CN1291714A - 地磁辅助组合导航装置 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于飞行器自主定轨的地磁辅助组合导航装置,它由三轴磁强计、GPS接收机和微电脑组成。三轴磁强计和GPS接收机的测量数据输入给微电脑,它按照组合卡尔曼滤波器算法对数据进行处理,解算得到经校正的地磁导航解和组合导航解(飞行器的实时位置和速度)。地磁导航解作为冗余导航信息,并经计算处理后再馈送到GPS码环和载波跟踪回路作为地磁速度辅助信号,以改善GPS接收机的跟踪、捕获性能和提高系统可靠性,提高GPS/惯性组合导航装置的性能价格比。

Description

地磁辅助组合导航装置

本发明涉及用于飞行器的导航装置，特别是涉及一种用于飞行器由微电脑控制的自主定轨的地磁辅助组合导航装置。

飞行器要实现自主运行，必须使用自主导航系统，而目前广泛使用的全球定位系统(Global Positioning System，简称GPS)是一种半自主导航系统。以往为了克服它的半自主性都是使用惯性导航系统(Inertial Navigation System，简称INS)和GPS组成组合导航装置，简称GPS／INS组合导航装置。整个GPS／INS由INS装置和GPS接收机组成。其中INS装置是一个非常复杂的系统。正如文献：袁信等编著，《导航系统》，航空工业出版社，1993，一书第21页介绍(见附图1)。INS由三个陀螺、三个加速度计、惯导平台、计算机、控制显示装置和其它许多部件组成。而惯导平台又包含有三个伺服稳定回路、三个力矩马达、三个平衡环和机械台体组成。平台安装在飞行器上，加速度计和陀螺安装在平台上。平台通过稳定回路被稳定在导航坐标系上。陀螺仪和加速度计的测量信息分别输入导航计算机经解算求得飞行器的位置和速度(即INS导航解)。INS导航解再输入组合卡尔曼滤波器。而另一方面GPS接收机的伪距和伪距率测量数据也同时输入组合卡尔曼滤波器，最后得到飞行器的组合导航解(即飞行器的位置和速度等导航参数)。所以GPS／INS组合导航装置结构、原理复杂，造价高，体积、重量和功耗大。并且只能在短期内失去GPS信号才能得到比较高的精度。

本发明的目的在于改善GPS接收机的跟踪、捕获性能和提高系统可靠性，克服已有GPS／INS组合导航装置复杂而昂贵的缺点，提高该装置的性能价格比。使飞行器能实现自主定轨，实时、在轨给出飞行器的位置和速度，从而为飞行器提供一种使用一个三轴磁强计代替惯导系统、与GPS接收机构成结构简单、重量轻、体积小、功耗和造价低的地磁辅助组合导航装置。

本发明的目的是这样实现的：

本发明所说的自主定轨是不依赖地面设施实时、在轨给出飞行器的位置和速度，而飞行器的位置和速度定义为飞行器的状态；本发明提供的地磁辅助组合导航装置包括GPS接收机和微电脑，和还包括一个三轴磁强计组成。其中GPS接收机包括由变频器和中频信号处理器组成的RF信号处理器、GPS码环和载波跟踪回路串联，GPS码环和载波跟踪回路的测量输出线与微电脑的另两路输入接口相连接，GPS接收机天线与变频器输入端相连接，变频器和伪码产生器的输出端分别和四个积分滤波器的输入端相连接。四个积分滤波器的输出端，分别和两个A／D变换器的输入端相连接，其中一个A／D变换器的输出端与载波环误差产生器的输入端相连接，另一个A／D变换器的输出端与码环相位误差产生器输入端相连接。载波环误差产生器的输出端与环路滤波器的输入端相连接，而码环相位误差产生器的输出端则与码环滤波器的输入端相连接。环路滤波器和码环滤波器的输出端分别与微电脑的输入接口相连接；微电脑地磁辅助信号输出接口端分别与GPS接收机码环压控振荡器输入端和载波压控振荡器输入端相连接；所包括的三轴磁强计测量得到的磁场强度三个分量输出线与微电脑的输入接口相连接，微电脑对磁场强度三个分量数据进行采集，微电脑内存储了组合卡尔曼滤波器算法程序，组合卡尔曼滤波器采用序贯最优组合滤波算法，利用算法程序中的方程(1)-(2)和地磁场模型(对该领域一般技术人员是公知的)对采集到的磁场强度数据进行计算处理，得到地磁导航解(即利用地磁方法得到的飞行器的实时位置和速度)。存储了组合卡尔曼滤波器算法程序微电脑，执行以下步骤：星箭分离后先由地面测控站给出航天器的初始轨道参数输入到微电脑，经计算得到航天器的初始位置和速度，它们作为组合卡尔曼滤波器的初始状态量；三轴磁强计(1)测得航天器所在位置的地磁场三个分量和GPS接收机(单频，C／A码式)(2)测得的伪距和伪距率输入到存储有组合卡尔曼滤波器算法程序的微电脑作为测量数据，这里组合卡尔曼滤波器采用如方程(1)到(4)所示的序贯最优组合滤波算法，微电脑使用这些测量数据、初始位置和速度，运行该算法程序即可计算得到经校正的地磁导航解 $\widehat{X_{\mathrm{mk}}}$ 和组合导航解 $\widehat{X_k}$ (航天器的实时位置和速度)。

微电脑地磁辅助信号输出接口端与GPS码环和载波跟踪回路输入端即图4的码环压控振荡器(简称：码NCO)和载波压控振荡器(简称：载波NCO)输入端相连接，这样GPS接收机便接收到地磁辅助信号；微电脑内存储了组合卡尔曼滤波器算法程序，按方程(3)和(4)所示的组合卡尔曼滤波器算法计算即得到组合导航解(即飞行器的实时位置和速度)。地磁导航解再经微电脑计算得到的预测伪距和伪距率再馈送到GPS接收机的码环和载波跟踪回路作为速度辅助信号(见图(4))，从而改善GPS接收机的跟踪、捕获性能和提高系统可靠性。以上便完成了飞行器的自主定轨。

本发明的优点是：由于采用一个三轴磁强计和微电脑组成地磁导航装置代替惯导装置，再与一个GPS接收机组合构成地磁辅助组合导航装置，使GPS和地磁导航装置优势互补，具有GPS的高精度，利用地磁导航装置又加强了GPS的自主性，提高了GPS接收机的抗干扰和跟踪性能。本发明没有活动部件，因此可靠性高，又具有结构和原理简单、体积小、重量轻、功耗小、成本低的特点；本发明可有效地改善GPS接收机的跟踪、捕获性能和提高系统的可靠性，跟踪精度可改善百分之二十；在结构上比GPS／INS组合导航装置简单得多，性能价格比可提高五倍，重量和体积只有GPS／INS组合导航装置的十分之一，功耗可降低百分之九十；使用本发明可使飞行器实现自主定轨，实时、在轨给出飞行器的位置和速度。

下面结合实施例和附图对本发明进行详细说明：

图1是已有技术的惯性导航装置结构示意图；

图2是本发明的导航装置运行流程示意图；

图3是本发明的一种实施例具体线路连接示意图；

图4是本发明采用的组合卡尔曼滤波器的具体实施例程序流程图；

实施例1：按图3、4制作一台用于低轨道卫星自主定轨的地磁辅助组合导航装置。在图2中(1)-SJ-5型磁通门式的三轴磁强计；(2)-Trimble400型GPS接收机；(3)-微电脑；其中微电脑(3)使用PC486导航计算机完成。该导航装置由一个磁通门式的三轴磁强计(1)、GPS接收机(2)和微电脑(3)组成，并安装在飞行器上，各部分由信号线连接。现利用附图3说明其连接关系。在附图3中的三轴磁强计(1)的输出线与微电脑(3)的输入接口相连接，GPS接收机(2)的测量输出线(即图3的伪距、伪距率输出端)与微电脑(3)的另两路输入接口线相连接。微电脑(3)对应的地磁辅助信号输出接口端分别与码环压控振荡器(码NCO)和载波压控振荡器(载波NCO)输入端相连接。另外，GPS接收机天线与变频器输入端相连接，变频器和伪码产生器的输出端分别和四个积分滤波器的输入端相连接。四个积分滤波器的输出端，分别和两个A／D变换器的输入端相连接，其中一个A／D变换器的输出端与载波环误差产生器的输入端相连接，另一个A／D变换器的输出端与码环相位误差产生器输入端相连接。载波环误差产生器的输出端与环路滤波器的输入端相连接，而码环相位误差产生器的输出端则与码环滤波器的输入端相连接。环路滤波器和码环滤波器的输出端分别与微电脑(3)的输入接口相连接。

微电脑完成组合卡尔曼滤波器算法和预测伪距、伪距率计算工作。由三轴磁强计输出的地磁场强度三分量和GPS接收机输出的伪距和伪距率经微电脑完成组合卡尔曼滤波器算法处理，分别得到经校正的地磁导航解和组合导航解(即飞行器的实时位置和速度)。其中组合卡尔曼滤波器采用序贯最优组合滤波算法。地磁导航解再经微电脑计算得到的预测伪距和伪距率再馈送到GPS接收机的码环和载波跟踪回路作为速度辅助信号。

下面结合附图4具体描述本发明的工作过程，星箭分离后先由地面测控站给出航天器的初始轨道参数输入到微电脑，经计算得到航天器的初始位置和速度，它们作为组合卡尔曼滤波器的初始状态量。三轴磁强计(1)测得航天器所在位置的地磁场三个分量和GPS接收机(单频，C／A码式)(2)测得的伪距和伪距率输入到存储有组合卡尔曼滤波器算法程序的微电脑作为测量数据，这里组合卡尔曼滤波器采用如方程(1)到(4)所示的序贯最优组合滤波算法，微电脑使用这些测量数据、初始位置和速度，运行该算法程序即可计算得到经校正的地磁导航解 $\widehat{X_{\mathrm{mk}}}$ 和组合导航解 $\widehat{X_k}$ (航天器的实时位置和速度)。K_mk=P_k ^-H_mk ^T[H_mkP_k ^-H_mk ^T+R_mk]^-1    (1)

$\widehat{X_{\mathrm{mk}}}=\widehat{{X_k}^{-}}+K_{\mathrm{mk}}\{y_{\mathrm{mk}}-\[N\left(B\left(\widehat{{X_k}^{-}}\right)\right)+\hat{{{\mathrm{\ξ}}_k}^{-}}\]\}-----\left(2\right)$

K_k=P_mkH_Gk ^T[H_GkP_mkH_Gk ^T+R_Gk]^-1     (3)

$\widehat{X_k}=\widehat{X_{\mathrm{mk}}}+K_k\[y_{\mathrm{Gk}}-G\left(\widehat{X_{\mathrm{mk}}}\right)\]------\left(4\right)$ 式中：Y_k为实测数据。 $G\left({\hat{X}}_{\mathrm{mk}}\right)$ 是GPS接收机的测量理论值，B()为磁强计的测量理论值，K_k为滤波增益矩阵，P_k为状态误差方差矩阵，H_k为量测矩阵，R_k为测量误差方差矩阵，它们可以通过计算得到。下标“m”表示地磁导航有关的量，“G”表示GPS导航有关的量，N(·)表示求模运算。上述算法的程序流程图如图4所示。

现结合方程(1)到(4)和图4具体阐述组合导航解 $\widehat{X_k}$ 的求解过程：在图4，以初始状态量(初始位置、速度)作为初始条件，经计数环节“k=k+1”后进入到“计算状态预报”环节，它根据初始条件和飞行器轨道动力学模型(该模型对该领域一般技术人员是公知的)计算飞行器的状态(位置和速度)预报值；经计算得到方程(2)的状态预报 $\widehat{{X_k}^{-}}$ ，再经“计算预报误差方差矩阵”环节得到方程(1)的状态预报误差方差矩阵P^- _k，“计算滤波增益矩阵”环节跟据方程(1)和(3)分别得到地磁导航滤波增益矩阵K_mk和GPS导航滤波增益矩阵K_k，再经“计算状态”环节使用方程(2)和(4)计算便分别得到地磁导航状态估计值 $\widehat{X_{\mathrm{mk}}}$ 和组合导航状态估计值 $\widehat{X_k},$ 接着经“计算误差方差矩阵”环节计算得到状态误差方差矩阵P_k，以便下次计算预报误差方差矩阵时使用，下面再经比较环节“k=max?”(max为预先设定的最大递归计算次数)，如果k≠max则重新回到计数环节“k=k+1”，于是开始如上所述的下一轮的循环计算，如果k=max则输出状态滤波值即经校正的地磁导航解 $\widehat{X_{\mathrm{mk}}}$ 和组合导航解 $\widehat{X_{k^o}}$

地磁导航解作为冗余导航信息。经过校正的地磁导航解 $\widehat{X_{\mathrm{mk}}}$ 经微电脑程序计算得到航天器的预测伪距和伪距率，该预测伪距和伪距率馈送到GPS接收机的码环和载波跟踪回路作为地磁辅助GPS接收机跟踪和快速捕获导航星的信号[见图(2)和图(3)]。从而使GPS接收机码环快速跟踪载体(航天器)的运动速度、减小伪距测量误差、增强码环抗干扰性能和提高捕获速度。地磁导航解增加了系统的冗余度，从而加强了系统的可靠性。以上计算工作全部由微电脑完成。实施方案如附图2到4所示。

Claims (1)

1、一种地磁辅助组合导航装置，包括GPS接收机和微电脑，其特征在于：地磁辅助组合导航装置还包括一个与微电脑的输入接口相连接的三轴磁强计，其中GPS接收机包括由RF信号处理器和GPS码环和载波跟踪回路串联组成，所述的RF信号处理器是由变频器和中频信号处理器组成，GPS码环和载波跟踪回路的测量输出线与微电脑的两路输入接口相连接，GPS接收机天线与变频器输入端相连接，变频器和伪码产生器的输出端分别和四个积分滤波器的输入端相连接；四个积分滤波器的输出端，分别和两个A／D变换器的输入端相连接，其中一个A／D变换器的输出端与载波环误差产生器的输入端相连接，另一个A／D变换器的输出端与码环相位误差产生器输入端相连接；载波环误差产生器的输出端与环路滤波器的输入端相连接，而码环相位误差产生器的输出端则与码环滤波器的输入端相连接；环路滤波器和码环滤波器的输出端分别与微电脑的输入接口相连接；微电脑地磁辅助信号输出接口端与GPS码环压控振荡器和载波压控振荡器输入端相连接；三轴磁强计的三个磁场强度分量输出线与微电脑的输入接口相连接，所述的微电脑对磁场强度三个分量数据进行采集，微电脑内存储了组合卡尔曼滤波器算法程序，该存储算法程序的微电脑执行以下步骤：星箭分离后先由地面测控站给出航天器的初始轨道参数输入到微电脑，经计算得到航天器的初始位置和速度，它们作为组合卡尔曼滤波器的初始状态量；三轴磁强计测得航天器所在位置的地磁场三个分量和GPS接收机测得的伪距和伪距率输入到存储有组合卡尔曼滤波器算法程序的微电脑作为测量数据，组合卡尔曼滤波器采用序贯最优组合滤波算法，微电脑使用这些测量数据、初始位置和速度，运行该算法程序计算得到经校正的地磁导航解 $\widehat{X_{\mathrm{mk}}}$ 和组合导航解 $\widehat{X_{k^o}}$ 。

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