CN201266089Y - Ins/gps组合导航系统 - Google Patents

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CN201266089Y CNU2008201103359U CN200820110335U CN201266089Y CN 201266089 Y CN201266089 Y CN 201266089Y CN U2008201103359 U CNU2008201103359 U CN U2008201103359U CN 200820110335 U CN200820110335 U CN 200820110335U CN 201266089 Y CN201266089 Y CN 201266089Y
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贺宏宇
张艳
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Abstract

本实用新型公开了一种INS/GPS组合导航系统,该导航系统包括惯性测量单元、INS处理模块、GPS接收机和卡尔曼滤波计算模块,惯性测量单元用于输出惯性测量数据,INS处理模块接收惯性测量单元输出的数字信号,通过导航积分计算,获得载体位置、速度、姿态和航向数据,GPS接收机用于输出导航测量信息、可用星历数据以及卫星健康状态数据,卡尔曼滤波计算模块接收上述INS处理模块和上述GPS接收机的输出信号,通过N状态卡尔曼滤波计算,修正INS处理模块的参数,并将上述修正参数反馈到INS处理模块和GPS接收机,INS处理模块接收卡尔曼滤波计算模块反馈的修正参数,得到组合导航数据。本实用新型实现了高精度导航功能。

Description

INS/GPS组合导航系统

技术领域

本实用新型是关于组合导航技术,具体涉及一种INS/GPS组合导航系统。 背景技术

全球定位系统(Global Positioning System - GPS)是美国从本世纪70年代开始研 制,历时20年,耗资200亿美元,于1994年全面建成,具有在海、陆、空进行全方位实 时三维导航与定位能力的新一代卫星导航与定位系统。GPS系统通过接收分布在空中的24 颗导航卫星发送的无线信号来计算定位信息,具有全球、全天候、高精度、实时导航定位 等优点,可为用户提供精确的位置、速度和授时数据,但不能提供载体的姿态信息。而且 其工作性能受环境条件、载体机动飞行情况和无线电干扰的影响,很难准确定位甚至无法 定位。另外,GPS系统数据输出频率低,在高动态场合,难以满足用户数据更新率高的要 求。

INS (惯性定位导航系统)系统具有自主导航能力,不受环境、载体机动及无线电干 扰的影响,能连续地提供载体位置、速度和姿态等定位导航参数,其数据更新率快、量程 较大,且具有短时间内较高的相对精度。但INS系统随着工作时间的延长,导航误差随时 间积累增长,需要利用外部观测信息经常修正INS系统,控制其误差随时间的积累,难以 满足用户的精度要求。

INS/GPS组合导航系统恰好利用相对低精度的惯导系统加上GPS实现高精度惯导的性 能,可提供载体高速率实时姿态和导航参数,实现高精度导航的功能,解决了惯性导航系 统的定位导航误差随时间延续不断增大的技术问题,也解决了 GPS导航系统数据更新率低 及易受环境和无线电干扰等所导致的定位误差大的技术问题。

因此,以INS/GPS组合技术为核心的组合导航是21世纪导航技术发展的主要方向之 一,其在提高精度、降低成本、全天候、全球导航等方面取得了举世瞩目的成就。

实用新型内容

本实用新型的目的是,利用现有的INS/GPS组合导航系统技术,提供了一种高精度的 INS/GPS组合定位导航系统。 本实用新型的技术方案是:一种INS/GPS组合导航系统,包括惯性测量单元、INS处理模块和GPS接收机,所述 惯性测量单元用于输出惯性测量数据,所述INS处理模块接收惯性测量单元输出的数字信 号,通过导航积分计算,获得载体位置、速度、姿态和航向数据,所述GPS接收机用于输 出导航测量信息、可用星历数据以及卫星健康状态数据,其特征在于,还包括一卡尔曼滤 波计算模块,该卡尔曼滤波计算模块接收上述INS处理模块和上述GPS接收机的输出信号, 通过N状态卡尔曼滤波计算,修正INS处理模块的参数,并将上述修正参数反馈到INS 处理模块和GPS接收机,INS处理模块接收卡尔曼滤波计算模块反馈的修正参数,得到组 合导航数据。

所述惯性测量单元包括三轴正交安装的陀螺仪、三轴正交安装的加速度计、温度传感 器和用于传输信号的数字电路单元,所述陀螺仪,用于提供三轴角速度测量值,所述加速 度计用于提供三轴加速度测量值,所述温度传感器用于用于测量系统内部温度。

所述惯性测量单元还包括一三轴正交安装的磁强计,用于测量空间环境中的磁场强 度,以提供载体相对地球磁场的方位。

所述陀螺仪可为光纤陀螺仪。

所述加速度计可为硅微加速度计。

所述数字电路单元可包括驱动电路和A/D转换模块,所述驱动电路用于将惯性测量单 元输出的信号输送到A/D转换模块,所述A/D转换模块用于将惯性测量单元的信号转换为 数字信息。

所述驱动电路可包含一低通滤波器和一信号预处理电路,低通滤波器用于消除噪声, 信号预处理电路用于将惯性测量单元的输出信号变换到A/D转换模块的信号范围内。

进一步,还包括一控制和显示模块,该模块用于完成导航工作状态控制,用户命令控 制输入,导航控制参数输出,导航工作状态参数输出,系统自检,系统初始化任务分配和 系统工作状态监视。

进一步,还包括电源模块,用于给整个系统供电。

与现有技术相比,本实用新型的有益效果是:

1、本实用新型的INS/GPS组合定位导航系统将全球定位系统GPS与传统的惯性导航 系统INS紧密结合,利用GPS导航定位准确无漂移、24小时全天候工作的特点与INS的 短时精度高、可提供载体高速率实时姿态和导航参数的特点,利用现代微电子技术、通过 卡尔曼滤波计算完美组合,提高了GPS信号重捕获能力,实现了高精度导航功能,解决了 惯性导航系统的定位导航误差随时间延续不断增大的技术问题,也解决了 GPS导航系统数据更新率低及易受环境和无线电干扰等所导致的定位误差大的技术问题。

2、 本实用新型的INS/GPS组合导航采用间接法进行状态估计误差,采用紧密组合方 式,把GPS的伪距、伪距率和相应的惯导给出的伪距、伪距率之差综合在一起作为卡尔曼 滤波计算的量测方程,在用卡尔曼滤波进行状态误差估计后,采用反馈校正的方式对惯导 系统力学编排中的位置、捷联矩阵进行反馈校正。

3、 INS/GPS组合定位导航系统使用低成本、低精度的硬件,组合成中等精度的测量系 统,在军工、民用领域均能广泛推广使用。

4、 INS/GPS组合定位导航系统中GPS模块是双频接收模块,既能接收GPS卫星信 号又能GLONASS卫星信号,提高系统定位精度,增强系统的可靠性;

5、 INS/GPS组合定位导航系统可接收差分数据,以获得更高精度定位信息。

附图说明

图1为本实用新型INS/GPS组合导航系统结构示意图;

图2为本实用新型INS/GPS组合导航系统的处理流程图;

图3为本实用新型中INS/GPS组合导航系统的INS模块的处理流程图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施方式对本实用新型作进一步详细描述:

根据图1所示,本实用新型包括惯性测量单元(IMU模块)1、 INS处理模块2、 GPS 接收机3、卡尔曼滤波计算模块4、控制和显示模块5以及一电源模块。

IMU模块1包括:三轴陀螺11、三轴加速度计12、温度传感器13、驱动电路14和 A/D转换模块15。所述的三轴陀螺11用于测量载体的运动角速度;三轴加速度计12用于 测量载体的线性加速度;温度传感器13用于测量系统内部温度,对陀螺和加速度计进行 温度补偿,消除温漂;驱动电路14包含一低通滤波器和一信号预处理电路,低通滤波器 用于消除噪声,信号预处理电路用于将陀螺和加速度计的输出信号变换到A/D采样模块的 范围内;A/D转换模块15用于将采样的陀螺信号和加速度计信号转换成数字量,给INS处 理模块2提供惯性测量单元的原始数据以进行导航积分计算。IMU模块l还可以包括一三 轴正交安装的磁强计,用于测量空间环境中的磁场强度,以提供载体相对地球磁场的方位。

INS处理模块2包括:DSP构成的微处理器运算电路板,用于接收IMU模块1给出的 原始三轴角速度和线加速度信号,通过导航积分计算,获得载体位置、速度、姿态和航向

5数据,并给卡尔曼滤波计算模块提供导航状态参数信息,用于和卫星导航系统模块3的数

据进行卡尔曼滤波信息融合。

GPS接收机3包括:GPS接收模块31和天线。GPS接收模块的主要功能是接收来自天 线的信号,经过变频、放大、滤波等一系列处理过程,实现对GPS和GLONASS信号的跟踪、 锁定和测量,从而产生计算位置的数据信息,包括纬度、经度、高度、速度、日期、时间、 星历等,给卡尔曼滤波计算模块4提供lHz的位置信息、伪距、伪距率测量值和可用星历 数据,并提供系统时钟和全系统时间同步,同时接收差分信号及滤波反馈测量修正。

卡尔曼滤波计算模块4接收INS处理模块给出的导航状态信息和GPS接收机3给出的 导航测量信息、可用星历数据及卫星健康状态。通过N状态卡尔曼滤波计算,反馈状态跟 踪修正参数,同时对INS系统和GPS系统进行校正。

控制和显示模块5用于完成导航工作状态控制,用户命令控制输入,导航控制参数输 出,导航工作状态参数输出,系统自检,系统初始化,系统工作状态监视、任务分配等。

根据图2所示,整个系统工作过程如下:上电后,系统进行自检,并开始初始化,一 切正常且初始化完成后,IMU模块1的陀螺仪和加速度计分别敏感载体的角速度和线性加 速度,通过IMU模块1采集三个轴的角速度和加速度值,进入INS模块2经过一系列处理 和导航积分计算得到载体的位置、速度和姿态,根据这些值计算相应于惯导位置和速度的 伪距、伪距率;同时GPS接收机3接收天线信号经过变频、放大、滤波、计算等一系列处 理得到伪距、伪距率测量值;将GPS接收机的测量伪距、伪距率与INS模块2计算的伪距、 伪距率作差,作为卡尔曼滤波计算模块4的量测值;通过卡尔曼滤波计算模块4估计出惯 导系统和GPS的误差量,然后对两个系统进行反馈校正;最后将校正后的组合导航数据经 过控制和显示模块5输出给用户或其它设备,其中用户也可输入一些控制命令等。其中, 卡尔曼滤波计算模块4对状态参数采用反馈校正的间接估计法,即把组合导航系统状态误 差估计反馈到惯导系统INS模块2和GPS接收机3中,对系统状态进行校正。其中把GPS 接收机3的测量伪距和相应的惯导INS模块2给出的伪距之差及GPS接收机3的测量伪距 率和相应得惯导INS模块2给出的伪距率之差综合在一起作为卡尔曼滤波计算模块4的量 测方程。

图3给出了系统中INS模块2的原理图,INS模块2的具体工作过程:用陀螺仪测量

的三轴角速度信息5:减去计算得到的平台坐标系相对惯性坐标系得角速度^;,则得到载

体坐标系相对导航坐标系的角速度6二,利用这个信息进行姿态矩阵C^"的计算。利用计算得到的姿态矩阵c;;,可以把载体坐标系的加速度信息^变换到平台坐标系3么,然后进行 导航计算得到载体的位置和速度。同时,利用姿态矩阵c^"的元素,可以提取飞行器的姿态、

航向信息。其中INS模块2算法的核心是姿态矩阵C;"的计算,所有导航信息的提取与姿态

矩阵c:息息相关。而姿态矩阵c;:的计算取决于姿态四元素的计算,姿态四元素的求解依 据(i)式。.

A" sin-

• + l) = {cos —/+ ,?同}一) (1)

根据(1)式得到四元素三阶算法为

2

1 A/9

《("+ 1) = {(1 - + (; - j)网}《(")(2 )

8 2 48

已知四元素的初始值并通过不断地迭代可以得到实时的四元素值,由此实时地计算出

姿态矩阵c;;。

以上通过详细实施例描述了本实用新型所提供的INS/GPS组合导航系统,本领域的技

术人员应当理解,在不脱离本发明创造实质的范围内,可以对本实用新型做一定的变形或 修改。

Claims (9)

1、一种INS/GPS组合导航系统,包括惯性测量单元、INS处理模块和GPS接收机,所述惯性测量单元用于输出惯性测量数据,所述INS处理模块接收惯性测量单元输出的数字信号,通过导航积分计算,获得载体位置、速度、姿态和航向数据,所述GPS接收机用于输出导航测量信息、可用星历数据以及卫星健康状态数据,其特征在于,还包括一卡尔曼滤波计算模块,该卡尔曼滤波计算模块接收上述INS处理模块和上述GPS接收机的输出信号,通过N状态卡尔曼滤波计算,修正INS处理模块的参数,并将上述修正参数反馈到INS处理模块和GPS接收机,INS处理模块接收卡尔曼滤波计算模块反馈的修正参数,得到组合导航数据。
2、 如权利要求1所述的INS/GPS组合导航系统,其特征在于,所述惯性测量单元包括三轴正交安装的陀螺仪、三轴正交安装的加速度计、温度传感器和用于传输信号的数字电路单元,所述陀螺仪,用于提供三轴角速度测量值,所述加速度计用于提供三轴加速度测量值,所述温度传感器用于用于测量系统内部温度。
3、 如权利要求1或2所述的INS/GPS组合导航系统,其特征在于,所述惯性测量单元还包括一三轴正交安装的磁强计,用于测量空间环境中的磁场强度,以提供载体相对地球磁场的方位。
4、 如权利要求2所述的INS/GPS组合导航系统,其特征在于,所述陀螺仪为光纤陀螺仪。
5、 如权利要求2所述的INS/GPS组合导航系统,其特征在于,所述加速度计为硅微加速度计。
6、 如权利要求2所述的INS/GPS组合导航系统,其特征在于,所述数字电路单元包括驱动电路和A/D转换模块,所述驱动电路用于将惯性测量单元输出的信号输送到A/D转换模块,所述A/D转换模块用于将惯性测量单元的信号转换为数字信息。
7、 如权利要求6所述的INS/GPS组合导航系统,其特征在于,所述驱动电路包含一低通滤波器和一信号预处理电路,低通滤波器用于消除噪声,信号预处理电路用于将惯性测量单元的输出信号变换到A/D转换模块的信号范围内。
8、 如权利要求1所述的INS/GPS组合导航系统,其特征在于,还包括一控制和显示模块,该模块用于完成导航工作状态控制,用户命令控制输入,导航控制参数输出,导航工作状态参数输出,系统自检,系统初始化任务分配和系统工作状态监视。
9、 如权利要求1或8所述的INS/GPS组合导航系统,其特征在于,还包括电源模块,用于给整个系统供电。
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