CN113253327B - 一种基于多普勒残差最小准则的自旋载体高精度测速方法 - Google Patents

一种基于多普勒残差最小准则的自旋载体高精度测速方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种基于多普勒残差最小准则的自旋载体高精度测速方法，该方法根据载体自旋所引入的多普勒偏差的特点，将自旋转速
Figure 141169DEST_PATH_IMAGE001
和各卫星多普勒测量值中的系数
Figure 264982DEST_PATH_IMAGE002
与载体速度
Figure 96803DEST_PATH_IMAGE003
一起作为待求解的变量，联立方程组，以速度解算后的多普勒残差最小为准则，遍历多种
Figure 774909DEST_PATH_IMAGE004
取值时对应的多普勒残差，并以多普勒残差最小所对应的
Figure 599646DEST_PATH_IMAGE004
、
Figure 312387DEST_PATH_IMAGE005
和
Figure 315109DEST_PATH_IMAGE006
作为方程组的解。本发明相比传统测速方法能够消除因载体自旋所导致的测速偏差，其测速精度优于0.1m/s，且能够解算出载体自旋速度。

Description

一种基于多普勒残差最小准则的自旋载体高精度测速方法
技术领域
本发明涉及卫星导航技术领域，更具体地说，特别涉及一种基于多普勒残差最小准则的自旋载体高精度测速方法。
背景技术
基于卫星导航的制导技术已广泛应用于精确制导武器。卫星导航接收机通过接收导航卫星信号的信号完成自身位置和速度的解算，并提供给精确制导武器的控制系统。控制系统根据弹体当前位置和目标位置之间的关系实时调整飞行轨迹，最终实现对目标的精确打击。
卫星导航接收机传统的速度解算方式是根据各卫星的多普勒测量值，通过求解如下的方程组得到：
Figure 91873DEST_PATH_IMAGE001
其中
Figure 745708DEST_PATH_IMAGE002
表示卫星序号，
Figure 33470DEST_PATH_IMAGE003
表示接收机的三维速度向量，
Figure 747348DEST_PATH_IMAGE004
表示信号发射时刻卫星
Figure 589402DEST_PATH_IMAGE005
的三维速度向量，可根据导航电文计算得到，
Figure 312508DEST_PATH_IMAGE006
表示卫星
Figure 720355DEST_PATH_IMAGE005
的视线向量，
Figure 870714DEST_PATH_IMAGE007
表示卫星
Figure 934485DEST_PATH_IMAGE005
的多普勒测量值，
Figure 195702DEST_PATH_IMAGE008
表示接收机的钟漂，
Figure 395739DEST_PATH_IMAGE009
表示三维速度向量
Figure 920262DEST_PATH_IMAGE010
的几何距离，其表达式为：
Figure 940170DEST_PATH_IMAGE011
，卫星
Figure 208340DEST_PATH_IMAGE012
视线向量
Figure 997305DEST_PATH_IMAGE006
的表达式为：
Figure 438868DEST_PATH_IMAGE013
，其中，
Figure 946073DEST_PATH_IMAGE014
表示接收机的三维位置向量，
Figure 752355DEST_PATH_IMAGE015
表示信号发射时刻卫星
Figure 661405DEST_PATH_IMAGE012
的三维速度向量，可根据导航电文计算得到，
Figure 793309DEST_PATH_IMAGE016
表示三维位置向量
Figure 522230DEST_PATH_IMAGE017
的几何距离，其表达式为：
Figure 397783DEST_PATH_IMAGE018
，由于卫星视线向量的计算需要已知接收机的三维位置向量，因此在测速之前首先要完成接收机的定位。导航接收机的定位具有成熟解算的方法，这里不再赘述。
在已知信号发射时刻的卫星速度、多普勒观测量和卫星视线向量的情况下，将上述方程组线性化后，可使用矩阵简写为如下的形式：
Figure 895760DEST_PATH_IMAGE019
其中：
Figure 198565DEST_PATH_IMAGE020
Figure 414783DEST_PATH_IMAGE021
上述方程组所对应的最小二乘解为：
Figure 562868DEST_PATH_IMAGE022
精确制导武器在飞行过程中不可避免地存在弹体的自旋，这会导致弹载导航接收机的多普勒测量值存在偏差。在载体存在自旋的情况下，卫星
Figure 180931DEST_PATH_IMAGE012
的多普勒测量值
Figure 654637DEST_PATH_IMAGE007
可表示为：
Figure 358151DEST_PATH_IMAGE023
其中，
Figure 309927DEST_PATH_IMAGE024
表示卫星
Figure 48076DEST_PATH_IMAGE005
因星地相对运动引起的多普勒频率理论值，
Figure 427104DEST_PATH_IMAGE025
表示因自旋引入的未知多普勒频率公共偏差，
Figure 883493DEST_PATH_IMAGE026
表示载体自旋转速，
Figure 373381DEST_PATH_IMAGE027
表示多普勒偏差中与自旋转速相关的系数，
Figure 966036DEST_PATH_IMAGE028
表示多普勒测量偏差；载体自旋对载波跟踪的影响非常复杂，难以从理论上严格推导。根据实测结果发现，在载波跟踪稳定后，各卫星的系数
Figure 515966DEST_PATH_IMAGE027
随机地等于0或1。
在载体自旋情况下，如果仍然使用传统的定位解算方法，则会因各卫星存在不同的多普勒测量偏差而导致测速结果存在误差。并且，载体转速越快，引入的测速偏差也就越大。为此，有必要开发一种基于多普勒残差最小准则的自旋载体高精度测速方法，可以为了能够在载体存在自旋的情况下，仍然能够准确解算出载体的速度。
发明内容
本发明的目的在于提供一种基于多普勒残差最小准则的自旋载体高精度测速方法，以克服现有技术所存在的缺陷。
为了达到上述目的，本发明采用的技术方案如下：
本发明提供一种基于多普勒残差最小准则的自旋载体高精度测速方法，该方法根据载体自旋所引入的多普勒偏差的特点，将自旋转速
Figure 194072DEST_PATH_IMAGE029
和各卫星多普勒测量值中的系数
Figure 487650DEST_PATH_IMAGE030
与载体速度
Figure 200391DEST_PATH_IMAGE031
一起作为待求解的变量，联立方程组：
Figure 921223DEST_PATH_IMAGE032
；
该方法以速度解算后的多普勒残差最小为准则，遍历多种
Figure 86625DEST_PATH_IMAGE030
取值时对应的多普勒残差，并以多普勒残差最小所对应的
Figure 918314DEST_PATH_IMAGE030
、
Figure 485562DEST_PATH_IMAGE029
和
Figure 642874DEST_PATH_IMAGE031
作为方程组的解，进而得出对应的载体速度
Figure 29993DEST_PATH_IMAGE031
。
进一步地，所述方法具体包括以下步骤，
第一步、将自然数
Figure 930953DEST_PATH_IMAGE033
转换为
Figure 352707DEST_PATH_IMAGE034
位的二进制数
Figure 415341DEST_PATH_IMAGE035
，将该二进制数作为各卫星
Figure 555335DEST_PATH_IMAGE036
的取值
Figure 728827DEST_PATH_IMAGE037
；
第二步、定义
Figure 536246DEST_PATH_IMAGE038
为待验证的系数向量，将上述方程组表示为：
Figure 769782DEST_PATH_IMAGE039
其中，
Figure 928231DEST_PATH_IMAGE040
，其最小二乘解为：
Figure 436572DEST_PATH_IMAGE041
第三步、根据解算得到的
Figure 98498DEST_PATH_IMAGE042
，根据以下公式计算各卫星的多普勒残差：
Figure 768514DEST_PATH_IMAGE043
；
第四步、计算所有卫星的多普勒残差平方和，其表达式为：
Figure 148679DEST_PATH_IMAGE044
；
第五步、计算
Figure 726291DEST_PATH_IMAGE045
所对应的
Figure 242723DEST_PATH_IMAGE046
，其中
Figure 349219DEST_PATH_IMAGE046
最小所对应的
Figure 216681DEST_PATH_IMAGE047
、
Figure 801246DEST_PATH_IMAGE048
和
Figure 906606DEST_PATH_IMAGE049
为待求解的未知量；
第六步、在后续的速度解算中，将
Figure 652845DEST_PATH_IMAGE050
作为已知量求解
Figure 742024DEST_PATH_IMAGE051
。
与现有技术相比，本发明的优点在于：本发明根据卫星间多普勒测量偏差相等或相差某一固定值的特点，通过在各卫星观测量中额外增加多普勒偏差这一未知量，以多普勒残差最小为准则，遍历各种可能的情形，最终解算出星间多普勒偏差以及载体运动速度。不同于传统测速算法存在较大的速度偏差，本发明可以将测速精度提高至约0.1m/s。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1是本发明基于多普勒残差最小准则的自旋载体高精度测速方法的流程图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明的优选实施例进行详细阐述，以使本发明的优点和特征能更易于被本领域技术人员理解，从而对本发明的保护范围做出更为清楚明确的界定。
参阅图1所示，本实施例公开了本发明提供一种基于多普勒残差最小准则的自旋载体高精度测速方法，使接收机的多普勒测量值因载体自旋存在偏差的情况下仍然能够准确解算载体的速度。
本发明的方法根据载体自旋所引入的多普勒偏差的特点，将自旋转速
Figure 599121DEST_PATH_IMAGE029
和各卫星多普勒测量值中的系数
Figure 558987DEST_PATH_IMAGE030
与载体速度
Figure 7286DEST_PATH_IMAGE031
一起作为待求解的变量，联立方程组：
Figure 52602DEST_PATH_IMAGE032
很显然，上述方程组是秩亏的，无法直接求解出方程组中未知量，只能在一定的准则下通过数值搜索的方法。
为此，本发明以速度解算后的多普勒残差最小为准则，遍历多种
Figure 713391DEST_PATH_IMAGE030
取值时对应的多普勒残差，并以多普勒残差最小所对应的
Figure 58921DEST_PATH_IMAGE030
、
Figure 146963DEST_PATH_IMAGE029
和
Figure 679576DEST_PATH_IMAGE031
作为方程组的解，这样在该组方程组的解中的
Figure 409634DEST_PATH_IMAGE031
即为所要求得的载体速度
Figure 344092DEST_PATH_IMAGE031
。
具体包括以下步骤：
第一步、将自然数
Figure 603035DEST_PATH_IMAGE033
转换为
Figure 888523DEST_PATH_IMAGE034
位的二进制数
Figure 156693DEST_PATH_IMAGE035
，将该二进制数作为各卫星
Figure 945658DEST_PATH_IMAGE036
的取值
Figure 906660DEST_PATH_IMAGE037
；
第二步、定义
Figure 413865DEST_PATH_IMAGE038
为待验证的系数向量，将上述方程组表示为：
Figure 954568DEST_PATH_IMAGE039
其中，
Figure 129197DEST_PATH_IMAGE052
，其最小二乘解为：
Figure 729943DEST_PATH_IMAGE041
第三步、根据解算得到的
Figure 990023DEST_PATH_IMAGE042
，根据以下公式计算各卫星的多普勒残差：
Figure 334417DEST_PATH_IMAGE053
；
第四步、计算所有卫星的多普勒残差平方和，其表达式为：
Figure 97973DEST_PATH_IMAGE054
；
第五步、计算
Figure 400779DEST_PATH_IMAGE045
所对应的
Figure 882576DEST_PATH_IMAGE046
，其中
Figure 30660DEST_PATH_IMAGE046
最小所对应的
Figure 914303DEST_PATH_IMAGE047
、
Figure 122430DEST_PATH_IMAGE048
和
Figure 91523DEST_PATH_IMAGE049
为待求解的未知量；
第六步、在后续的速度解算中，将
Figure 777719DEST_PATH_IMAGE050
作为已知量求解
Figure 793166DEST_PATH_IMAGE051
。
本发明主要针对部分星的多普勒存在固定偏差时，利用遍历的方法估计出偏差，并识别出存在偏差的卫星，经过修正后重新进行测速解算。本发明相比传统测速方法能够消除因载体自旋所导致的测速偏差，其测速精度优于0.1m/s，且能够解算出载体自旋速度。
虽然结合附图描述了本发明的实施方式，但是专利所有者可以在所附权利要求的范围之内做出各种变形或修改，只要不超过本发明的权利要求所描述的保护范围，都应当在本发明的保护范围之内。

Claims (2)

1.一种基于多普勒残差最小准则的自旋载体高精度测速方法，其特征在于：
该方法根据载体自旋所引入的多普勒偏差的特点，将自旋转速
Figure DEST_PATH_IMAGE001
和各卫星多普勒测量值中的系数
Figure DEST_PATH_IMAGE002
与载体速度
Figure DEST_PATH_IMAGE003
一起作为待求解的变量，联立方程组：
Figure DEST_PATH_IMAGE005
该方法以速度解算后的多普勒残差最小为准则，遍历多种
Figure DEST_PATH_IMAGE006
取值时对应的多普勒残差，并以多普勒残差最小所对应的
Figure 551591DEST_PATH_IMAGE006
、
Figure DEST_PATH_IMAGE007
和
Figure DEST_PATH_IMAGE008
作为方程组的解；
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE009
分别代表卫星1、卫星2……卫星n的视线向量；
Figure DEST_PATH_IMAGE010
，
Figure DEST_PATH_IMAGE011
……
Figure DEST_PATH_IMAGE012
分别代表卫星1、卫星2……卫星n的多普勒测量值；
Figure DEST_PATH_IMAGE013
，
Figure DEST_PATH_IMAGE014
……
Figure DEST_PATH_IMAGE015
分别代表信号发射时刻卫星1、卫星2……卫星n的三维速度向量；
Figure DEST_PATH_IMAGE016
代表接收机的钟漂。
2.根据权利要求1所述的基于多普勒残差最小准则的自旋载体高精度测速方法，其特征在于：所述方法具体包括以下步骤，
第一步、将自然数
Figure DEST_PATH_IMAGE017
转换为
Figure DEST_PATH_IMAGE018
位的二进制数
Figure DEST_PATH_IMAGE019
，将该二进制数作为各卫星
Figure DEST_PATH_IMAGE020
的取值
Figure DEST_PATH_IMAGE021
；
第二步、定义
Figure DEST_PATH_IMAGE022
为待验证的系数向量，将上述方程组表示为：
Figure DEST_PATH_IMAGE024
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE026
，其最小二乘解为：
Figure DEST_PATH_IMAGE028
第三步、根据解算得到的
Figure DEST_PATH_IMAGE029
，根据以下公式计算各卫星的多普勒残差：
Figure DEST_PATH_IMAGE031
；
第四步、计算所有卫星的多普勒残差平方和，其表达式为：
Figure DEST_PATH_IMAGE033
；
第五步、计算
Figure DEST_PATH_IMAGE034
所对应的
Figure DEST_PATH_IMAGE035
，其中
Figure 677636DEST_PATH_IMAGE035
最小所对应的
Figure DEST_PATH_IMAGE036
、
Figure DEST_PATH_IMAGE037
和
Figure DEST_PATH_IMAGE038
为待求解的未知量；
第六步、在后续的速度解算中，将
Figure DEST_PATH_IMAGE039
作为已知量求解
Figure DEST_PATH_IMAGE040
。
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Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7050002B1 (en) * 2005-05-27 2006-05-23 Analytical Graphics, Inc. GPS carrier phase measurement representation and method of use
CN103023833B (zh) * 2011-09-26 2016-04-13 北京邮电大学 一种消除多普勒频偏的方法、接收机及系统
CN102540210B (zh) * 2012-02-13 2014-08-27 北京华力创通科技股份有限公司 在载体旋转条件下卫星的射频信号的生成方法和装置
CN103698793B (zh) * 2013-12-12 2015-08-19 北京航空航天大学 基于软件接收机的gnss信号模拟器仿真角速度范围测量方法
CN107479083B (zh) * 2017-09-25 2019-10-15 北京华力创通科技股份有限公司 基于卫星导航的转动物体运动速度测量方法以及系统
CN108663697B (zh) * 2018-07-18 2019-04-30 中国人民解放军火箭军工程大学 一种用于卫星导航的载波相关积分改进方法
CN112363188B (zh) * 2020-10-13 2021-06-11 无锡卡尔曼导航技术有限公司 一种多分集卫星导航接收机跟踪环路方法及装置
CN112710298B (zh) * 2020-12-02 2022-04-01 惠州学院 基于动力学模型辅助的旋转弹用地磁卫星组合导航方法

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