CN114593750B - 一种单星伪距的测姿标校方法 - Google Patents

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Abstract

本发明具体公开了一种单星伪距的测姿标校方法，所述方法包括：S1、基于卫星导航接收机获取伪距观测值，并求出所述伪距观测值的二阶导数；S2、计算出所述二阶导数中的直流分量；S3、基于所述直流分量计算出所述二阶导数中的交流分量；S4、对所述交流分量进行频域分析以找出最大频谱值对应的信号点，进而获取旋转载体的旋转频率，从而估算出旋转载体的姿态。本发明首先对伪距观测值进行二阶求导，然后求出二阶导数中的直流分量和交流分量，并基于交流分量做频域分析找出最大频谱值对应的信号点，最后获取旋转载体的旋转频率，进而估算出旋转载体的姿态，既能够有效降低成本，又保证了转速测量的准确性。

Description

一种单星伪距的测姿标校方法
技术领域
本发明涉及卫星导航技术领域，尤其涉及一种单星伪距的测姿标校方法。
背景技术
目前，获取飞行器姿态信息对飞行器的飞行轨迹估计以及飞行过程控制有着重大意义，若是飞行器姿态信息不准确，将严重影响到控制系统的控制精度，甚至导致飞行器不稳定。而部分飞行器为保证其飞行稳定性，会在其径向运动时保持自身旋转，而旋转状态给飞行器载体姿态测量带来了一定程度的影响。
现有获取飞行器姿态信息的手段包括惯性导航系统、地磁传感器、陀螺仪、卫星导航接收机等，均能有效为飞行器提供后续控制机构所需的信息。但各类传感器在载体高速自旋过程中，其适应性有所区别。地磁传感器因其耐高过载、功耗低等优点在姿态测量中被广泛使用，地磁传感器具有转速波形相位关系明确，转速适应范围宽，检测得到的转速变化精细、稳定等特点，但是存在使用成本高，易受电机及外界磁场变化的影响以及弹体、发射器等铁磁物质的磁屏蔽干扰，同时由于地磁传感器成本造价较高、测姿算法相对复杂，如果与卫星导航接收机组合工作，又增加了器件机械结构的复杂度。
鉴于此，研究一种成本低、标定便捷且测量准确度高的单星伪距测姿标校方法是本技术领域人员需要解决的技术问题。
发明内容
为解决上述技术问题，本发明提供的一种单星伪距的测姿标校方法，所述方法包括以下步骤：
S1、基于卫星导航接收机获取伪距观测值，并求出所述伪距观测值的二阶导数；
S2、计算出所述二阶导数中的直流分量；
S3、基于所述直流分量计算出所述二阶导数中的交流分量；
S4、对所述交流分量进行频域分析以找出最大频谱值对应的信号点，进而获取旋转载体的旋转频率，从而估算出旋转载体的姿态。
上述的单星伪距的测姿标校方法，所述步骤S1中所述卫星伪距观测值的二阶导数计算公式为：
式(1)中，表示卫星伪距观测值P(t)的一阶导数，t表示时域采样点。
上述的单星伪距的测姿标校方法，所述步骤S2中所述直流分量的计算公式为：
式(2)中，A表示直流分量，K表示与旋转载体的滚转周期和信号采样率有关的历元数，i表示时刻。
上述的单星伪距的测姿标校方法，所述步骤S3中交流分量的计算公式为：
C(t)＝D(t)-A (3)
式(3)中，C(t)表示交流分量。
上述的单星伪距的测姿标校方法，所述步骤S4中对所述交流分量进行频域分析用公式表示为：
C(jkω)＝F[C(t)] (4)
式(4)中，t表示时域采样点，k表示频域值的索引，ω表示频率，j表示复数中的虚数单位。
上述的单星伪距的测姿标校方法，所述步骤S4中找出最大频谱值对应的信号点用公式表示为：
式(5)中，fr表示旋转载体的转速，fs表示采样频率，m表示最大频谱值对应的信号点，N表示FFT运算点数。
与现有技术相比，本发明提出了一种基于卫星导航接收机接收的单星伪距测姿标校方法，该方法对获取的卫星伪距观测值进行二阶求导，然后求出所述二阶导数中的直流分量和交流分量，进而基于交流分量做频域分析找出最大频谱值对应的信号点，根据最大频谱值对应的信号点获取旋转载体的旋转频率，进而估算出旋转载体的姿态，本发明中的单星伪距测姿标校方法既能够有效降低成本，又保证了转速测量的准确性。
附图说明
图1是本发明中一种单星伪距的测姿标校方法的流程图，
图2是本发明中旋转载体测向单天线旋转矢量在视线矢量上投影的示意图，
图3是本发明仿真实验中一种场景下旋转载体旋转速度估计结果的示意图，
图4是本发明仿真实验中另一种场景下旋转载体旋转速度估计结果的示意图，
图5是本发明仿真实验中第三种场景下旋转载体旋转速度估计结果的示意图，
图6是本发明仿真实验中第四种场景下旋转载体旋转速度估计结果的示意图。
具体实施方式
为了能够更清楚地理解本发明的上述目的、特征和优点，下面结合附图和具体实施方式对本发明进行进一步的详细描述。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
如图1所示，图1示出了一种单星伪距的测姿标校方法的具体流程。
在其中一个实施例中，一种单星伪距的测姿标校方法，所述方法包括以下步骤：
S1、基于卫星导航接收机获取伪距观测值，并求出所述伪距观测值的二阶导数；
本步骤中，所述卫星伪距观测值的二阶导数计算公式为：
式(1)中，表示卫星伪距观测值P(t)的一阶导数，t表示时域采样点，如图2所示，O1表示天线安装位置，P为旋转载体质心，S为卫星位置。随着旋转载体旋转的卫星接收机所测得的伪距观测值P(t)包含两部分：一部分是旋转载体质心P到卫星位置S的位置矢量在视线矢量上的投影因旋转载体与卫星的相对运动实时发生变化；另一部分是卫星接收机天线在旋转载体横截面上旋转时位置矢量在视线矢量上的投影因卫星接收机天线的圆周运动呈正弦变化，其振荡频率与旋转载体的旋转速度一致。
对伪距观测值P(t)求导，即可得到卫星伪距观测值P(t)的一阶导数
对一阶导数P′(t)再次求导，得到卫星伪距观测值的二阶导数
伪距测量值P(t)中的它与旋转载体质心和卫星的相对运动速度、加速度相关，与旋转载体旋转无关，即在一定时间内，变化量为旋转载体质心和卫星的相对运动距离值，其一阶差分量为两者相对运动速度，二阶差分量为两者相对运动的加速度，当选取的观测时间段在旋转载体自由落体阶段，其加速度恒定变化时，该二阶差分量为常数，称之为直流分量；
伪距测量值P(t)中的它与旋转载体和卫星的相对运动无关，其一阶差分量为卫星接收机在旋转载体表面圆周运动的速度在视线矢量上的投影，二阶差分量为圆周运动的加速度在视线矢量上的投影，两者变化规律均呈正弦波动，称之为交流分量；
S2、计算出所述二阶导数中的直流分量；
本步骤中，所述直流分量的计算公式为：
式(2)中，A表示直流分量，K表示与旋转载体的滚转周期和信号采样率有关的历元数，i表示时刻；通常情况下，历元数K应覆盖旋转载体滚转的多个周期，且覆盖滚转周期数量越多，在滚转频率估计时所获得的频谱能量越大，对滚转频率的估计就越准确，但是，由于滚转频率估计的实时性要求及单位观测矢量在短时间内才被认为是常量，在实际运用过程中应折中考虑历元数K的取值；
S3、基于所述直流分量计算出所述二阶导数中的交流分量；
本步骤中，所述交流分量的计算公式为：
C(t)＝D(t)-A (3)
式(3)中，C(t)表示交流分量，即用伪距观测值P(t)的二阶导数D(t)减去旋转载体与卫星相对运动引起的频率分量直流分量A，所得到的差值即为旋转载体自身旋转所引起的频率分量交流分量C(t)；
S4、对所述交流分量进行频域分析以找出最大频谱值对应的信号点，进而获取旋转载体的旋转频率，从而估算出旋转载体的姿态；
本步骤中，对所述交流分量进行频域分析用公式表示为：
C(jkω)＝F[C(t)] (4)
式(4)中，t表示时域采样点，k表示频域值的索引，ω表示频率，j表示复数中的虚数单位；
其中找出最大频谱值对应的信号点用公式表示为：
式(5)中，fr表示旋转载体的转速，fs表示采样频率，m表示最大频谱值对应的信号点，N表示FFT(Fast Fourier Transformation，快速傅里叶变换)运算点数。
为了进一步理解本发明的工作原理和技术效果，下面通过设置仿真实验场景并利用本发明中的卫星伪距的测姿标校方法对旋转载体的转速进行估计予以说明。
首先，通过GNSS导航卫星信号模拟源，模拟产生旋转场景下的卫星数据及接收机数据，然后利用本发明的卫星伪距的测姿标校方法进行仿真测试；其中，伪距观测值的采样频率fs均为50Hz，观测历元数K均不少于2000个历元，FFT运算点数N＝2048；通过叠加不同伪距测量噪声(即不同的伪距测量噪声均值a和标准差σ)对本发明的卫星伪距的测姿标校方法的性能进行统计分析。
该仿真实验中分别设置旋转载体的旋转速度fr为3r/s和10r/s，并对旋转载体的转速进行估计，其估计结果如图3、图4、图5和图6(图中，横坐标表示频率，纵坐标表示幅度)所示：
当单星伪距测量噪声均值为0.22，标准差为0.4时，在旋转速度fr为3r/s的场景下，由图3和式(5)可得，最大频谱值对应的信号点为124，其载体旋转转速估计结果fr＝(124-1)*50/2048＝3.003r/s，转速误差为0.003r/s；在旋转速度fr为10r/s的场景下，由图4和式(5)可得，最大频谱值对应的信号点为411，其载体旋转转速估计结果fr＝(411-1)*50/2048＝10.010r/s，转速误差为0.010r/s，其转速误差均小于0.015r/s；
当单星伪距测量噪声均值为0.1，标准差为0.1时，在旋转速度fr为3r/s的场景下，由图5和式(5)可得，最大频谱值对应的信号点为124，其载体旋转转速估计结果fr＝(124-1)*50/2048＝3.003r/s，转速误差为0.003r/s；在旋转速度fr为10r/s的场景下，由图6和式(5)可得，最大频谱值对应的信号点为410，其载体旋转转速估计结果fr＝(410-1)*50/2048＝9.985r/s，转速误差为0.015r/s，其转速误差均小于0.015r/s。
由此可知，旋转载体在不同旋转速度下，本发明中的单星伪距的测姿标较方法均能准确估计旋转载体的旋转转速，并且旋转转速精度优于0.1r/s。因此，本发明中的单星伪距的测姿标校方法能够简单快速的进行转速标校，满足一般弹载卫星导航接收终端类设备精度要求，具有很高的实用价值。
以上对本发明所提供的一种单星伪距的测姿标校方法进行了详细介绍。本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的核心思想。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以对本发明进行若干改进和修饰，这些改进和修饰也落入本发明权利要求的保护范围内。

Claims (5)

1.一种单星伪距的测姿方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：
S1、基于卫星导航接收机获取伪距观测值，并求出所述伪距观测值的二阶导数；
S2、计算出所述二阶导数中的直流分量；
S3、基于所述直流分量计算出所述二阶导数中的交流分量；
S4、对所述交流分量进行频域分析以找出最大频谱值对应的信号点，进而获取旋转载体的旋转转速，从而估算出旋转载体的姿态；
伪距观测值包含两部分：一部分是旋转载体质心到卫星位置的位置矢量在视线矢量上的投影，在一定时间内，变化量为旋转载体质心和卫星的相对运动距离值，其一阶差分量为两者相对运动速度，二阶差分量为两者相对运动的加速度，当选取的观测时间段在旋转载体自由落体阶段，其加速度为恒定值，该二阶差分量为常数，称之为直流分量；另一部分是卫星接收机天线在旋转载体横截面上旋转时位置矢量在视线矢量上的投影，其一阶差分量为卫星接收机在旋转载体表面圆周运动的速度在视线矢量上的投影，二阶差分量为圆周运动的加速度在视线矢量上的投影，两者变化规律均呈正弦波动，称之为交流分量；
所述步骤S4中获取旋转载体的转速用公式表示为：
（5）
式（5）中，表示旋转载体的转速，表示采样频率，表示最大频谱值对应的信号点，表示FFT运算点数。
2.如权利要求1所述的单星伪距的测姿方法，其特征在于，所述步骤S1中所述伪距观测值的二阶导数计算公式为：
（1）
式（1）中，表示伪距观测值的一阶导数，表示时域采样点。
3.如权利要求2所述的单星伪距的测姿方法，其特征在于，所述步骤S2中所述直流分量的计算公式为：
（2）
式（2）中，表示直流分量，表示与旋转载体的滚转周期和信号采样率有关的历元数，表示时刻。
4.如权利要求3所述的单星伪距的测姿方法，其特征在于，所述步骤S3中交流分量的计算公式为：
（3）
式（3）中，表示交流分量。
5.如权利要求4所述的单星伪距的测姿方法，其特征在于，所述步骤S4中对所述交流分量进行频域分析用公式表示为：
（4）
式（4）中，表示时域采样点，表示频域值的索引，表示频率，表示复数中的虚数单位。
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