专利名称：多天线gps/gf-ins深度组合定姿方法
技术领域：
本发明涉及组合导航定位定姿领域，具体涉及一种多天线GPS/GF-INS深度组合定姿方法。
背景技术：
随着小型无人机、灵巧炮弹、短程导弹等高动态的小型武器对高精度、抗干扰、高可靠性和低成本等导航性能的需求不断提高，而到目前为止，任何单一的导航系统都无法完全满足此需求，因此，能够实现优势互补，进而提高系统的精度、可靠性以及稳定性的组合导航系统成为目前导航领域的研究热点。
惯性导航系统(INS)是一种可独立工作的推航系统。传统的惯性导航系统采用陀螺仪来敏感载体的姿态角速度，然后通过对姿态角速度进行积分来计算姿态角。由于姿态角速度误差会随着积分不断累加，因此，单纯的惯性导航系统很难实现长期高精度的定姿。
无陀螺惯性导航系统(GF-INS)不包含陀螺仪，成本较传统惯性导航系统要低，但加速度计的安装较为复杂，且姿态角的计算也是通过积分的方法，因此同样具有误差随时间累积的缺点。
全球定位系统(GPS)是一种在全球范围内，全天候、实时、连续和高精度的导航系统，已在军事和民用领域获得了广泛应用。多天线(至少3个)双差技术是GPS进行姿态角估计的常用方法之一。
目前，单频、单历元姿态解算成为实时姿态测量系统的研究热点和难点。要实现 GPS单历元实时定姿，关键是准确求解该历元的整周模糊度。
带约束的最小二乘降相关平差(CLAMDA)算法是目前最有效的整周模糊度估计算法，但其只能将高精度的浮点解映射到正确的整数解，在浮点解精度不高时，往往会出现错误。针对INS和GPS分别在姿态角解算中存在的以上问题，以及二者在定位定姿方面的优势互补，国内外不少相关的研究者在GPS/INS组合测姿方面开展了研究。
2001年，卡尔加里大学的Yunchun Yang等人提出一种IMU辅助的GPS单频单历元定姿算法，该算法核心思想是利用IMU输出的俯仰角和横滚角对整周模糊度的搜索空间进行约束，从而减少搜索空间的大小。但此算法中俯仰角和横滚角的解算完全依靠IMU，对 IMU的精度要求很高，且双差整周模糊度直接根据载波相位残差的平方和最小来确定，很难保证搜索的成功率。
2003年，Yunchun Yang等人又提出一种两天线GPS/INS测姿方法，将由惯性导航系统和GPS系统分别计算出的载波相位、多普勒频率和短基线矢量做差，利用扩展卡尔曼滤波对惯导输出的位置、速度、姿态角以及陀螺和加速度计误差进行估计并补偿。当GPS信号较好时，此方法可显著提高整个系统的定位定姿精度；而当GPS信号较弱时，GPS双差载波相位整周数的估计成功率无法保证，此方法则黯然失色。
2004年，查月等人提出利用信息融合技术(具体应用为联合卡尔曼滤波技术)将 GPS和SINS (捷联式惯性导航系统)进行信息融合，在GPS载波相位观测量精度较高的前提4下，可以提高整个系统的姿态角测量精度，但是当GPS载波相位观测量精度不高时，姿态角的计算可能出现的错误结果，不仅会影响整个组合导航系统的姿态角测量精度，而且由于信息融合后对SINS进行了反馈矫正，因此，还会影响到SINS下一时刻的导航计算。
2006年，哈尔滨工业大学的卢鸿谦等人提出一种单天线/GPS组合测姿方法，此方法结构简单、成本低，但单天线测姿只能给出协调飞行(即侧滑角为零)情况下的载体姿态，不能实时提供在任意飞行条件下的姿态信息。因此，其应用范围不如多天线定姿系统广泛。
综上所述，目前已有GPS/INS组合测姿方法均着眼于对INS输出姿态角进行补偿， 没有解决GPS信号较弱时双差整周模糊度搜索成功率较低的问题。成本较传统惯性导航系统更低的GF-INS系统，由于复杂配置方案下，加速度计的安装和校准难度大，简单配置方案不能全部给出载体的位置、速度和姿态角信息，使得有关GPS/GF-INS组合导航系统的研究和应用受到了限制。发明内容
本发明的目的在于克服传统多天线GPS/INS定姿方法的不足，而提供一种多天线 GPS/GF-INS定姿系统及深度组合定姿方法。
根据本发明的一个方面，提供一种多天线GPS/GF-INS深度组合定姿方法，多天线 GPS/GF-INS系统首次运行时，首先由多天线GPS独自工作，利用单频、单历元姿态解算算法求解出载体的三个姿态角；在三天线GPS工作稳定后，应用主天线输出的经度、纬度和高度对GF-INS进行位置初始化，利用GPS输出的三个天线的速度对GF-INS进行速度初始化， 利用GPS输出的航向角、俯仰角和横滚角对GF-INS进行姿态角初始化；GF-INS初始化完成后，即正常工作开始导航计算，所述多天线GPS/GF-INS系统按预定方法输出位置、速度和姿态角。
所述GPS天线为3个，包括主天线1，副天线2、3 ；所述GF-INS包括6个加速度计 A1、A2、A3、A4、A5、A6 ；其中加速度计A1、A4、A6与主天线1安装在一起，A2和A5与副天线 2安装在一起，A3与副天线3安装在一起；加速度计A1、A2、A3的敏感方向沿载体坐标系ζ 轴正向，Α4和Α5的敏感方向沿载体坐标系χ轴正向，Α6的敏感方向沿载体坐标系y轴正向；所述三根天线分别固连在三个载体上；固连主天线1、副天线2的载体连成的基线与载体纵轴平行，称为主基线；固连主天线1、副天线3的载体连成的基线与载体横轴平行，称为副基线。
所述单频单历元姿态解算算法的步骤具体包括
(I)GNSS建模建立卫星的双差载波相位观测方程和码伪距观测方程；
(2)浮点解计算利用最小二乘法计算基线矢量和载波整周模糊度的浮点解及其方差协方差矩阵；
(3)载波整周模糊度整数解搜索利用基线约束的最小二乘降相关平差算法搜索载波整周模糊度的整数解；
(4)基线矢量求解利用最小二乘法由求解出的载波整周模糊度的整数解，解算出基线矢量在地理坐标系下的表达式；
(5)姿态角求解重复步骤(1)- )，依次求解主基线矢量和副基线矢量在地理坐标系下的表达式，再由多天线GPS定姿原理求解出载体的三个姿态角。
所述建立卫星的双差载波相位观测方程和码伪距观测方程的步骤包括
建立选定的某一短基线对于每一颗可观测卫星的单差载波相位观测方程和码伪距观测方程；
选定仰角最大的卫星作为参考星，建立双差载波相位观测方程和码伪距观测方程。
所述GF-INS导航计算包括
速度更新通过GF-INS的加速度计输出GPS的天线安装点相应敏感方向的加速度，利用所述加速度对时间的积分值对GF-INS对应位置对应方向的速度进行更新；
位置更新对更新后的主天线位置的速度进行积分，对GF-INS进行位置更新；
姿态角更新通过更新后的主天线和副天线相应敏感方向的速度，对基线矢量在地理坐标系相应坐标轴上的投影的线段长度进行更新，进而对三个姿态角进行更新。
所述多天线GPS/GF-INS系统按预定方法输出位置、速度和姿态角包括
当GPS可观测卫星个数少于2颗时，直接输出GF-INS的位置、速度和姿态角；当 GPS可观测卫星个数大于或等于2颗时，GF-INS和GPS系统按预定深度组合方法进行定姿。
所述按预定深度组合方法进行定姿的步骤包括
当可观测卫星小于4颗时，利用GF-INS输出的位置和速度给GPS的位置和速度赋值；
当可观测卫星大于或等于4颗时，首先利用GPS定位原理解算接收机三个天线的位置和速度，其次通过GF-INS辅助GPS定姿，输出定姿势后的位置、速度和姿态角。
所述通过GF-INS辅助GPS定姿的步骤包括
建立GF-INS辅助的GPS双差载波相位观测方程；
利用最小二乘法计算基线矢量和载波整周模糊度浮点解及其方差协方差矩阵；
根据所述单频单历元姿态解算算法的步骤C3)- 进行载波整周模糊度整数解搜索、基线矢量求解和姿态角计算；
通过组合滤波对GF-INS输出的位置、速度和姿态角反馈矫正后输出。
所述建立GF-INS辅助的GPS双差载波相位观测方程步骤包括
建立对于选定的某一个短基线的双差载波相位和双差码伪距方程；
由GF-INS输出的姿态角求解出姿态矩阵，结合已知两基线矢量在载体坐标系下的表达式，建立基线矢量从地理坐标系到载体坐标系的转换方程；
联立所述基线矢量转换方程和双差载波相位及双差码伪距方程，建立GF-INS辅助的GPS观测方程。
所述通过组合滤波对GF-INS输出的位置、速度和姿态角反馈矫正后输出的步骤包括
将GPS和GF-INS输出的位置、速度和姿态角分别做差，作为观测量进行扩展卡尔曼滤波；
估计GF-INS输出的位置、速度和姿态角的误差，对GF-INS输出的位置、速度和姿态角进行反馈矫正；
输出矫正后的位置、速度和姿态角。6
本发明与现有技术相比的有益效果体现在
(1)与现有的INS辅助多天线GPS定姿方法相比，本发明采用不含陀螺仪的 GF-INS系统对多天线GPS定姿进行辅助，进一步降低了成本。
(2)本发明提出了一种易于安装的GF-INS加速度计配置方案，将加速度计直接安装在GPS的三个天线上，并设计了针对此方案的姿态角解算方法，即克服了传统加速度计配置方案安装难度大的问题，也解决了简单配置方案下，姿态角的解算需要借助外界信息辅助的难题。
(3)本发明将由GF-INS建立的基线矢量转换方程和双差载波相位及码伪距观测方程联合在一起，增加了观测方程的个数，使得在GPS的可观测卫星个数极少(大于或等于 2颗)的情况下，GPS就能够利用单频、单历元算法进行姿态角解算，提高了 GPS系统的抗干扰能力；另外，由于增大了方程对未知数的冗余度，也可提高整周模糊度和基线矢量浮点解的精度，从而提高载波整周模糊度的搜索成功率。
(4)本发明采用扩展卡尔曼滤波进行信息融合，建立了不同于传统GPS/INS组合导航系统的系统方程，对GF-INS输出的位置、速度和姿态角进行了误差估计并补偿，一方面抑制了 GF-INS系统的误差累积，同时也提高了整个系统的位置、速度和姿态角精度。
设计了一种易于安装的GF-INS加速度计配置方案和针对此配置方案的姿态角计算方法，即降低了成本和加速度计安装复杂度，又解决了简单配置方案的GF-INS需要外界信息辅助才能计算出载体姿态角的问题；利用输出频率较高的GF-INS系统输出的姿态角信息，增加GPS双差观测方程对未知数的冗余度，不仅可通过提高整周模糊度和基线矢量浮点解的精度来提高整周模糊度搜索成功率，而且克服了多天线GPS系统在卫星颗数少于 4颗时无法定姿的缺点；利用GPS系统全球全天候的优点，对GF-INS系统进行实时校正，从而抑制了 GF-INS系统误差的累积。


图1是本发明的GF-INS加速度计和GPS多天线的安装示意图2是本发明的多天线GPS/GF-INS深度组合定姿方法的流程图3是本发明的基于GPS的单频单历元姿态解算算法的流程图4是本发明的GF-INS辅助的GPS单频单历元姿态解算算法的流程图5是本发明的载体航向角示意图。
具体实施方式
如图1所示，本发明实施例中，GF-INS采用一种易于安装的加速度计配置方案，其包括6个加速度计六1、4233、4435、46 ；GPS天线为3个主天线1，副天线2、3，；加速度计A1、A4、A6与主天线1安装在一起，A2和A5与副天线2安装在一起，A3与副天线3安装在一起；加速度计Al、A2、A3的敏感方向沿载体坐标系ζ轴正向，A4和A5的敏感方向沿载体坐标系χ轴正向，A6的敏感方向沿载体坐标系y轴正向；所述三根天线分别固连在三载体上；固连主天线1、副天线2的载体连成的基线与载体纵轴平行，称为主基线；固连主天线 1、副天线3的载体连成的基线与载体横轴平行，称为副基线，主基线和副基线长度均为L。
以下结合该GF-INS加速度计与GPS天线的安装方法，对本发明作说明如下
参见图2所示，该图示出了本发明的多天线GPS/GF-INS深度组合定姿方法的详细流程示意步骤一 GPS系统独自进行位置、速度和姿态角解算；
当多天线GPS/GF-INS系统首次开始工作时(k = 0)，首先由GPS系统独自进行位置、速度和姿态角的解算。其中，姿态角的解算利用单频单历元姿态解算算法。假设可观测的卫星个数为m，其中m > = 4，参见图3，所述单频、单历元姿态解算算法的步骤如下
1、GNSS建模建立卫星的双差载波相位和码伪距观测方程；
其具体实施过程如下
1. 1建立每一颗卫星的单差载波相位和码伪距观测方程；
以1、2两个天线为端点的短基线为例，其对于第i颗卫星的单差载波相位观测方程和单差码伪距观测方程分别如式(1)和式O)
权利要求
1.一种多天线GPS/GF-INS深度组合定姿方法，其特征在于多天线GPS/GF-INS系统首次运行时，首先由多天线GPS独自工作，利用单频、单历元姿态解算算法求解出载体的三个姿态角；在三天线GPS工作稳定后，应用主天线输出的经度、纬度和高度对GF-INS进行位置初始化，利用GPS输出的三个天线的速度对GF-INS进行速度初始化，利用GPS输出的航向角、俯仰角和横滚角对GF-INS进行姿态角初始化；GF-INS初始化完成后，即正常工作开始 GF-INS导航计算，所述多天线GPS/GF-INS系统按预定方法输出位置、速度和姿态角。
2.根据权利要求1所述的多天线GPS/GF-INS深度组合定姿方法，其特征在于所述GPS天线为3个，包括主天线(1)，副天线(2)、副天线(3)；所述GF-INS包括6个加速度计A1、A2、A3、A4、A5、A6 ；其中加速度计Al、A4、A6与主天线(1)安装在一起，A2和 A5与副天线(2)安装在一起，A3与副天线(3)安装在一起；加速度计Al、A2、A3的敏感方向沿载体坐标系ζ轴正向，A4和A5的敏感方向沿载体坐标系χ轴正向，A6的敏感方向沿载体坐标系y轴正向；所述三根天线分别固连在三个载体上；固连主天线(1)、副天线(2)的载体连成的基线与载体纵轴平行，称为主基线；固连主天线(1)、副天线(3)的载体连成的基线与载体横轴平行，称为副基线。
3.根据权利要求1所述的多天线GPS/GF-INS深度组合定姿方法，其特征在于，所述单频单历元姿态解算算法包括(1)GNSS建模建立卫星的双差载波相位观测方程和码伪距观测方程；(2)浮点解计算利用最小二乘法计算基线矢量和载波整周模糊度的浮点解及其方差协方差矩阵；(3)载波整周模糊度整数解搜索利用基线约束的最小二乘降相关平差算法搜索载波整周模糊度的整数解；(4)基线矢量求解利用最小二乘法由求解出的载波整周模糊度的整数解，解算出基线矢量在地理坐标系下的表达式；(5)姿态角求解重复步骤(1)- (4)，依次求解主基线矢量和副基线矢量在地理坐标系下的表达式，再由多天线GPS定姿原理求解出载体的三个姿态角。
4.根据权利要求3所述的多天线GPS/GF-INS深度组合定姿方法，其特征在于，所述建立卫星的双差载波相位观测方程和码伪距观测方程包括建立选定的某一短基线对于每一颗可观测卫星的单差载波相位观测方程和码伪距观测方程；选定仰角最大的卫星作为参考星，建立双差载波相位观测方程和码伪距观测方程。
5.根据权利要求1所述的多天线GPS/GF-INS深度组合定姿方法，其特征在于，所述 GF-INS导航计算包括速度更新通过GF-INS的加速度计输出GPS的天线安装点相应敏感方向的加速度，利用所述加速度对时间的积分值对GF-INS对应位置对应方向的速度进行更新；位置更新对更新后的主天线位置的速度进行积分，对GF-INS进行位置更新；姿态角更新通过更新后的主天线和副天线相应敏感方向的速度，对基线矢量在地理坐标系相应坐标轴上的投影的线段长度进行更新，进而对三个姿态角进行更新。
6.根据权利要求1所述的多天线GPS/GF-INS深度组合定姿方法，其特征在于，所述多天线GPS/GF-INS系统按预定方法输出位置、速度和姿态角包括当GPS可观测卫星个数少于2颗时，直接输出GF-INS的位置、速度和姿态角；当GPS可观测卫星个数大于或等于2颗时，GF-INS和GPS系统按预定深度组合方法进行定姿。
7.根据权利要求6所述的多天线GPS/GF-INS深度组合定姿方法，其特征在于，所述按预定深度组合方法进行定姿的步骤包括当可观测卫星小于4颗时，利用GF-INS输出的位置和速度给GPS的位置和速度赋值； 当可观测卫星大于或等于4颗时，首先利用GPS定位原理解算接收机三个天线的位置和速度，其次通过GF-INS辅助GPS定姿，输出定姿势后的位置、速度和姿态角。
8.根据权利要求7所述的多天线GPS/GF-INS深度组合定姿方法，其特征在于，所述通过GF-INS辅助GPS定姿的步骤包括建立GF-INS辅助的GPS双差载波相位观测方程；利用最小二乘法计算基线矢量和载波整周模糊度浮点解及其方差协方差矩阵； 根据权利要求3所述的步骤(3) - (5)进行载波整周模糊度整数解搜索、基线矢量求解和姿态角计算；通过组合滤波对GF-INS输出的位置、速度和姿态角反馈矫正后输出。
9.根据权利要求8所述的多天线GPS/GF-INS深度组合定姿方法，其特征在于，所述建立GF-INS辅助的GPS双差载波相位观测方程包括建立对于选定的某一个短基线的双差载波相位和双差码伪距方程； 由GF-INS输出的姿态角求解出姿态矩阵，结合已知两基线矢量在载体坐标系下的表达式，建立基线矢量从地理坐标系到载体坐标系的转换方程；联立所述基线矢量转换方程和双差载波相位及双差码伪距方程，建立GF-INS辅助的 GPS观测方程。
10.根据权利要求8所述的多天线GPS/GF-INS深度组合定姿方法，其特征在于，所述通过组合滤波对GF-INS输出的位置、速度和姿态角反馈矫正后输出包括将GPS和GF-INS输出的位置、速度和姿态角分别做差，作为观测量进行扩展卡尔曼滤波；估计GF-INS输出的位置、速度和姿态角的误差，对GF-INS输出的位置、速度和姿态角进行反馈矫正；输出矫正后的位置、速度和姿态角。
全文摘要
本发明公开了一种多天线GPS/GF-INS深度组合定姿方法多天线GPS/GF-INS系统首次运行时，首先由GPS独自工作，独立解算位置、速度以及姿态角；GPS工作稳定后，运用GPS输出的位置、速度和载体的姿态角对GF-INS进行位置、速度以及姿态角初始化；GF-INS初始化完成后，即正常工作开始导航计算，所述多天线GPS/GF-INS系统按预定方法输出位置、速度和姿态角。本发明结构简单，可以大大提高GPS双差整周模糊度的搜索成功率，进而提高GPS系统的姿态测量精度和整个组合导航系统的导航精度和抗干扰能力。
文档编号G01C21/16GK102508275SQ20111033288
公开日2012年6月20日 申请日期2011年10月28日 优先权日2011年10月28日
发明者丛丽, 张亚珍, 秦红磊 申请人:北京航空航天大学