
其中
Figure BDA0002572375480000122
Figure BDA0002572375480000123
的关系矩阵矩阵可以表示为：
Figure BDA0002572375480000124
其中
Figure BDA0002572375480000125
Figure BDA0002572375480000126
b＝[01×7,1]T
Figure BDA0002572375480000127
Figure BDA0002572375480000128
当卫星导航系统观测量不可用时，系统转入同时跟踪定位模式，此时，观测和关系矩阵可以分别用
Figure BDA0002572375480000129
和
Figure BDA00025723754800001210
来代替。
上述具体实施方式仅限于解释和说明本发明的技术方案，但并不能构成对权利要求保护范围的限定。本领域技术人员应当清楚，在本发明的技术方案的基础上做任何简单的变形或替换而得到的新的技术方案，均落入本发明的保护范围内。

Claims (5)

1.一种基于多普勒信息的低轨卫星/惯性组合导航定位方法，其特征在于包括如下步骤：
第一步,导航计算机分别利用卫星导航接收机、INS、低轨卫星通信接收机提取观测量，并对提取的观测量进行建模，得到观测量与状态向量之间的数学关系；
第二步,导航计算机对载体的方位、位置以及速度信息、卫星导航接收机的钟差钟漂、低轨卫星位置和速度分别建立状态转移模型；
第三步,导航计算机利用扩展卡尔曼滤波器进行导航定位解算，导航计算机首先根据状态转移模型对状态向量进行预测，所预测的状态向量包括载体的位置速度、INS的角速度和加速度偏移量、卫星导航接收机的钟差钟漂、低轨卫星的位置速度以及低轨卫星的钟差和钟漂信息；
第四步,导航计算机对预测的状态向量进行测量更新；当卫星接收机能够正常提取卫星导航观测量时，导航计算机工作在跟踪模式，而当卫星接收机受到遮挡或者干扰而无法提取卫星导航观测量时，则转到同时跟踪定位模式。
2.根据权利要求1所述的一种基于多普勒信息的低轨卫星/惯性组合导航定位方法，其特征在于，
第一步中卫星导航接收机的观测量为卫星导航接收机的伪距观测值,补偿电离层和对流层误差后表示为：
Figure FDA0002572375470000011
其中
Figure FDA0002572375470000012
δtiono和δttropo分别表示电离层和对流层延迟，
Figure FDA0002572375470000013
为未补偿的伪距，
Figure FDA0002572375470000014
为观测噪声，观测噪声建模为零均值、方差为
Figure FDA0002572375470000015
的高斯白噪声序列，
Figure FDA0002572375470000016
是第l颗导航卫星的位置信息，l＝1,…,L表示第l个卫星，L为卫星的总数，rr是INS的三维位置信息；
低轨卫星通信接收机的观测量为伪距率
Figure FDA0002572375470000021
其中fc为载波频率，fD为低轨卫星信号的多普勒频率观测量，c为光速，第m颗低轨卫星的伪距率建模为
Figure FDA0002572375470000022
其中
Figure FDA0002572375470000023
和
Figure FDA0002572375470000024
分别为第m颗低轨卫星的电离层和对流层延迟漂移量，vleom为零均值方差为
Figure FDA0002572375470000025
的观测噪声，
Figure FDA0002572375470000026
是INS的三维速度信息，
Figure FDA0002572375470000027
和
Figure FDA0002572375470000028
分别是低轨卫星的位置和速度信息，
Figure FDA0002572375470000029
是卫星接收机的钟漂，
Figure FDA00025723754700000210
是低轨卫星通信接收机的钟漂信息；
载体INS包括一个三轴陀螺仪和三轴加速度计，用于产生角速度ωimu和比力测量元素aimu，角速度ωimu和比力测量元素aimu分别建模为：
ωimu(k)＝Bω(k)+bg(k)+ng(k)
Figure FDA00025723754700000211
其中g(k)是引力加速度，ng和na是测量噪声向量，ng和na分别建模为协方差为
Figure FDA00025723754700000212
和
Figure FDA00025723754700000213
的高斯白噪声序列，bg和ba分别是INS的三维陀螺仪和加速度计偏差，上标B表示载体坐标系，上标G表示地球坐标系，
Figure FDA00025723754700000214
是四维单位四元数表示相对于地理坐标系G固定于INS的载体坐标系方位，c为光速。
3.根据权利要求2所述的一种基于多普勒信息的低轨卫星/惯性组合导航定位方法，其特征在于，
第二步中，载体的方位、位置以及速度信息建模为由载体坐标系三维转速Bω(k)和地理坐标系的三维加速度Ga(k)驱动的惯导动态方程，其中陀螺和加速度计偏差建模为离散时间动态方程
bg(k+1)＝bg(k)+wbg(k)
ba(k+1)＝ba(k)+wba(k),k＝1,2,…
其中wbg(k)和wba(k)为过程噪声，协方差分别为Qbg和Qba；
卫星导航接收机的钟差模型建模为
Figure FDA0002572375470000031
Figure FDA0002572375470000032
其中δtr和
Figure FDA0002572375470000033
分别是卫星接收机的钟差和钟漂，
Figure FDA0002572375470000034
为过程噪声，其协方差表示为：
Figure FDA0002572375470000035
其中T是恒定的采样间隔，
Figure FDA0002572375470000036
和
Figure FDA0002572375470000037
分别是钟差和钟漂的过程噪声功率谱密度；
第m个低轨卫星位置和速度的动态方程建模为：
Figure FDA0002572375470000038
其中
Figure FDA0002572375470000039
为第m颗低轨卫星的加速度，μ是地球的标准引力参数，
Figure FDA00025723754700000310
表示加速度的整体摄动，
Figure FDA00025723754700000311
建模为一个功率谱密度为
Figure FDA00025723754700000312
的高斯白噪声序列，第m个低轨卫星的时钟状态建模为：
Figure FDA00025723754700000313
其中
Figure FDA0002572375470000041
是协方差为
Figure FDA0002572375470000042
的过程噪声，但是
Figure FDA0002572375470000043
中的钟差和钟漂的过程噪声功率谱密度相应替换为低轨卫星的。
4.根据权利要求3所述的一种基于多普勒信息的低轨卫星/惯性组合导航定位方法，其特征在于，
第三步中，对状态向量进行预测得到定位解算结果的预测值，状态向量设置为：
Figure FDA0002572375470000044
其中
Figure FDA0002572375470000045
是INS和卫星导航接收机的状态向量，
Figure FDA0002572375470000046
是第m颗低轨卫星的状态向量，δtleom和
Figure FDA0002572375470000047
是低轨通信卫星接收机的钟差和钟漂信息，m＝1，2，…，M，M为可视低轨卫星的数量，其中低轨卫星的初始位置和速度信息通过低轨卫星的TLE文件计算得到；
预测过程抽象为生成
Figure FDA0002572375470000048
中的x(k)以及一个相关联的估计误差协方差，其中E[·]表示求期望，
Figure FDA0002572375470000049
是包括时间序列的测量集j、k；在状态向量预测过程中，INS的状态向量通过使用地心地固坐标系的捷联惯导坐标系G来产生
Figure FDA00025723754700000410
陀螺仪和加速度计偏差
Figure FDA00025723754700000411
和
Figure FDA00025723754700000412
根据公式和分别进行预测，时钟状态根据公式和公式进行预测，低轨卫星位置和速度的预测根据公式来进行推算。
5.根据权利要求4所述的一种基于多普勒信息的低轨卫星/惯性组合导航定位方法，其特征在于，
第四步中，在跟踪模式下，测量更新所使用的观测向量z同时包含所有可用的卫星导航信号伪距及低轨卫星多普勒观测量，因此观测量z表示为：
Figure FDA00025723754700000413
其中
Figure FDA0002572375470000051
相应的观测量与状态量之间的关系矩阵表示为:
Figure FDA0002572375470000052
其中Hzgnss为zgnss的关系矩阵，表示为:
Figure FDA0002572375470000053
其中
Figure FDA0002572375470000054
Figure FDA0002572375470000055
的关系矩阵矩阵可以表示为：
Figure FDA0002572375470000056
其中
Figure FDA0002572375470000057
Figure FDA0002572375470000058
Figure FDA0002572375470000059
Figure FDA00025723754700000510
当卫星导航系统观测量不可用时，系统转入同时跟踪定位模式，此时，观测和关系矩阵分别用
Figure FDA00025723754700000511
和
Figure FDA00025723754700000512
来代替。
CN202010643828.4A 2020-07-07 2020-07-07 一种基于多普勒信息的低轨卫星/惯性组合导航定位方法 Active CN111965685B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202010643828.4A CN111965685B (zh) 2020-07-07 2020-07-07 一种基于多普勒信息的低轨卫星/惯性组合导航定位方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202010643828.4A CN111965685B (zh) 2020-07-07 2020-07-07 一种基于多普勒信息的低轨卫星/惯性组合导航定位方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN111965685A true CN111965685A (zh) 2020-11-20
CN111965685B CN111965685B (zh) 2023-01-13

Family

ID=73361423

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202010643828.4A Active CN111965685B (zh) 2020-07-07 2020-07-07 一种基于多普勒信息的低轨卫星/惯性组合导航定位方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN111965685B (zh)

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112147663A (zh) * 2020-11-24 2020-12-29 中国人民解放军国防科技大学 一种卫星和惯性组合动对动实时精密相对定位方法
CN113780353A (zh) * 2021-08-10 2021-12-10 北京自动化控制设备研究所 一种基于机器学习的卫星导航自动判读方法
CN115902967A (zh) * 2022-10-21 2023-04-04 北京跟踪与通信技术研究所 基于低轨导航增强卫星信号的导航定位方法、系统及飞行平台
CN116626720A (zh) * 2023-05-06 2023-08-22 北京和德宇航技术有限公司 一种低轨卫星的终端定位方法、设备和介质
CN116794695A (zh) * 2023-08-22 2023-09-22 中国科学院空天信息创新研究院 基于双重优化的高程辅助低轨卫星机会信号定位方法

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101609140A (zh) * 2009-07-09 2009-12-23 北京航空航天大学 一种兼容导航接收机定位系统及其定位方法
CN105652297A (zh) * 2014-11-15 2016-06-08 航天恒星科技有限公司 单卫星导航定位系统实时定轨实现方法及系统
CN106772502A (zh) * 2016-12-07 2017-05-31 中国电子科技集团公司第五十四研究所 低轨卫星备份导航系统多普勒定位解算方法
CN107229061A (zh) * 2017-07-18 2017-10-03 武汉大学 一种基于低轨卫星的星地差分实时精密定位方法
CN108415050A (zh) * 2018-06-04 2018-08-17 北京未来导航科技有限公司 一种基于低轨星座导航增强系统的ppp-rtk定位方法
US20190293806A1 (en) * 2016-05-20 2019-09-26 Myriota Pty Ltd Position estimation in a low earth orbit satellite communications system

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101609140A (zh) * 2009-07-09 2009-12-23 北京航空航天大学 一种兼容导航接收机定位系统及其定位方法
CN105652297A (zh) * 2014-11-15 2016-06-08 航天恒星科技有限公司 单卫星导航定位系统实时定轨实现方法及系统
US20190293806A1 (en) * 2016-05-20 2019-09-26 Myriota Pty Ltd Position estimation in a low earth orbit satellite communications system
CN106772502A (zh) * 2016-12-07 2017-05-31 中国电子科技集团公司第五十四研究所 低轨卫星备份导航系统多普勒定位解算方法
CN107229061A (zh) * 2017-07-18 2017-10-03 武汉大学 一种基于低轨卫星的星地差分实时精密定位方法
CN108415050A (zh) * 2018-06-04 2018-08-17 北京未来导航科技有限公司 一种基于低轨星座导航增强系统的ppp-rtk定位方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
邓志鑫 等: "低轨卫星导航系统多场景多普勒定位解算方法", 《无线电工程》 *

Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112147663A (zh) * 2020-11-24 2020-12-29 中国人民解放军国防科技大学 一种卫星和惯性组合动对动实时精密相对定位方法
CN112147663B (zh) * 2020-11-24 2021-02-09 中国人民解放军国防科技大学 一种卫星和惯性组合动对动实时精密相对定位方法
CN113780353A (zh) * 2021-08-10 2021-12-10 北京自动化控制设备研究所 一种基于机器学习的卫星导航自动判读方法
CN113780353B (zh) * 2021-08-10 2024-03-19 北京自动化控制设备研究所 一种基于机器学习的卫星导航自动判读方法
CN115902967A (zh) * 2022-10-21 2023-04-04 北京跟踪与通信技术研究所 基于低轨导航增强卫星信号的导航定位方法、系统及飞行平台
CN115902967B (zh) * 2022-10-21 2023-10-20 北京跟踪与通信技术研究所 基于低轨导航增强卫星信号的导航定位方法、系统及飞行平台
CN116626720A (zh) * 2023-05-06 2023-08-22 北京和德宇航技术有限公司 一种低轨卫星的终端定位方法、设备和介质
CN116794695A (zh) * 2023-08-22 2023-09-22 中国科学院空天信息创新研究院 基于双重优化的高程辅助低轨卫星机会信号定位方法
CN116794695B (zh) * 2023-08-22 2023-10-24 中国科学院空天信息创新研究院 基于双重优化的高程辅助低轨卫星机会信号定位方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN111965685B (zh) 2023-01-13

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN111965685B (zh) 一种基于多普勒信息的低轨卫星/惯性组合导航定位方法
US5543804A (en) Navagation apparatus with improved attitude determination
US6424914B1 (en) Fully-coupled vehicle positioning method and system thereof
US5757316A (en) Attitude determination utilizing an inertial measurement unit and a plurality of satellite transmitters
CA2687312C (en) Post-mission high accuracy position and orientation system
US6496778B1 (en) Real-time integrated vehicle positioning method and system with differential GPS
US8082099B2 (en) Aircraft navigation using the global positioning system and an attitude and heading reference system
EP3460399B1 (en) Methods, apparatuses, and computer programs for estimating the heading of an axis of a rigid body
CN108344415B (zh) 一种组合导航信息融合方法
CN113203418B (zh) 基于序贯卡尔曼滤波的gnssins视觉融合定位方法及系统
US11808867B2 (en) Simultaneous tracking and navigation using LEO satellite signals
CN115327588A (zh) 一种基于网络rtk的无人自动化作业特种车高精度定位方法
Zhang et al. Integration of INS and un-differenced GPS measurements for precise position and attitude determination
CN115356754A (zh) 一种基于gnss和低轨卫星的组合导航定位方法
Amami The Advantages and Limitations of Low-Cost Single Frequency GPS/MEMS-Based INS Integration
Kumar Integration of inertial navigation system and global positioning system using kalman filtering
Iiyama et al. Terrestrial GPS time-differenced carrier-phase positioning of lunar surface users
Bruton et al. Deriving acceleration from DGPS: toward higher resolution applications of airborne gravimetry
CN115327587A (zh) 基于gnss定位信息的低轨卫星轨道误差修正方法及系统
WO2002046699A1 (en) Vehicle positioning and data integrating method and system thereof
Da Analysis and test results of AIMS GPS/INS system
Kjørsvik et al. Tightly coupled precise point positioning and inertial navigation systems
Stewart et al. Real-time attitude determination of a nanosatellite using GPS signal-to-noise ratio observations
Ford et al. MEMS Inertial on an RTK GPS Receiver: Integration Options and Test Results
Um et al. GPS attitude determination for the SOAR experiment

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant