CN112325842B - 一种多天线平面投影加权测姿方法 - Google Patents

一种多天线平面投影加权测姿方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种多天线平面投影加权测姿方法，涉及多天线测姿领域。本方法通常适用于车载、机载等环境中多天线测姿的需求，特别是针对航向角测量的设计。本方法将多天线间基线投影到所测角度平面内，并选取适当权值，在平面内进行加权求解的方法求取姿态。本方法充分利用天线冗余信息，提升多天线测姿精度及鲁棒性。

Description

一种多天线平面投影加权测姿方法
技术领域
本发明涉及多天线测姿领域，特别是针对航向角测姿的设计，将多天线间基线投影到所测角度平面内，并通过适当加权求解姿态的方法，充分利用天线冗余信息，提升多天线测姿精度。
背景技术
在车载及机载环境中，惯导测姿和多天线测姿是最常用的两种姿态测量方法。惯导属于一种航迹推算的方法，其先天存在随时间发散的缺点。由于惯导中陀螺仪所测水平姿态有加速度计重力感应可以校准，因此航向角更易于发散。多天线测姿具有不随时间发散的优势，可以很好地弥补惯导的缺陷。在多天线与惯导组合测姿的系统中，多天线往往扮演航向角校正的角色。
多天线测姿是利用多个卫星导航天线和接收机同时跟踪卫星导航信号，利用获取到的载波相位、伪距等原始观测量进行天线间两两相对定位，求解天线之间的基线，并根据基线朝向来解算姿态角。一个基线可以确定基线自身的航向角与俯仰角两个角度。常用的三天线场景，通常只取两个基线，其中一个基线按照载体前后朝向摆放，用于解算航向角与俯仰角；一个基线按照载体左右朝向摆放，用于解算横滚角。这种常规方法对天线摆放有一定要求，且每个姿态角仅由一个基线确定，鲁棒性很差。三天线之间可以确定三个基线，每个基线在某一姿态角所在平面的投影，加上安装偏差角，均可以用于解算该姿态角。考虑到每个基线投影的长度及精度影响，增加适当的权值，可以充分利用天线冗余信息，解算出可靠性更高的姿态值。随着天线数量增多，该方法可以充分利用基线数量成倍增加所带来的冗余信息，极大地提升姿态角精度及鲁棒性。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是针对多天线测姿场景，利用天线间所有基线解算值，提出一种多天线平面投影加权测姿方法，解算出可靠性更高的姿态值，并应用到某飞行测量系统内，提升姿态解算精度及鲁棒性。
为了达到上述目的，本发明的技术方案是这样实现的：
一种多天线平面投影加权测姿方法，包括以下步骤：
(1)根据天线在载体坐标系中的位置坐标，获取天线之间形成的每个基线与机头方向的航向安装偏差角；
(2)在实时姿态解算中，对所有天线两两为一组进行相对定位差分解算，求解出n(n-1)/2个基线三维矢量
Figure BDA0002751140160000021
其中，n为天线的总数；
(3)对每一个基线，根据精度衰减因子(DOP)乘以等效距离误差(UERE)得到相对定位误差估算值qi，并根据基线解算结果判定每个基线的相对定位有效标志vi；
(4)确定所求姿态角所在平面，将所有基线三维矢量投影到该平面内，利用所有投影二维矢量分别求解出在投影平面的角度，并去除该基线的安装偏差角，获得姿态角的推算值，并利用投影二维矢量的长度值、相对定位误差估算值qi和相对定位有效标志vi计算每个姿态角的推算值对应权值，将所有姿态角的推算值进行加权平均获得最终的姿态角。
其中，步骤(4)具体包括以下步骤：
(401)将所有基线三维矢量
Figure BDA0002751140160000022
投影到航向角所在平面，即水平平面内，利用水平平面内每个投影二维矢量
Figure BDA0002751140160000023
分别求解角度，并去除该基线的航向安装偏差角，获得n(n-1)/2个航向角的推算值，将航向角的推算值作为当前推算角；
(402)根据投影二维矢量的长度值、相对定位误差估算值qi和相对定位有效标志vi，对每个当前推算角分别计算对应权值；
(403)对所有当前推算角进行加权平均，获得最终的解算值；
(404)根据航向角解算值，确定俯仰角所在平面，并将所有基线三维矢量
Figure BDA0002751140160000024
投影到俯仰角所在平面，利用俯仰角所在平面内每个投影二维矢量分别求解角度，并去除该基线的俯仰安装偏差角，获得n(n-1)/2个俯仰角的推算值，将俯仰角的推算值作为当前推算角，重复步骤(402)-(403)，获得俯仰角最终的解算值；
(405)根据航向角解算值和俯仰角解算值，确定横滚角所在平面，所有基线三维矢量
Figure BDA0002751140160000025
投影到横滚角所在平面，利用横滚角所在平面内每个投影二维矢量分别求解角度，并去除该基线的横滚安装偏差角，获得n(n-1)/2个横滚角的推算值，将横滚角的推算值作为当前推算角，重复步骤(402)-(403)，获得横滚角最终的解算值。
其中，步骤(403)中的计算公式为：
Figure BDA0002751140160000026
式中，
Figure BDA0002751140160000027
为最终的解算值，αi为当前推算角，
Figure BDA0002751140160000028
为第i个当前推算角对应的权值；
Figure BDA0002751140160000029
计算公式为：
Figure BDA0002751140160000031
式中，
Figure BDA0002751140160000032
为投影二维矢量的长度值，qi为相对定位误差估算值，，vi为相对定位有效标志，有效为1，无效为0，根据是否为固定解、解算的基线长度是否在真实长度合理范围内判定。
本发明技术具有如下优点：
(i)本发明针对多天线测姿的场景，将所有基线参与到姿态解算中，充分利用了基线冗余信息，提升姿态角精度。
(ii)本发明对所有基线所确定的姿态角可靠性进行估算，实时浮动取用每个基线的权值，尽可能降低精度较差基线的影响，提升了测姿鲁棒性。
(iii)本发明对多天线的摆放位置没有必须的要求，只需要摆放尽可能分散且呈几何分布，适应性更强。
附图说明
图1是本发明涉及到的多天线基线布局示意图；
图2是本发明涉及到的基线平面投影示意图；
图3是本发明涉及到的基线推算姿态角示意图；
图4是本发明涉及到的姿态角误差估算示意图。
具体实施方式
下面结合具体实施例和附图对本发明做进一步的描述：
(1)以机载四天线测姿场景为例，见图1所示，飞机上搭设有四个天线，编号为1、2、3、4。四个天线可以组成六个基线，表示为b1至b6，首先对四个天线在飞机上的安装位置进行建模，获取每个基线与机头方向的航向安装偏差角。
(2)在飞行实时测姿解算中，对所有天线两两为一组，进行动对动相对定位差分解算，求解出六个基线实时的三维矢量
Figure BDA0002751140160000033
(3)对每一个基线分别计算相对定位误差估算值qi和相对定位有效标志vi；其中qi表示对相对定位误差的估算，由精度衰减因子(DOP)乘以等效距离误差(UERE)得到，等效距离误差(UERE)根据观测噪声等各项误差综合得到；vi表示相对定位是否有效，有效为1，无效为0，可以根据是否为固定解、解算的基线长度是否在真实长度合理范围内判定。
(4)确定所求姿态角所在平面，将所有基线三维矢量投影到该平面内，利用所有投影二维矢量分别求解出在投影平面的角度，并去除该基线的安装偏差角，获得姿态角的推算值，并利用投影二维矢量的长度值、相对定位误差估算值qi和相对定位有效标志vi计算每个姿态角的推算值对应权值，将所有姿态角的推算值进行加权平均获得最终的姿态角。
具体过程为：
(401)将所有基线矢量
Figure BDA0002751140160000041
投影到航向角所在平面A，即水平平面内，如图2所示。平面A的投影二维矢量为
Figure BDA0002751140160000042
取姿态角零值方向作为X轴，Z轴垂直平面，三轴符合右手法则，利用平面A内每个投影二维矢量
Figure BDA0002751140160000043
的坐标
Figure BDA0002751140160000044
分别求解矢量方向角
Figure BDA0002751140160000045
并去除该基线的初始航向安装偏差角α0，如图3所示，获得六个航向角的推算值αi。
(402)根据投影二维矢量
Figure BDA0002751140160000046
的长度值
Figure BDA0002751140160000047
相对定位误差估算值qi、相对定位有效标志vi等，如图4所示，对每个航向角推算值αi分别计算对应权值
Figure BDA0002751140160000048
(403)对所有航向角推算值αi进行加权平均，获得最终的航向角解算值
Figure BDA0002751140160000049
Figure BDA00027511401600000410
(404)根据航向角解算值
Figure BDA00027511401600000411
确定俯仰角所在平面B。将所有基线在平面B内投影，按照步骤(402)-(403)的方法，得出俯仰角解算值
Figure BDA00027511401600000412
(405)根据航向角解算值
Figure BDA00027511401600000413
和俯仰角解算值
Figure BDA00027511401600000414
确定横滚角所在平面C。将所有基线在平面C内投影，按照(402)-(403)的方法，再次得出横滚角解算值
Figure BDA00027511401600000415
(406)至此，当前时刻三维姿态角解算完成，按照上述方法进行下一时刻航向角解算。
以上所述，仅为本发明的一具体实施例，但本发明的保护范围并不局限于此，在本发明揭露的技术范围内，可理解想到的变换，都应涵盖在本发明的包含范围内。

Claims (1)

1.一种多天线平面投影加权测姿方法，其特征在于，包括以下步骤：
(1)根据天线在载体坐标系中的位置坐标，获取天线之间形成的每个基线与机头方向的航向安装偏差角；
(2)在实时姿态解算中，对所有天线两两为一组进行相对定位差分解算，求解出n(n-1)/2个基线三维矢量
Figure FDA0003633389660000011
其中，n为天线的总数；
(3)对每一个基线，根据精度衰减因子乘以等效距离误差得到相对定位误差估算值qi，并根据基线解算结果判定每个基线的相对定位有效标志vi；
(4)确定所求姿态角所在平面，将所有基线三维矢量投影到该平面内，利用所有投影二维矢量分别求解出在投影平面的角度，并去除该基线的安装偏差角，获得姿态角的推算值，并利用投影二维矢量的长度值、相对定位误差估算值qi和相对定位有效标志vi计算每个姿态角的推算值对应权值，将所有姿态角的推算值进行加权平均获得最终的姿态角；
其中，步骤(4)具体包括以下步骤：
(401)将所有基线三维矢量
Figure FDA0003633389660000012
投影到航向角所在平面，即水平平面内，利用水平平面内每个投影二维矢量
Figure FDA0003633389660000013
分别求解角度，并去除该基线的航向安装偏差角，获得n(n-1)/2个航向角的推算值，将航向角的推算值作为当前推算角；
(402)根据投影二维矢量的长度值、相对定位误差估算值qi和相对定位有效标志vi，对每个当前推算角分别计算对应权值；
(403)对所有当前推算角进行加权平均，获得最终的解算值；计算公式为：
Figure FDA0003633389660000014
式中，
Figure FDA0003633389660000015
为最终的解算值，αi为当前推算角，
Figure FDA0003633389660000016
为第i个当前推算角对应的权值；
Figure FDA0003633389660000017
计算公式为：
Figure FDA0003633389660000018
式中，
Figure FDA0003633389660000019
为投影二维矢量的长度值，qi为相对定位误差估算值，vi为相对定位有效标志，有效为1，无效为0，根据是否为固定解、解算的基线长度是否在真实长度合理范围内判定；
(404)根据航向角解算值，确定俯仰角所在平面，并将所有基线三维矢量
Figure FDA0003633389660000022
投影到俯仰角所在平面，利用俯仰角所在平面内每个投影二维矢量分别求解角度，并去除该基线的俯仰安装偏差角，获得n(n-1)/2个俯仰角的推算值，将俯仰角的推算值作为当前推算角，重复步骤(402)-(403)，获得俯仰角最终的解算值；
(405)根据航向角解算值和俯仰角解算值，确定横滚角所在平面，所有基线三维矢量
Figure FDA0003633389660000021
投影到横滚角所在平面，利用横滚角所在平面内每个投影二维矢量分别求解角度，并去除该基线的横滚安装偏差角，获得n(n-1)/2个横滚角的推算值，将横滚角的推算值作为当前推算角，重复步骤(402)-(403)，获得横滚角最终的解算值。
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