專利名稱：一種在線估計(jì)慣性/衛(wèi)星組合導(dǎo)航系統(tǒng)數(shù)據(jù)不同步時(shí)間的方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種在線估計(jì)慣性/衛(wèi)星組合導(dǎo)航系統(tǒng)數(shù)據(jù)不同步時(shí)間的方法，屬于導(dǎo)航定位技術(shù)領(lǐng)域。
背景技術(shù)：
慣性導(dǎo)航系統(tǒng)(INS)自主性和隱蔽性好，能連續(xù)提供多種較高精度的導(dǎo)航參數(shù)(位置、速度、姿態(tài)、航向等)的輸出信息，頻帶寬，但其誤差(尤其是位置誤差)隨時(shí)間積累，不能長(zhǎng)時(shí)間單獨(dú)承擔(dān)高精度導(dǎo)航的任務(wù)。而衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)的定位和測(cè)速精度高，且基本不受地域、時(shí)間限制。但當(dāng)載體作大機(jī)動(dòng)飛行或有地形遮蔽時(shí)，衛(wèi)星導(dǎo)航信息有可能中斷，或動(dòng)態(tài)誤差過(guò)大，不能使用；另外衛(wèi)星接收機(jī)數(shù)據(jù)的更新頻率比較低，難以滿足實(shí)時(shí)控制的要求。由于慣導(dǎo)系統(tǒng)和衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)具有互補(bǔ)的特點(diǎn)，慣性/衛(wèi)星組合導(dǎo)航系統(tǒng)成為目前最理想的導(dǎo)航系統(tǒng)，在各種領(lǐng)域得到了廣泛的應(yīng)用。
組合導(dǎo)航系統(tǒng)就是以最優(yōu)的方式融合來(lái)自各子系統(tǒng)的數(shù)據(jù)，綜合它們各自的優(yōu)勢(shì)，并提供比任何單一子系統(tǒng)更精確、更可靠的導(dǎo)航輸出。在進(jìn)行數(shù)據(jù)融合設(shè)計(jì)時(shí)，首先必須保證用于融合的導(dǎo)航數(shù)據(jù)在時(shí)間上是一致的，組合導(dǎo)航的設(shè)計(jì)才具有實(shí)際意義。實(shí)際上，組合導(dǎo)航系統(tǒng)中的各個(gè)子系統(tǒng)往往具有不同的數(shù)據(jù)更新率，時(shí)標(biāo)漂移以及計(jì)算和通信的時(shí)延也是客觀存在的，這些都會(huì)導(dǎo)致子系統(tǒng)的數(shù)據(jù)不同步。不同步誤差對(duì)導(dǎo)航系統(tǒng)性能的影響是非常顯著的，特別是在動(dòng)態(tài)應(yīng)用環(huán)境中。所以在組合導(dǎo)航系統(tǒng)的設(shè)計(jì)中，研究有效的數(shù)據(jù)時(shí)間同步技術(shù)具有非常重要的意義。
目前解決數(shù)據(jù)時(shí)間同步問(wèn)題的方法主要是利用硬件或軟件定時(shí)器來(lái)獲取慣導(dǎo)系統(tǒng)和衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)的不同步時(shí)間，再利用高階保持器得到同步點(diǎn)上的外推數(shù)據(jù)值，從而實(shí)現(xiàn)數(shù)據(jù)同步。這種方法不僅增加了系統(tǒng)的成本和復(fù)雜度，而且在同步過(guò)程中需要占用較多的CPU時(shí)間。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的技術(shù)問(wèn)題是針對(duì)現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種簡(jiǎn)單實(shí)用的在線估計(jì)組合導(dǎo)航系統(tǒng)中慣導(dǎo)系統(tǒng)和衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)之間數(shù)據(jù)不同步時(shí)間的方法。
本發(fā)明的技術(shù)解決方案一種在線估計(jì)慣性/衛(wèi)星組合導(dǎo)航系統(tǒng)數(shù)據(jù)不同步時(shí)間的方法，其特點(diǎn)在于(1)分別建立相應(yīng)的慣導(dǎo)系統(tǒng)誤差模型，及慣導(dǎo)系統(tǒng)和衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)之間不同步時(shí)間的誤差模型；(2)選取所述的慣導(dǎo)系統(tǒng)和所述的慣導(dǎo)系統(tǒng)和衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)之間不同步時(shí)間誤差作為估計(jì)器的狀態(tài)變量；(3)采用所述的慣導(dǎo)系統(tǒng)給出的位置信息和所述的衛(wèi)星系統(tǒng)給出的位置信息的差值作為量測(cè)量，建立相應(yīng)的量測(cè)方程；(4)采用濾波方法估計(jì)所述的慣導(dǎo)誤差和所述的慣導(dǎo)系統(tǒng)和衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)之間不同步時(shí)間；(5)最后對(duì)所述的慣導(dǎo)系統(tǒng)的輸出進(jìn)行校正，以提高組合導(dǎo)航系統(tǒng)的精度。
本發(fā)明的原理在建立了慣導(dǎo)和衛(wèi)星系統(tǒng)的數(shù)據(jù)不同步時(shí)間誤差模型的基礎(chǔ)上，采用估計(jì)器對(duì)其進(jìn)行在線估計(jì)，估計(jì)器的狀態(tài)量包括了慣導(dǎo)系統(tǒng)的誤差及兩個(gè)系統(tǒng)數(shù)據(jù)不同步時(shí)間誤差；量測(cè)量為慣導(dǎo)系統(tǒng)給出的位置和由衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)得到的位置之差；根據(jù)狀態(tài)方程和量測(cè)方程用濾波的方法計(jì)算得到對(duì)輸入狀態(tài)量的最優(yōu)估計(jì)。
本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比具有如下優(yōu)點(diǎn)本發(fā)明利用估計(jì)器在組合過(guò)程中在線估計(jì)慣導(dǎo)系統(tǒng)和衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)之間數(shù)據(jù)的不同步時(shí)間，能夠大大提高慣性/衛(wèi)星組合導(dǎo)航系統(tǒng)的精度，簡(jiǎn)單實(shí)用，而且不需要增加任何硬件負(fù)擔(dān)。


圖1為實(shí)施本發(fā)明的在線估計(jì)系統(tǒng)的模型；圖2為實(shí)施本發(fā)明的飛行軌跡(經(jīng)-緯-高度曲線)圖3為實(shí)施本發(fā)明后不同步時(shí)間的估計(jì)曲線(從起飛開始估計(jì))；圖4為實(shí)施本發(fā)明后位置估計(jì)誤差曲線(從起飛開始估計(jì))；圖5為實(shí)施本發(fā)明后不同步時(shí)間的估計(jì)曲線(從拐彎開始估計(jì))；圖6為實(shí)施本發(fā)明后位置估計(jì)誤差曲線(從拐彎開始估計(jì))。
具體實(shí)施例方式
下面以一架飛機(jī)的飛行過(guò)程為實(shí)例來(lái)闡述本發(fā)明的具體實(shí)施過(guò)程。
圖1是實(shí)施本發(fā)明的在線估計(jì)系統(tǒng)的模型，該系統(tǒng)的核心部分是構(gòu)建估計(jì)器的狀態(tài)方程和量測(cè)方程。本發(fā)明將慣導(dǎo)系統(tǒng)與衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)之間的數(shù)據(jù)不同步時(shí)間作為估計(jì)器的狀態(tài)，在估計(jì)慣導(dǎo)系統(tǒng)位置、速度誤差等狀態(tài)的同時(shí)，也將它估計(jì)出來(lái)。因此狀態(tài)方程由兩部分組成，一部分是慣導(dǎo)系統(tǒng)的誤差狀態(tài)，另一部分是兩個(gè)子系統(tǒng)不同步時(shí)間的誤差模型。
慣導(dǎo)系統(tǒng)的主要誤差包括速度誤差、姿態(tài)誤差、位置誤差以及慣性器件的誤差。選擇東北天地理坐標(biāo)系作為建立動(dòng)力學(xué)方程的基準(zhǔn)坐標(biāo)系，設(shè)δVE，δVN，δVU分別代表沿東、北、天方向的速度誤差；φE，φN，φU為平臺(tái)誤差角；δL，δλ，δh分別代表緯度、經(jīng)度及高度誤差，εx，εy，εz為陀螺漂移，x，y，z為加速度計(jì)零位誤差，并假設(shè)沿機(jī)體坐標(biāo)系三個(gè)軸向安裝的陀螺和加速度計(jì)的誤差模型相同，均為一階馬爾可夫過(guò)程，則慣導(dǎo)的誤差方程表示為(1)速度誤差方程 -fUφN+fNφU+(2ΩNVN+1RN+hVNVEsec2L+2ΩZVU)δL+▿E]]> -fEφU-(2ΩN+VERN+hsec2L)VEδL+▿N]]>
-2ΩZVEδL+▿U]]>(2)平臺(tái)角誤差方程 +(ΩN+VERN+hsec2L)δL+ϵU]]>(3)位置誤差方程 (4)陀螺漂移誤差方程 (5)加速度計(jì)漂移誤差方程 寫成矩陣形式如下
其中XI(t)是系統(tǒng)狀態(tài)向量，WI(t)是系統(tǒng)噪聲向量，F(xiàn)I(t)是系統(tǒng)矩陣，GI(t)是系統(tǒng)噪聲矩陣。
兩個(gè)子系統(tǒng)不同步時(shí)間誤差模型的建立步驟或方法如下(1)對(duì)不同步時(shí)間建立數(shù)學(xué)模型慣導(dǎo)系統(tǒng)和衛(wèi)星接收機(jī)的數(shù)據(jù)更新率是不同的，一般來(lái)說(shuō)，慣導(dǎo)數(shù)據(jù)更新率是50～100Hz，衛(wèi)星的數(shù)據(jù)更新頻率是1Hz。盡管從理論上說(shuō)，這些子系統(tǒng)的信息更新頻率是固定的，但是在實(shí)際的導(dǎo)航過(guò)程中，由于溫度特性等因素影響，慣導(dǎo)系統(tǒng)的頻標(biāo)會(huì)出現(xiàn)漂移。GPS衛(wèi)星系統(tǒng)準(zhǔn)確地在秒同步脈沖(1PPS，每秒一個(gè)脈沖)到來(lái)時(shí)進(jìn)行偽矩的測(cè)量，但是必須注意，導(dǎo)航信息更新時(shí)刻并不是數(shù)據(jù)輸出時(shí)刻。在每個(gè)導(dǎo)航子系統(tǒng)中，導(dǎo)航信息更新完成后，還要經(jīng)過(guò)計(jì)算和通信才能最終輸出導(dǎo)航數(shù)據(jù)。一般來(lái)說(shuō)，由于頻標(biāo)漂移而導(dǎo)致的數(shù)據(jù)更新周期的變化是緩慢而細(xì)微的，而衛(wèi)星輸出信息相對(duì)慣導(dǎo)的滯后時(shí)間是主要的不同步時(shí)間。基于以上的分析，慣導(dǎo)系統(tǒng)與衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)之間的不同步時(shí)間包含兩部分，一是兩個(gè)系統(tǒng)時(shí)間基準(zhǔn)之間的差值，二是時(shí)鐘相對(duì)鐘漂的大小，前者可表示為一個(gè)隨機(jī)常數(shù)，而后者可用一階馬爾可夫過(guò)程來(lái)描述τa＝τc+τr+wa式中τc為隨機(jī)常數(shù)；τr為一階馬爾可夫過(guò)程；wa為白噪聲。
(2)對(duì)所建立的不同步時(shí)間的數(shù)學(xué)模型求導(dǎo)，即可得到相應(yīng)的誤差模型 式中βτ為相關(guān)時(shí)間。
不同步時(shí)間誤差模型的矩陣形式為 估計(jì)器的量測(cè)方程的建立方法如下(1)采用兩個(gè)系統(tǒng)輸出的位置之差作為量測(cè)量；(2)從運(yùn)動(dòng)學(xué)角度考慮兩個(gè)系統(tǒng)間不同步時(shí)間對(duì)位置差的影響，并將其作為量測(cè)模型的一部分。當(dāng)載體的速度發(fā)生變化時(shí)(方向或大小)，不同步時(shí)間的可觀測(cè)性越好；(3)綜合兩個(gè)系統(tǒng)各自的測(cè)量誤差，建立完整的測(cè)量方程。
根據(jù)建立的狀態(tài)方程和量測(cè)方程采用濾波的方法計(jì)算得到各個(gè)狀態(tài)量的最優(yōu)估計(jì)，包括兩個(gè)系統(tǒng)數(shù)據(jù)不同步時(shí)間。
在得到位置、速度誤差的估計(jì)值后，對(duì)慣導(dǎo)系統(tǒng)的相應(yīng)輸出進(jìn)行校正，并以校正后的信息作為組合導(dǎo)航系統(tǒng)的輸出，從而提高了組合導(dǎo)航系統(tǒng)的精度。
從以上分析可得，只要飛機(jī)有機(jī)動(dòng)飛行過(guò)程就能夠估計(jì)出兩個(gè)系統(tǒng)間的數(shù)據(jù)不同步時(shí)間。由于飛機(jī)在正常飛行時(shí)，都有起飛的飛行過(guò)程，而飛機(jī)的起飛過(guò)程中一般都包含有加速滑跑、爬升、拉平、拐彎飛行等必需的飛行動(dòng)作，因此，可以利用飛機(jī)的飛行過(guò)程完成兩個(gè)子系統(tǒng)之間的數(shù)據(jù)時(shí)間同步?？紤]到慣導(dǎo)系統(tǒng)一般在地面就能夠通電工作，而衛(wèi)星系統(tǒng)可能在飛機(jī)起飛時(shí)就能夠工作，也可能由于遮擋等原因，需要飛機(jī)飛到一定高度方能正常工作，因而我們也分別考慮了兩種情況。第一種情況是衛(wèi)星系統(tǒng)在飛機(jī)起飛時(shí)就能夠正常工作，因而可以利用整個(gè)飛行過(guò)程，包括加速滑跑、爬升、拉平、拐彎等飛行動(dòng)作，來(lái)估計(jì)兩個(gè)系統(tǒng)數(shù)據(jù)之間的不同步時(shí)間。
另一種情況是當(dāng)飛機(jī)飛到一定高度后，衛(wèi)星系統(tǒng)才能夠正常工作，這時(shí)飛機(jī)只需做一個(gè)加速飛行或拐彎的飛行動(dòng)作，一樣可以估計(jì)出不同步時(shí)間。由于加速飛行的過(guò)程與起飛時(shí)的加速滑跑類似，因此仿真了飛機(jī)作拐彎動(dòng)作時(shí)本發(fā)明方法對(duì)不同步時(shí)間、組合系統(tǒng)位置的估計(jì)情況。
在仿真中，均假設(shè)在機(jī)體坐標(biāo)系三軸使用性能相同的陀螺儀和加速度計(jì)，誤差特性一致，均設(shè)為有色噪聲，其中陀螺隨機(jī)常值漂移為0.1°/hr，一階馬爾可夫漂移為0.1°/hr，相關(guān)時(shí)間為3600s，白噪聲為0.01°/hr；加速度計(jì)零偏為10-3g，一階馬爾可夫過(guò)程為10-3g，相關(guān)時(shí)間為3600s，白噪聲標(biāo)準(zhǔn)差為10-3g。而衛(wèi)星系統(tǒng)的位置測(cè)量誤差為20m。
圖2仿真了一個(gè)飛機(jī)飛行過(guò)程的軌跡曲線，飛機(jī)從靜止開始作加速滑跑，拉高起飛，爬升，到一定的高度后拉平，之后拐彎、平飛至規(guī)定的航線。對(duì)本發(fā)明方法的驗(yàn)證仿真就采用了圖2所示的飛行軌跡。
圖3是在飛機(jī)起飛時(shí)本發(fā)明方法對(duì)不同步時(shí)間的估計(jì)結(jié)果，圖4是在飛機(jī)起飛時(shí)本發(fā)明方法對(duì)組合系統(tǒng)位置的估計(jì)誤差，以及相同仿真條件下當(dāng)不估計(jì)不同步時(shí)間時(shí)，組合系統(tǒng)的位置估計(jì)誤差。從圖3和圖4可以看到，實(shí)施本發(fā)明10秒左右，即可估計(jì)出不同步時(shí)間并且估計(jì)誤差為0.05秒(1σ)，而位置估計(jì)誤差由不估計(jì)不同步時(shí)間時(shí)的150米左右降到了15米左右，精度提高近一個(gè)數(shù)量級(jí)。
圖5是在飛機(jī)作拐彎動(dòng)作時(shí)本發(fā)明方法對(duì)不同步時(shí)間的估計(jì)結(jié)果，圖6是在飛機(jī)作拐彎動(dòng)作時(shí)本發(fā)明方法對(duì)組合系統(tǒng)位置的估計(jì)誤差，以及相同仿真條件下當(dāng)不估計(jì)不同步時(shí)間時(shí)，組合系統(tǒng)的位置估計(jì)誤差。從圖5和圖6可以看到，實(shí)施本發(fā)明6～7秒左右，即可估計(jì)出不同步時(shí)間并且估計(jì)誤差為0.05秒(1σ)，而位置估計(jì)誤差由不估計(jì)不同步時(shí)間時(shí)的100多米降到了10米左右，精度同樣提高近一個(gè)數(shù)量級(jí)。
從兩種情況的仿真結(jié)果來(lái)看，利用本發(fā)明提出的方法，均能夠很快估計(jì)出兩個(gè)系統(tǒng)之間的數(shù)據(jù)不同步時(shí)間(大約在10秒左右)，且估計(jì)誤差為0.05秒(1σ)。另外，在估計(jì)不同步時(shí)間的同時(shí)，數(shù)據(jù)融合的精度與不估計(jì)不同步時(shí)間的情況相比，精度提高近一個(gè)數(shù)量級(jí)，證明這種方法是非常有效的。
最后所應(yīng)說(shuō)明的是以上實(shí)施實(shí)例僅用以說(shuō)明而非限制本發(fā)明的技術(shù)方案，所有的不脫離本發(fā)明的精神和范圍的修改或局部替換，均應(yīng)涵蓋在本發(fā)明的權(quán)利要求范圍當(dāng)中。
權(quán)利要求
1.一種在線估計(jì)慣性/衛(wèi)星組合導(dǎo)航系統(tǒng)數(shù)據(jù)不同步時(shí)間的方法，其特征在于(1)分別建立相應(yīng)的慣導(dǎo)系統(tǒng)誤差模型，及慣導(dǎo)系統(tǒng)和衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)之間不同步時(shí)間的誤差模型；(2)選取所述的慣導(dǎo)系統(tǒng)和所述的慣導(dǎo)系統(tǒng)和衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)之間不同步時(shí)間誤差作為估計(jì)器的狀態(tài)變量；(3)采用所述的慣導(dǎo)系統(tǒng)給出的位置信息和所述的衛(wèi)星系統(tǒng)給出的位置信息的差值作為量測(cè)量，建立相應(yīng)的量測(cè)方程；(4)采用濾波方法估計(jì)所述的慣導(dǎo)誤差和所述的慣導(dǎo)系統(tǒng)和衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)之間不同步時(shí)間；(5)最后對(duì)所述的慣導(dǎo)系統(tǒng)的輸出進(jìn)行校正，以提高組合導(dǎo)航系統(tǒng)的精度。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種在線估計(jì)慣性/衛(wèi)星組合導(dǎo)航系統(tǒng)數(shù)據(jù)不同步時(shí)間的方法，其特征還在于所述的慣導(dǎo)系統(tǒng)和衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)之間不同步時(shí)間誤差模型的建立方法如下(1)對(duì)不同步時(shí)間建立數(shù)學(xué)模型不同步時(shí)間包含兩部分，一是兩個(gè)系統(tǒng)時(shí)間基準(zhǔn)之間的差值，二是時(shí)鐘相對(duì)鐘漂的大小，前者可表示為一個(gè)隨機(jī)常數(shù)，而后者可用一階馬爾可夫過(guò)程來(lái)描述；(2)對(duì)所建立的不同步時(shí)間的數(shù)學(xué)模型求導(dǎo)，即可得到相應(yīng)的誤差模型。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種在線估計(jì)慣性/衛(wèi)星組合導(dǎo)航系統(tǒng)數(shù)據(jù)不同步時(shí)間的方法，其特征還在于所述的量測(cè)方程的建立方法如下(1)采用兩個(gè)系統(tǒng)輸出的位置之差作為量測(cè)量；(2)從運(yùn)動(dòng)學(xué)角度考慮兩個(gè)系統(tǒng)間不同步時(shí)間對(duì)位置差的影響，并將其作為量測(cè)模型的一部分；(3)綜合兩個(gè)系統(tǒng)各自的測(cè)量誤差，建立完整的測(cè)量方程。
全文摘要
一種在線估計(jì)慣性/衛(wèi)星組合導(dǎo)航系統(tǒng)數(shù)據(jù)不同步時(shí)間的方法，將慣導(dǎo)系統(tǒng)與衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)之間的數(shù)據(jù)不同步時(shí)間作為估計(jì)器的狀態(tài)，因此狀態(tài)方程包含兩部分，一部分是慣導(dǎo)系統(tǒng)的誤差狀態(tài)，另一部分是兩個(gè)子系統(tǒng)不同步時(shí)間的誤差模型；量測(cè)量采用兩個(gè)系統(tǒng)輸出位置之差，由于兩個(gè)系統(tǒng)的數(shù)據(jù)不是同一個(gè)時(shí)刻的更新數(shù)據(jù)，因而量測(cè)模型中除了兩個(gè)子系統(tǒng)相應(yīng)的測(cè)量誤差外，還包含了由于數(shù)據(jù)不同步時(shí)間造成的位置差；根據(jù)狀態(tài)方程和量測(cè)方程用濾波的方法計(jì)算得到狀態(tài)量的最優(yōu)估計(jì)，包括兩個(gè)系統(tǒng)數(shù)據(jù)不同步時(shí)間。本發(fā)明能夠?qū)崟r(shí)估計(jì)出慣導(dǎo)系統(tǒng)和衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)之間的數(shù)據(jù)不同步時(shí)間，有效提高組合導(dǎo)航系統(tǒng)的精度，并且簡(jiǎn)單實(shí)用，不需要增加任何硬件負(fù)擔(dān)。
文檔編號(hào)G01S5/02GK101038170SQ200710063639
公開日2007年9月19日 申請(qǐng)日期2007年2月7日 優(yōu)先權(quán)日2007年2月7日
發(fā)明者馮培德, 王瑋 申請(qǐng)人:北京航空航天大學(xué)