CN116206490A - 一种用于跨域协同导航的导航信息源群优化交互方法 - Google Patents

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CN116206490A CN202210805370.7A CN202210805370A CN116206490A CN 116206490 A CN116206490 A CN 116206490A CN 202210805370 A CN202210805370 A CN 202210805370A CN 116206490 A CN116206490 A CN 116206490A
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Abstract

本发明公开了一种用于跨域协同导航的导航信息源群优化交互方法，对待辅助载体的协同导航信息源选择进行了优化，使得待辅助载体与基准信息源间的相对测量及信息交互选择更加合理；通过分割待辅助载体协方差矩阵获取位置误差矩阵，根据误差矩阵求解实际导航位置的误差椭球，获取误差椭球的轴长和方向。本方法优化了协同定位信号源的选择，能够减少协同信息计算处理量，加快协同定位解算；考虑到信号源构型和精度对定位结果的影响，高效利用集群定位信息优化提高了定位精度。和未采用优化的随机信号源选择协同定位算法相比，本发明在不规则分布的集群中能有效提升协同定位效率和精度，适合实际应用。

Description

一种用于跨域协同导航的导航信息源群优化交互方法
技术领域
本发明涉及定位与导航技术领域，尤其涉及一种用于跨域协同导航的导航信息源群优化交互方法。
背景技术
近年来，飞行器集群协同技术日益受到国内外的关注。飞行器集群具有工作范围大、可靠性高、可同时执行多重任务、整体效率高等优点，可用于灾害勘测和救援等领域。飞行器集群技术，即多架飞行器为适应任务要求而进行的某种队形排列和任务分配的组织模式，它既包括集群飞行的队形产生、保持和变化，也包括集群飞行任务的规划和组织，是未来飞行器飞行技术发展的一个重要趋势。
传统飞行器集群协同定位方法的性能受到导航信号源的影响较大，只有在集群中飞行器较为密集且均匀时才能得到较好的定位精度，而对于非规则的编组集群情况下定位精度受到较大影响。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是针对背景技术中所涉及到的缺陷，提供一种用于跨域协同导航的导航信息源群优化交互方法，对待辅助载体和基准信息源之间的协同定位源选择进行了优化，使得待辅助载体与基准信息源间的测距及信息交互选择更加合理，以扩大集群飞行器定位算法的适用性并提升定位精度，使其在非规则的编组的飞行器集群中也能得到良好的运用。
本发明为解决上述技术问题采用以下技术方案：
一种用于跨域协同导航的导航信息源群优化交互方法，包括以下步骤：
步骤A.1)，获取飞行器集群定位导航所需的系统数据；
步骤A.2)，根据待辅助飞行器滤波协方差矩阵计算当前位置的误差椭球E0；
步骤A.3)，获取各基准信息源飞行器与待辅助飞行器之间相对方位角和相对距离；
步骤A.4)，获取误差椭球E0最大轴长所在方向和信号源自身精度，选择最接近最大轴长方向的一架基准信息源飞行器作为基准信号源飞行器，进行辅助定位解算并对原先的位置进行修正，得到新的误差椭球E1；
步骤A.5)，判断误差椭球E1最长轴的轴长L1大小是否已满足预设的阈值δ，若轴长L1＞δ，令E0＝E1、即将误差椭球E1作为误差椭球E0，跳转执行步骤4)；若轴长L1＜δ，输出当前辅助定位的位置信息。
作为本发明一种用于跨域协同导航的导航信息源群优化交互方法进一步的优化方案，步骤A.1)中所述的飞行器集群包含待辅助定位飞行器和n架基准信息源飞行器，基准信息源飞行器自身定位精度高于待辅助定位飞行器自身定位精度；获取飞行器集群定位导航所需系统测量数据时，首先获取n架基准信息源飞行器的导航系统信息、经纬高数据及卫星导航定位精度，然后获取待辅助定位飞行器的GPS及惯导组合导航数据、姿态角数据、卡尔曼滤波协方差矩阵、经纬高数据、纬度误差、经度误差、高度误差。
作为本发明一种用于跨域协同导航的导航信息源群优化交互方法进一步的优化方案，所述步骤A.2)包括如下具体步骤：
步骤A.2.1)，利用卡尔曼滤波的协方差矩阵获得位置的协方差矩阵Ppos，定义如下：
Figure SMS_1
Figure SMS_2
式中，Epos为位置误差矢量矩阵，
Figure SMS_3
为纬度误差，σλ为经度误差，σβ为高度误差；
步骤A.2.2)，将组合导航系统的位置估计误差在的经度误差σλ和纬度误差
Figure SMS_4
高度误差σβ转化为直线误差(x,y,z)：
Figure SMS_5
式中，R为地球半径，
Figure SMS_6
为飞机所在纬度；
步骤A.2.3)，根据转换后的位置误差矢量Ep，进一步获取位置误差协方差矩阵Pp
Ep＝[x y z]
Figure SMS_7
步骤A.2.4)，求对称协方差矩阵Pp的特征值λ1、λ2和λ3，进一步开方得到椭球的相应轴长：
Figure SMS_8
其中，axisx、axisy、axisz分别为椭球E0的X轴、Y轴、Z轴方向的轴长；
Figure SMS_9
作为本发明一种用于跨域协同导航的导航信息源群优化交互方法进一步的优化方案，所述步骤A.3)包括如下具体步骤：
步骤A.3.1)，获得每个基准信息源飞行器和待辅助定位飞行器的相对距离；
步骤A.3.2)，将所有飞行器的经度、纬度和高度坐标转换为地球坐标系坐标，RN为地球卯酉圈曲率半径，f为地球扁率，λi为第i个基准信息源飞行器的经度，Li为第i个基准信息源飞行器的纬度，Hi为的基准信息源飞行器的高度，
Figure SMS_10
为转换后第i个基准信息源飞行器的地球坐标系坐标，转换公式如下：/>
Figure SMS_11
建立以待辅飞行器为坐标原点的相对坐标系，相对坐标系各坐标轴与ECEF坐标系坐标轴平行，X轴在赤道平面内与零度子午线相交，Z轴与地球自转轴平行，Y轴与X轴、Z轴构成右手直角坐标系，各基准信息源在相对坐标系下的位置坐标转换如下：
Figure SMS_12
式中，
Figure SMS_13
为转换后第i个基准信号源飞行器在相对坐标系下位置坐标，(xe,ye,ze)为待辅助飞行器地球坐标系坐标；
将上述的相对坐标系通过齐次坐标转换的方式转换为以待辅助飞行器为坐标原点的相对机体坐标系,
Figure SMS_14
为转换后的以待辅助飞行器为坐标原点的相对机体坐标系；相对坐标系到相对机体坐标系的转换公式如下：
Figure SMS_15
Figure SMS_16
θ、ψ分别为待辅助飞行器的横滚角、俯仰角、航向角；/>
Figure SMS_17
为机体坐标系转换为地理坐标系矩阵，具体如下：
Figure SMS_18
Figure SMS_19
为地理坐标系转换为地球坐标系矩阵，具体如下：
Figure SMS_20
λ、L、H分别为待辅助飞行器的经度、纬度、高度，RN为卯酉圈半径，e为地球偏心率；
得到集群系统各基准信息源飞行器在以待辅助飞行器为坐标原点的相对机体坐标系上的坐标：
Figure SMS_21
/>
Figure SMS_22
Figure SMS_23
αi为各基准信息源飞行器与相对机体坐标系Y轴的夹角；βi为各基准信息源飞行器与相对机体坐标系Z轴的夹角；γi为各基准信息源飞行器与相对机体坐标系X轴的夹角；(x,y,z)为待辅助飞行器的相对机体坐标系下的坐标，
Figure SMS_24
为基准信息源飞行器在相对机体坐标系下的位置坐标。
作为本发明一种用于跨域协同导航的导航信息源群优化交互方法进一步的优化方案，所述步骤A.4)包括如下具体步骤：
步骤A.4.1)，比较λ1、λ2和λ3的大小，确定误差椭球E0的最长轴，根据各基准信号源与以待辅助飞行器为坐标原点的相对机体坐标系各轴的夹角αi、βi、γi，选择与椭球E0最长轴方向最近的基准信息源飞行器作为信号源飞行器；
步骤A.4.2),获取待辅助飞行器和被选中信号源飞行器Li间相对距离为di，待辅助飞行器和信号源飞行器Li间的相对方位角信息，其中
Figure SMS_25
为相对视线高度角，θi为相对方位角；
对相对距离进行分解：
Figure SMS_26
其中，
Figure SMS_27
为相对距离di在待辅助飞行器机体坐标系X轴，Y轴，Z轴方向上的分解；
将为基准信号源飞行器Li在相对机体坐标系下的位置坐标
Figure SMS_28
分别减去
Figure SMS_29
Figure SMS_30
得到辅助定位解算后的待辅助飞行器的坐标(x',y',z')：
Figure SMS_31
步骤A.4.3)，计算得到的辅助定位解算后的待辅助飞行器的位置坐标(x',y',z')和机载传感器位置坐标(x,y,z)差值，并将其作为观测量，通过卡尔曼滤波来对待辅助飞行器机导航位置误差进行修正，修正后得到新的卡尔曼滤波协方差矩阵，根据新的协方差矩阵解算得到新的椭球E1。
本发明还公开了另一种用于跨域协同导航的导航信息源群优化交互方法，包括以下步骤：
步骤B.1)，获取飞行器集群定位导航所需的传感器测量数据；
步骤B.2)，根据待辅助飞行器卡尔曼滤波协方差矩阵计算当前位置的误差椭球E0；
步骤B.3)，获取各基准信息源飞行器与待辅助飞行器之间相对方位角和相对距离；
步骤B.4)，比较误差椭球E0三个方向的轴长大小，选择与最大轴长方向夹角最小的两个基准信息源飞行器作为主信号源飞行器，然后在剩余两个轴长方向，各选择一个与相应轴长方向夹角最小的基准信息源飞行器作为次信号源；当出现几架基准信息源飞行器与同一轴长方向夹角相近的情况，优先选择自身定位精度因子高的基准信息源飞行器作为信号源飞行器；
步骤B.5)，选择任一主信号源作为主基准信息源，建立以主基准信息源为坐标原点的相对坐标系，得到其余信号源飞行器在相对坐标系下的位置坐标及距离差数据，然后根据TDOA模型，选择球面内插法进行解算得到相对坐标系解算结果和解算误差，并通过卡尔曼滤波对待辅助飞行器位置坐标进行修正。
作为该另一种用于跨域协同导航的导航信息源群优化交互方法进一步的优化方案，步骤B.1)中所述的飞行器集群包含待辅助定位飞行器和n架基准信息源飞行器，基准信息源飞行器自身定位精度高于待辅助定位飞行器自身定位精度；获取飞行器集群定位导航所需系统测量数据时，首先获取n架基准信息源飞行器的导航系统信息、经纬高数据及卫星导航定位精度，然后获取待辅助定位飞行器的GPS及惯导组合导航数据、姿态角数据、卡尔曼滤波协方差矩阵、经纬高数据、纬度误差、经度误差、高度误差。
作为该另一种用于跨域协同导航的导航信息源群优化交互方法进一步的优化方案，所述步骤B.2)包括如下具体步骤：
步骤B.2.1)，利用卡尔曼滤波的协方差矩阵获得位置的协方差矩阵Ppos，定义如下：
Figure SMS_32
Figure SMS_33
式中，Epos为位置误差矢量矩阵，
Figure SMS_34
为纬度误差，σλ为经度误差，σβ为高度误差；
步骤B.2.2)，将组合导航系统的位置估计误差在的经度误差σλ和纬度误差
Figure SMS_35
高度误差σβ转化为直线误差(x,y,z)：
Figure SMS_36
式中，R为地球半径，
Figure SMS_37
为飞机所在纬度；
步骤B.2.3)，根据转换后的位置误差矢量Ep，进一步获取位置误差协方差矩阵Pp
Ep＝[x y z]
Figure SMS_38
步骤B.2.4)，求对称协方差矩阵Pp的特征值λ1、λ2和λ3，进一步开方得到椭球的相应轴长：
Figure SMS_39
其中，axisx、axisy、axisz分别为椭球E0的X轴、Y轴、Z轴方向的轴长；
Figure SMS_40
作为该另一种用于跨域协同导航的导航信息源群优化交互方法进一步的优化方案，所述步骤B.3)包括如下具体步骤：
步骤B.3.1)，获得每个基准信息源飞行器和待辅助定位飞行器的相对距离；
步骤B.3.2)，将所有飞行器的经度、纬度和高度坐标转换为地球坐标系坐标，RN为地球卯酉圈曲率半径，f为地球扁率，λi为第i个基准信息源飞行器的经度，Li为第i个基准信息源飞行器的纬度，Hi为的基准信息源飞行器的高度，
Figure SMS_41
为转换后第i个基准信息源飞行器的地球坐标系坐标，转换公式如下：
Figure SMS_42
建立以待辅飞行器为坐标原点的相对坐标系，相对坐标系各坐标轴与ECEF坐标系坐标轴平行，X轴在赤道平面内与零度子午线相交，Z轴与地球自转轴平行，Y轴与X轴、Z轴构成右手直角坐标系，各基准信息源在相对坐标系下的位置坐标转换如下：
Figure SMS_43
式中，
Figure SMS_44
为转换后第i个基准信号源飞行器在相对坐标系下位置坐标，(xe,ye,ze)为待辅助飞行器地球坐标系坐标；
将上述的相对坐标系通过齐次坐标转换的方式转换为以待辅助飞行器为坐标原点的相对机体坐标系,
Figure SMS_45
为转换后的以待辅助飞行器为坐标原点的相对机体坐标系；相对坐标系到相对机体坐标系的转换公式如下：
Figure SMS_46
/>
Figure SMS_47
θ、ψ分别为待辅助飞行器的横滚角、俯仰角、航向角；/>
Figure SMS_48
为机体坐标系转换为地理坐标系矩阵，具体如下：
Figure SMS_49
Figure SMS_50
为地理坐标系转换为地球坐标系矩阵，具体如下：
Figure SMS_51
λ、L、H分别为待辅助飞行器的经度、纬度、高度，RN为卯酉圈半径，e为地球偏心率；
得到集群系统各基准信息源飞行器在以待辅助飞行器为坐标原点的相对机体坐标系上的坐标：
Figure SMS_52
Figure SMS_53
Figure SMS_54
αi为各基准信息源飞行器与相对机体坐标系Y轴的夹角；βi为各基准信息源飞行器与相对机体坐标系Z轴的夹角；γi为各基准信息源飞行器与相对机体坐标系X轴的夹角；(x,y,z)为待辅助飞行器的相对机体坐标系下的坐标，
Figure SMS_55
为基准信息源飞行器在相对机体坐标系下的位置坐标。
本发明采用以上技术方案与现有技术相比，具有以下技术效果：
本发明公开了一种用于跨域协同导航的导航信息源群优化交互方法，对待辅助载体和基准信息源之间的协同定位源选择进行了优化，使得待辅助载体与基准信息源间的测距及信息交互选择更加合理；考虑到导航信号源的构型和定位精度对定位结果的影响，综合利用集群定位信息优化提高了定位精度。和未采用优化的集群飞行器定位算法相比，本发明在不规则分布的集群中能有效提升协同定位效率和精度，适合实际应用。
附图说明
图1为本发明方法的原理流程示意图；
图2为位置误差椭圆E0整体图；
图3为位置误差椭球E0横剖面图；
图4为位置误差椭球E0纵剖面图；
图5集群飞行器位置分布图；
图6为采用本发明方法优化后和未优化的待辅助飞行器经纬高定位误差对比图；
图7为待辅助飞行器位置误差椭球轴长变化图；
图8为选中的信号源飞行器编号变化图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明的技术方案做进一步的详细说明：
本发明可以以许多不同的形式实现，而不应当认为限于这里所述的实施例。相反，提供这些实施例以便使本公开透彻且完整，并且将向本领域技术人员充分表达本发明的范围。在附图中，为了清楚起见放大了组件。
本发明方法通过对集群飞行器中待辅助载体的协同定位信号源选择进行优化，使得待辅助载体与基准信息源间的测距及信息交互选择更加精确合理，从而综合利用集群定位信息优化提高定位精度，同时增强集群飞行器定位算法对于多种集群编组情况的适应性。
如图1所示，本发明公开了一种用于跨域协同导航的导航信息源群优化交互方法，包括以下步骤：
步骤A.1)，获取飞行器集群定位导航所需的系统数据；
步骤A.2)，如图2、图3、图4所示，根据待辅助飞行器滤波协方差矩阵计算当前位置的误差椭球E0；
步骤A.3)，获取各基准信息源飞行器与待辅助飞行器之间相对方位角和相对距离；
步骤A.4)，获取误差椭球E0最大轴长所在方向和信号源自身精度，选择最接近最大轴长方向的一架基准信息源飞行器作为基准信号源飞行器，进行辅助定位解算并对原先的位置进行修正，得到新的误差椭球E1；
步骤A.5)，判断误差椭球E1最长轴的轴长L1大小是否已满足预设的阈值δ，若轴长L1＞δ，令E0＝E1、即将误差椭球E1作为误差椭球E0，跳转执行步骤4)；若轴长L1＜δ，输出当前辅助定位的位置信息。
步骤A.1)中所述的飞行器集群包含待辅助定位飞行器和n架基准信息源飞行器，基准信息源飞行器自身定位精度高于待辅助定位飞行器自身定位精度；获取飞行器集群定位导航所需系统测量数据时，如图5所示，首先获取n架基准信息源飞行器的导航系统信息、经纬高数据及卫星导航定位精度，然后获取待辅助定位飞行器的GPS及惯导组合导航数据、姿态角数据、卡尔曼滤波协方差矩阵、经纬高数据、纬度误差、经度误差、高度误差。
所述步骤A.2)包括如下具体步骤：
步骤A.2.1)，利用卡尔曼滤波的协方差矩阵获得位置的协方差矩阵Ppos，定义如下：
Figure SMS_56
/>
Figure SMS_57
式中，Epos为位置误差矢量矩阵，
Figure SMS_58
为纬度误差，σλ为经度误差，σβ为高度误差；
步骤A.2.2)，将组合导航系统的位置估计误差在的经度误差σλ和纬度误差
Figure SMS_59
高度误差σβ转化为直线误差(x,y,z)：
Figure SMS_60
式中，R为地球半径，
Figure SMS_61
为飞机所在纬度；
步骤A.2.3)，根据转换后的位置误差矢量Ep，进一步获取位置误差协方差矩阵Pp
Ep＝[x y z]
Figure SMS_62
步骤A.2.4)，求对称协方差矩阵Pp的特征值λ1、λ2和λ3，进一步开方得到椭球的相应轴长：
Figure SMS_63
其中，axisx、axisy、axisz分别为椭球E0的X轴、Y轴、Z轴方向的轴长；
Figure SMS_64
所述步骤A.3)包括如下具体步骤：
步骤A.3.1)，获得每个基准信息源飞行器和待辅助定位飞行器的相对距离；
步骤A.3.2)，将所有飞行器的经度、纬度和高度坐标转换为地球坐标系坐标，RN为地球卯酉圈曲率半径，f为地球扁率，λi为第i个基准信息源飞行器的经度，Li为第i个基准信息源飞行器的纬度，Hi为的基准信息源飞行器的高度，
Figure SMS_65
为转换后第i个基准信息源飞行器的地球坐标系坐标，转换公式如下：
Figure SMS_66
建立以待辅飞行器为坐标原点的相对坐标系，相对坐标系各坐标轴与ECEF坐标系坐标轴平行，X轴在赤道平面内与零度子午线相交，Z轴与地球自转轴平行，Y轴与X轴、Z轴构成右手直角坐标系，各基准信息源在相对坐标系下的位置坐标转换如下：
Figure SMS_67
式中，
Figure SMS_68
为转换后第i个基准信号源飞行器在相对坐标系下位置坐标，(xe,ye,ze)为待辅助飞行器地球坐标系坐标；
将上述的相对坐标系通过齐次坐标转换的方式转换为以待辅助飞行器为坐标原点的相对机体坐标系,
Figure SMS_69
为转换后的以待辅助飞行器为坐标原点的相对机体坐标系；相对坐标系到相对机体坐标系的转换公式如下：
Figure SMS_70
Figure SMS_71
θ、ψ分别为待辅助飞行器的横滚角、俯仰角、航向角；/>
Figure SMS_72
为机体坐标系转换为地理坐标系矩阵，具体如下：
Figure SMS_73
式中，
Figure SMS_74
为地理坐标系转换为地球坐标系矩阵，具体如下：
Figure SMS_75
λ、L、H分别为待辅助飞行器的经度、纬度、高度，RN为卯酉圈半径，e为地球偏心率；
得到集群系统各基准信息源飞行器在以待辅助飞行器为坐标原点的相对机体坐标系上的坐标：
Figure SMS_76
Figure SMS_77
Figure SMS_78
αi为各基准信息源飞行器与相对机体坐标系Y轴的夹角；βi为各基准信息源飞行器与相对机体坐标系Z轴的夹角；γi为各基准信息源飞行器与相对机体坐标系X轴的夹角；(x,y,z)为待辅助飞行器的相对机体坐标系下的坐标，
Figure SMS_79
为基准信息源飞行器在相对机体坐标系下的位置坐标。
所述步骤A.4)包括如下具体步骤：
步骤A.4.1)，比较λ1、λ2和λ3的大小，确定误差椭球E0的最长轴；根据各基准信号源与以待辅助飞行器为坐标原点的相对机体坐标系各轴的夹角αi、βi、γi，选择与椭球E0最长轴方向最近的基准信息源飞行器作为信号源飞行器；
步骤A.4.2),获取待辅助飞行器和被选中信号源飞行器Li间相对距离为di，待辅助飞行器和信号源飞行器Li间的相对方位角信息，其中
Figure SMS_80
为相对视线高度角，θi为相对方位角。
对相对距离进行分解，
Figure SMS_81
其中，
Figure SMS_82
为相对距离di在待辅助飞行器机体坐标系X轴，Y轴，Z轴方向上的分解。
将为基准信号源飞行器Li在相对机体坐标系下的位置坐标
Figure SMS_83
分别减去
Figure SMS_84
Figure SMS_85
得到辅助定位解算后的待辅助飞行器的坐标(x',y',z')。
Figure SMS_86
步骤A.4.3)，计算得到的辅助定位解算后的待辅助飞行器的位置坐标(x',y',z')和机载传感器位置坐标(x,y,z)差值，并将其作为观测量，通过卡尔曼滤波来对待辅助飞行器机导航位置误差进行修正，修正后得到新的卡尔曼滤波协方差矩阵，根据新的协方差矩阵解算得到新的椭球E1。
本发明还公开了另一种用于跨域协同导航的导航信息源群优化交互方法，包括以下步骤：
步骤B.1)，获取飞行器集群定位导航所需的传感器测量数据；
步骤B.2)，根据待辅助飞行器卡尔曼滤波协方差矩阵计算当前位置的误差椭球E0；
步骤B.3)，获取各基准信息源飞行器与待辅助飞行器之间相对方位角和相对距离；
步骤B.4)，比较误差椭球E0三个方向的轴长大小，选择与最大轴长方向夹角最小的两个基准信息源飞行器作为主信号源飞行器，然后在剩余两个轴长方向，各选择一个与相应轴长方向夹角最小的基准信息源飞行器作为次信号源；当出现几架基准信息源飞行器与同一轴长方向夹角相近的情况，优先选择自身定位精度因子高的基准信息源飞行器作为信号源飞行器；
步骤B.5)，选择任一主信号源作为主基准信息源，建立以主基准信息源为坐标原点的相对坐标系，得到其余信号源飞行器在相对坐标系下的位置坐标及距离差数据，然后根据TDOA模型，选择球面内插法进行解算得到相对坐标系解算结果和解算误差，并通过卡尔曼滤波对待辅助飞行器位置坐标进行修正。
步骤B.1)中所述的飞行器集群包含待辅助定位飞行器和n架基准信息源飞行器，基准信息源飞行器自身定位精度高于待辅助定位飞行器自身定位精度；获取飞行器集群定位导航所需系统测量数据时，首先获取n架基准信息源飞行器的导航系统信息、经纬高数据及卫星导航定位精度，然后获取待辅助定位飞行器的GPS及惯导组合导航数据、姿态角数据、卡尔曼滤波协方差矩阵、经纬高数据、纬度误差、经度误差、高度误差。
所述步骤B.2)包括如下具体步骤：
步骤B.2.1)，利用卡尔曼滤波的协方差矩阵获得位置的协方差矩阵Ppos，定义如下：
Figure SMS_87
Figure SMS_88
式中，Epos为位置误差矢量矩阵，
Figure SMS_89
为纬度误差，σλ为经度误差，σβ为高度误差；
步骤B.2.2)，将组合导航系统的位置估计误差在的经度误差σλ和纬度误差
Figure SMS_90
高度误差σβ转化为直线误差(x,y,z)：
Figure SMS_91
式中，R为地球半径，
Figure SMS_92
为飞机所在纬度；
步骤B.2.3)，根据转换后的位置误差矢量Ep，进一步获取位置误差协方差矩阵Pp
Ep＝[x y z]
Figure SMS_93
步骤B.2.4)，求对称协方差矩阵Pp的特征值λ1、λ2和λ3，进一步开方得到椭球的相应轴长：
Figure SMS_94
其中，axisx、axisy、axisz分别为椭球E0的X轴、Y轴、Z轴方向的轴长；
Figure SMS_95
所述步骤B.3)包括如下具体步骤：
步骤B.3.1)，获得每个基准信息源飞行器和待辅助定位飞行器的相对距离；
步骤B.3.2)，将所有飞行器的经度、纬度和高度坐标转换为地球坐标系坐标，RN为地球卯酉圈曲率半径，f为地球扁率，λi为第i个基准信息源飞行器的经度，Li为第i个基准信息源飞行器的纬度，Hi为的基准信息源飞行器的高度，
Figure SMS_96
为转换后第i个基准信息源飞行器的地球坐标系坐标，转换公式如下：
Figure SMS_97
建立以待辅飞行器为坐标原点的相对坐标系，相对坐标系各坐标轴与ECEF坐标系坐标轴平行，X轴在赤道平面内与零度子午线相交，Z轴与地球自转轴平行，Y轴与X轴、Z轴构成右手直角坐标系，各基准信息源在相对坐标系下的位置坐标转换如下：
Figure SMS_98
式中，
Figure SMS_99
为转换后第i个基准信号源飞行器在相对坐标系下位置坐标，(xe,ye,ze)为待辅助飞行器地球坐标系坐标；
将上述的相对坐标系通过齐次坐标转换的方式转换为以待辅助飞行器为坐标原点的相对机体坐标系,
Figure SMS_100
为转换后的以待辅助飞行器为坐标原点的相对机体坐标系；相对坐标系到相对机体坐标系的转换公式如下：
Figure SMS_101
Figure SMS_102
θ、ψ分别为待辅助飞行器的横滚角、俯仰角、航向角；/>
Figure SMS_103
为机体坐标系转换为地理坐标系矩阵，具体如下：
Figure SMS_104
Figure SMS_105
为地理坐标系转换为地球坐标系矩阵如下：
Figure SMS_106
λ、L、H分别为待辅助飞行器的经度、纬度、高度，RN为卯酉圈半径，e为地球偏心率；
得到集群系统各基准信息源飞行器在以待辅助飞行器为坐标原点的相对机体坐标系上的坐标：
Figure SMS_107
Figure SMS_108
Figure SMS_109
αi为各基准信息源飞行器与相对机体坐标系Y轴的夹角；βi为各基准信息源飞行器与相对机体坐标系Z轴的夹角；γi为各基准信息源飞行器与相对机体坐标系X轴的夹角；(x,y,z)为待辅助飞行器的相对机体坐标系下的坐标，
Figure SMS_110
为基准信息源飞行器在相对机体坐标系下的位置坐标。
为了验证本发明所提出的一种用于跨域协同导航的导航信息源群优化交互方法的有效性，进行模拟仿真分析。如图6所示，仿真结果，经过信号源选择优化后，集群飞行器协同定位精度基本优于随机选取信号源进行定位的情况。如图7所示，为待辅助飞行器位置误差椭球轴长变化情况；如图8所示，为选中的信号源飞行器编号变化情况。
本技术领域技术人员可以理解的是，除非另外定义，这里使用的所有术语(包括技术术语和科学术语)具有与本发明所属领域中的普通技术人员的一般理解相同的意义。还应该理解的是，诸如通用字典中定义的那些术语应该被理解为具有与现有技术的上下文中的意义一致的意义，并且除非像这里一样定义，不会用理想化或过于正式的含义来解释。
以上所述的具体实施方式，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施方式而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (9)

1.一种用于跨域协同导航的导航信息源群优化交互方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤A.1)，获取飞行器集群定位导航所需的系统数据；
步骤A.2)，根据待辅助飞行器滤波协方差矩阵计算当前位置的误差椭球E0；
步骤A.3)，获取各基准信息源飞行器与待辅助飞行器之间相对方位角和相对距离；
步骤A.4)，获取误差椭球E0最大轴长所在方向和信号源自身精度，选择最接近最大轴长方向的一架基准信息源飞行器作为基准信号源飞行器，进行辅助定位解算并对原先的位置进行修正，得到新的误差椭球E1；
步骤A.5)，判断误差椭球E1最长轴的轴长L1大小是否已满足预设的阈值δ，若轴长L1＞δ，令E0＝E1、即将误差椭球E1作为误差椭球E0，跳转执行步骤4)；若轴长L1＜δ，输出当前辅助定位的位置信息。
2.根据权利要求1所述的用于跨域协同导航的导航信息源群优化交互方法，其特征在于，步骤A.1)中所述的飞行器集群包含待辅助定位飞行器和n架基准信息源飞行器，基准信息源飞行器自身定位精度高于待辅助定位飞行器自身定位精度；获取飞行器集群定位导航所需系统测量数据时，首先获取n架基准信息源飞行器的导航系统信息、经纬高数据及卫星导航定位精度，然后获取待辅助定位飞行器的GPS及惯导组合导航数据、姿态角数据、卡尔曼滤波协方差矩阵、经纬高数据、纬度误差、经度误差、高度误差。
3.根据权利要求2所述的用于跨域协同导航的导航信息源群优化交互方法，其特征在于，所述步骤A.2)包括如下具体步骤：
步骤A.2.1)，利用卡尔曼滤波的协方差矩阵获得位置的协方差矩阵Ppos，定义如下：
Figure QLYQS_1
Figure QLYQS_2
式中，Epos为位置误差矢量矩阵，
Figure QLYQS_3
为纬度误差，σλ为经度误差，σβ为高度误差；
步骤A.2.2)，将组合导航系统的位置估计误差在的经度误差σλ和纬度误差
Figure QLYQS_4
高度误差σβ转化为直线误差(x,y,z)：
Figure QLYQS_5
式中，R为地球半径，
Figure QLYQS_6
为飞机所在纬度；
步骤A.2.3)，根据转换后的位置误差矢量Ep，进一步获取位置误差协方差矩阵Pp
Ep＝[x y z]
Figure QLYQS_7
步骤A.2.4)，求对称协方差矩阵Pp的特征值λ1、λ2和λ3，进一步开方得到椭球的相应轴长：
Figure QLYQS_8
其中，axisx、axisy、axisz分别为椭球E0的X轴、Y轴、Z轴方向的轴长。
Figure QLYQS_9
4.根据权利要求3所述的用于跨域协同导航的导航信息源群优化交互方法，其特征在于，所述步骤A.3)包括如下具体步骤：
步骤A.3.1)，获得每个基准信息源飞行器和待辅助定位飞行器的相对距离；
步骤A.3.2)，将所有飞行器的经度、纬度和高度坐标转换为地球坐标系坐标，RN为地球卯酉圈曲率半径，f为地球扁率，λi为第i个基准信息源飞行器的经度，Li为第i个基准信息源飞行器的纬度，Hi为的基准信息源飞行器的高度，
Figure QLYQS_10
为转换后第i个基准信息源飞行器的地球坐标系坐标，转换公式如下：
Figure QLYQS_11
建立以待辅飞行器为坐标原点的相对坐标系，相对坐标系各坐标轴与ECEF坐标系坐标轴平行，X轴在赤道平面内与零度子午线相交，Z轴与地球自转轴平行，Y轴与X轴、Z轴构成右手直角坐标系，各基准信息源在相对坐标系下的位置坐标转换如下：
Figure QLYQS_12
式中，
Figure QLYQS_13
为转换后第i个基准信号源飞行器在相对坐标系下位置坐标，(xe,ye,ze)为待辅助飞行器地球坐标系坐标；
将上述的相对坐标系通过齐次坐标转换的方式转换为以待辅助飞行器为坐标原点的相对机体坐标系,
Figure QLYQS_14
为转换后的以待辅助飞行器为坐标原点的相对机体坐标系；相对坐标系到相对机体坐标系的转换公式如下：
Figure QLYQS_15
Figure QLYQS_16
θ、ψ分别为待辅助飞行器的横滚角、俯仰角、航向角；/>
Figure QLYQS_17
为机体坐标系转换为地理坐标系矩阵，具体如下：/>
Figure QLYQS_18
Figure QLYQS_19
为地理坐标系转换为地球坐标系矩阵，具体如下：
Figure QLYQS_20
λ、L、H分别为待辅助飞行器的经度、纬度、高度，RN为卯酉圈半径，e为地球偏心率；
得到集群系统各基准信息源飞行器在以待辅助飞行器为坐标原点的相对机体坐标系上的坐标：
Figure QLYQS_21
Figure QLYQS_22
Figure QLYQS_23
αi为各基准信息源飞行器与相对机体坐标系Y轴的夹角；βi为各基准信息源飞行器与相对机体坐标系Z轴的夹角；γi为各基准信息源飞行器与相对机体坐标系X轴的夹角；(x,y,z)为待辅助飞行器的相对机体坐标系下的坐标，
Figure QLYQS_24
为基准信息源飞行器在相对机体坐标系下的位置坐标。
5.根据权利要求4所述的用于跨域协同导航的导航信息源群优化交互方法，其特征在于，所述步骤A.4)包括如下具体步骤：
步骤A.4.1)，比较λ1、λ2和λ3的大小，确定误差椭球E0的最长轴，根据各基准信号源与以待辅助飞行器为坐标原点的相对机体坐标系各轴的夹角αi、βi、γi，选择与椭球E0最长轴方向最近的基准信息源飞行器作为信号源飞行器；
步骤A.4.2),获取待辅助飞行器和被选中信号源飞行器Li间相对距离为di，待辅助飞行器和信号源飞行器Li间的相对方位角信息，其中
Figure QLYQS_25
为相对视线高度角，θi为相对方位角；
对相对距离进行分解：
Figure QLYQS_26
其中，
Figure QLYQS_27
为相对距离di在待辅助飞行器机体坐标系X轴，Y轴，Z轴方向上的分解；
将为基准信号源飞行器Li在相对机体坐标系下的位置坐标
Figure QLYQS_28
分别减去/>
Figure QLYQS_29
Figure QLYQS_30
得到辅助定位解算后的待辅助飞行器的坐标(x',y',z')：
Figure QLYQS_31
步骤A.4.3)，计算得到的辅助定位解算后的待辅助飞行器的位置坐标(x',y',z')和机载传感器位置坐标(x,y,z)差值，并将其作为观测量，通过卡尔曼滤波来对待辅助飞行器机导航位置误差进行修正，修正后得到新的卡尔曼滤波协方差矩阵，根据新的协方差矩阵解算得到新的椭球E1。
6.一种用于跨域协同导航的导航信息源群优化交互方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤B.1)，获取飞行器集群定位导航所需的传感器测量数据；
步骤B.2)，根据待辅助飞行器卡尔曼滤波协方差矩阵计算当前位置的误差椭球E0；
步骤B.3)，获取各基准信息源飞行器与待辅助飞行器之间相对方位角和相对距离；
步骤B.4)，比较误差椭球E0三个方向的轴长大小，选择与最大轴长方向夹角最小的两个基准信息源飞行器作为主信号源飞行器，然后在剩余两个轴长方向，各选择一个与相应轴长方向夹角最小的基准信息源飞行器作为次信号源；当出现几架基准信息源飞行器与同一轴长方向夹角相近的情况，优先选择自身定位精度因子高的基准信息源飞行器作为信号源飞行器；
步骤B.5)，选择任一主信号源作为主基准信息源，建立以主基准信息源为坐标原点的相对坐标系，得到其余信号源飞行器在相对坐标系下的位置坐标及距离差数据，然后根据TDOA模型，选择球面内插法进行解算得到相对坐标系解算结果和解算误差，并通过卡尔曼滤波对待辅助飞行器位置坐标进行修正。
7.根据权利要求6所述的用于跨域协同导航的导航信息源群优化交互方法，其特征在于，步骤B.1)中所述的飞行器集群包含待辅助定位飞行器和n架基准信息源飞行器，基准信息源飞行器自身定位精度高于待辅助定位飞行器自身定位精度；获取飞行器集群定位导航所需系统测量数据时，首先获取n架基准信息源飞行器的导航系统信息、经纬高数据及卫星导航定位精度，然后获取待辅助定位飞行器的GPS及惯导组合导航数据、姿态角数据、卡尔曼滤波协方差矩阵、经纬高数据、纬度误差、经度误差、高度误差。
8.根据权利要求7所述的用于跨域协同导航的导航信息源群优化交互方法，其特征在于，所述步骤B.2)包括如下具体步骤：
步骤B.2.1)，利用卡尔曼滤波的协方差矩阵获得位置的协方差矩阵Ppos，定义如下：
Figure QLYQS_32
Figure QLYQS_33
式中，Epos为位置误差矢量矩阵，
Figure QLYQS_34
为纬度误差，σλ为经度误差，σβ为高度误差；
步骤B.2.2)，将组合导航系统的位置估计误差在的经度误差σλ和纬度误差
Figure QLYQS_35
高度误差σβ转化为直线误差(x,y,z)：/>
Figure QLYQS_36
式中，R为地球半径，
Figure QLYQS_37
为飞机所在纬度；
步骤B.2.3)，根据转换后的位置误差矢量Ep，进一步获取位置误差协方差矩阵Pp
Ep＝[x y z]
Figure QLYQS_38
步骤B.2.4)，求对称协方差矩阵Pp的特征值λ1、λ2和λ3，进一步开方得到椭球的相应轴长：
Figure QLYQS_39
其中，axisx、axisy、axisz分别为椭球E0的X轴、Y轴、Z轴方向的轴长；
Figure QLYQS_40
9.根据权利要求8所述的用于跨域协同导航的导航信息源群优化交互方法，其特征在于，所述步骤B.3)包括如下具体步骤：
步骤B.3.1)，获得每个基准信息源飞行器与待辅助定位飞行器的相对距离；
步骤B.3.2)，将所有飞行器的经度、纬度和高度坐标转换为地球坐标系坐标，RN为地球卯酉圈曲率半径，f为地球扁率，λi为第i个基准信息源飞行器的经度，Li为第i个基准信息源飞行器的纬度，Hi为的基准信息源飞行器的高度，
Figure QLYQS_41
为转换后第i个基准信息源飞行器的地球坐标系坐标，转换公式如下：
Figure QLYQS_42
建立以待辅飞行器为坐标原点的相对坐标系，相对坐标系各坐标轴与ECEF坐标系坐标轴平行，X轴在赤道平面内与零度子午线相交，Z轴与地球自转轴平行，Y轴与X轴、Z轴构成右手直角坐标系，各基准信息源在相对坐标系下的位置坐标转换如下：
Figure QLYQS_43
式中，
Figure QLYQS_44
为转换后第i个基准信号源飞行器在相对坐标系下位置坐标，(xe,ye,ze)为待辅助飞行器地球坐标系坐标；
将上述的相对坐标系通过齐次坐标转换的方式转换为以待辅助飞行器为坐标原点的相对机体坐标系,
Figure QLYQS_45
为转换后的以待辅助飞行器为坐标原点的相对机体坐标系；相对坐标系到相对机体坐标系的转换公式如下：
Figure QLYQS_46
Figure QLYQS_47
θ、ψ分别为待辅助飞行器的横滚角、俯仰角、航向角；/>
Figure QLYQS_48
为机体坐标系转换为地理坐标系矩阵，具体如下：
Figure QLYQS_49
Figure QLYQS_50
为地理坐标系转换为地球坐标系矩阵，具体如下：
Figure QLYQS_51
λ、L、H分别为待辅助飞行器的经度、纬度、高度，RN为卯酉圈半径，e为地球偏心率；
得到集群系统各基准信息源飞行器在以待辅助飞行器为坐标原点的相对机体坐标系上的坐标：
Figure QLYQS_52
Figure QLYQS_53
Figure QLYQS_54
αi为各基准信息源飞行器与相对机体坐标系Y轴的夹角；βi为各基准信息源飞行器与相对机体坐标系Z轴的夹角；γi为各基准信息源飞行器与相对机体坐标系X轴的夹角；(x,y,z)为待辅助飞行器的相对机体坐标系下的坐标，
Figure QLYQS_55
为基准信息源飞行器在相对机体坐标系下的位置坐标。/>
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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CN117082617B (zh) * 2023-08-17 2024-06-07 北京慧清科技有限公司 一种不依赖高精度位置基准的相对定位方法

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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN117082617A (zh) * 2023-08-17 2023-11-17 北京慧清科技有限公司 一种不依赖高精度位置基准的相对定位方法
CN117082617B (zh) * 2023-08-17 2024-06-07 北京慧清科技有限公司 一种不依赖高精度位置基准的相对定位方法

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