專利名稱：雙天線gnss/ins深組合導航方法及裝置的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于衛(wèi)星移動通信技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種雙天線GNSS/INS深組合導航方法及裝置。
背景技術(shù)：
INSdnertial Navigation System,慣性導航系統(tǒng))具有自主性、強抗干擾性和隱蔽性好等特點，并且能夠高速連續(xù)輸出位置、速度、姿態(tài)等導航參數(shù)，缺點是導航誤差隨時間累積，無法滿足長時間工作的要求。GNSS(Global Navigation Satellite System,全球衛(wèi)星導航系統(tǒng))能夠全球、全天候高精度輸出位置、速度、時間信息，導航結(jié)果不隨時間累積，但是導航數(shù)據(jù)更新率一般小于20Hz，并且在高動態(tài)或強干擾環(huán)境下會丟失衛(wèi)星信號而使導航失效?？梢?，INS和GNSS優(yōu)勢互補，將二者組合使用，能得到動態(tài)性好、強抗干擾性的系統(tǒng)，能夠高速連續(xù)輸出導航參數(shù)并且導航誤差不隨時間累積。GNSS/MINS (Global Navigation Satellite System,全球衛(wèi)星導航系統(tǒng) /Micro-Electro-Mechanical Systems Inertial Navigation System,微機電慣性導航系統(tǒng))組合導航系統(tǒng)是指以MIMU (MEMS Inertial Measurement Unit,微機電慣性測量單元)作為傳感器，由GNSS接收機輸出位置/速度等參考信息校正MINS誤差，由MINS輸出位置/速度輔助GNSS接收機捕獲跟蹤的導航系統(tǒng)。GNSS/MINS組合導航系統(tǒng)因其成本低、體積小、誤差不隨時間累積、高靈敏度、抗高動態(tài)應力等優(yōu)點，在未來航空、車載應用中有著良好的前景。目前組合導航算法有松組合、緊組合、深組合三種，分別基于位置/速度、偽距/偽距率、I/Q累加值層面進行組合。由于MMU精度差，無法通過敏感地球自轉(zhuǎn)來實現(xiàn)初始對準，因此采用GNSS接收機輸出位置/速度信息輔助對準，但由于大失準角情況下慣性導航系統(tǒng)的非線性以及姿態(tài)不可觀測性，導致對準無法實現(xiàn)或?qū)蕰r間過長。另一方面，由于組合導航系統(tǒng)姿態(tài)可觀測性差，載體長時間無機動情況下，姿態(tài)角會發(fā)散，比如如果汽車在高速路上行駛，長時間無轉(zhuǎn)彎和加減速，用現(xiàn)有技術(shù)的卡爾曼濾波算法，姿態(tài)角會發(fā)散。專利CN201497509中公開了一種雙天線GPS/INS組合導航儀，通過雙天線引入姿態(tài)觀測量來試圖解決姿態(tài)角發(fā)散的問題，在該裝置中由于衛(wèi)星信號被遮擋，載噪比過低容易引起周跳，而且由于較易丟失衛(wèi)星信號，并且丟失衛(wèi)星信號后將進行長時間的整周模糊度搜索，導致長時間無姿態(tài)量輸出等問題。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明旨在至少在一定程度上解決上述技術(shù)問題之一或至少提供一種有用的商業(yè)選擇。為此，本發(fā)明的第一個目的在于提出一種雙天線GNSS/INS深組合導航方法，本發(fā)明的第二個目的在于提出一種雙天線GNSS/INS深組合導航裝置。

根據(jù)本發(fā)明實施例的雙天線GNSS/INS深組合導航方法，包括以下步驟:S1.分別對全球衛(wèi)星導航系統(tǒng)和慣性導航系統(tǒng)進行初始化和參數(shù)設(shè)置；S2.得到所述慣性導航系統(tǒng)的初始俯仰角和初始橫滾角；S3.通過所述全球衛(wèi)星導航系統(tǒng)獲取衛(wèi)星導航信息，并將根據(jù)所述衛(wèi)星導航信息得到的所述全球衛(wèi)星導航系統(tǒng)的第一偽距、第一偽距率、第一俯仰角和第一航向角作為卡爾曼濾波器的觀測量；S4.根據(jù)所述第一偽距、所述第一偽距率、所述第一俯仰角和所述第一航向角對所述慣性導航系統(tǒng)進行大失準角初始對準；以及S5.所述慣性導航系統(tǒng)通過捷聯(lián)慣導解算推導輸出慣性導航系統(tǒng)三維位置、慣性導航系統(tǒng)三維速度、第二俯仰角、第二航向角和第二橫滾角，并將所述慣性導航系統(tǒng)三維速度反饋至所述全球衛(wèi)星導航系統(tǒng)，以使所述全球衛(wèi)星導航系統(tǒng)進行時鐘誤差修正，使所述慣性導航系統(tǒng)進行系統(tǒng)誤差修正，并在修正后對衛(wèi)星信號進行跟蹤。在本發(fā)明的實施例中，進一步包括:S6.所述全球衛(wèi)星導航系統(tǒng)根據(jù)所述衛(wèi)星信號，進行導航解算和差分姿態(tài)解算，更新輸出所述全球衛(wèi)星導航系統(tǒng)的第一偽距、第一偽距率、第一俯仰角和第一航向角，當所述全球衛(wèi)星導航系統(tǒng)有輸出時進入步驟S7，無輸出時進入步驟S5 ；S7.根據(jù)所述慣性導航系統(tǒng)和所述全球衛(wèi)星導航系統(tǒng)的輸出結(jié)果建立卡爾曼濾波器誤差方程和卡爾曼濾波器觀測方程，對所述輸出結(jié)果進行組合卡爾曼濾波算法，進入步驟S5。在本發(fā)明的實施例中，所述步驟S6的所述全球衛(wèi)星導航系統(tǒng)在所述衛(wèi)星信號跟蹤過程中，實時監(jiān)測跟蹤環(huán)路的狀態(tài)并估計載噪比，判斷所述跟蹤環(huán)路是否失鎖，如果是，則在所述慣性導航系統(tǒng)輔助下對所述衛(wèi)星信號進行重捕獲。在本發(fā)明的實施例中，所述卡爾曼濾波器誤差方程的狀態(tài)向量為:
權(quán)利要求
1.一種雙天線GNSS/INS深組合導航方法，其特征在于，包括以下步驟: 51.分別對全球衛(wèi)星導航系統(tǒng)和慣性導航系統(tǒng)進行初始化和參數(shù)設(shè)置； 52.得到所述慣性導航系統(tǒng)的初始俯仰角和初始橫滾角； 53.通過所述全球衛(wèi)星導航系統(tǒng)獲取衛(wèi)星導航信息，并將根據(jù)所述衛(wèi)星導航信息得到的所述全球衛(wèi)星導航系統(tǒng)的第一偽距、第一偽距率、第一俯仰角和第一航向角作為卡爾曼濾波器的觀測量； 54.根據(jù)所述第一偽距、所述第一偽距率、所述第一俯仰角和所述第一航向角對所述慣性導航系統(tǒng)進行大失準角初始對準；以及 55.所述慣性導航系統(tǒng)通過捷聯(lián)慣導解算推導輸出慣性導航系統(tǒng)三維位置、慣性導航系統(tǒng)三維速度、第二俯仰角、第二航向角和第二橫滾角，并將所述慣性導航系統(tǒng)三維速度反饋至所述全球衛(wèi)星導航系統(tǒng)，以使所述全球衛(wèi)星導航系統(tǒng)進行時鐘誤差修正，使所述慣性導航系統(tǒng)進行系統(tǒng)誤差修正，并在修正后對衛(wèi)星信號進行跟蹤。
2.如權(quán)利要求1所述的雙天線GNSS/INS深組合導航方法，其特征在于，進一步包括: 56.所述全球衛(wèi)星導航系統(tǒng)根據(jù)所述衛(wèi)星信號，進行導航解算和差分姿態(tài)解算，更新輸出所述全球衛(wèi)星導航 系統(tǒng)的第一偽距、第一偽距率、第一俯仰角和第一航向角，當所述全球衛(wèi)星導航系統(tǒng)有輸出 時進入步驟S7，無輸出時進入步驟S5 ； 57.根據(jù)所述慣性導航系統(tǒng)和所述全球衛(wèi)星導航系統(tǒng)的輸出結(jié)果建立卡爾曼濾波器誤差方程和卡爾曼濾波器觀測方程，對所述輸出結(jié)果進行組合卡爾曼濾波算法，進入步驟S5。
3.如權(quán)利要求1和2所述的雙天線GNSS/INS深組合導航方法，其特征在于，所述步驟S6的所述全球衛(wèi)星導航系統(tǒng)在所述衛(wèi)星信號跟蹤過程中，實時監(jiān)測跟蹤環(huán)路的狀態(tài)并估計載噪比，判斷所述跟蹤環(huán)路是否失鎖，如果是，則在所述慣性導航系統(tǒng)輔助下對所述衛(wèi)星信號進行重捕獲。
4.如權(quán)利要求1至3所述的雙天線GNSS/INS深組合導航方法，其特征在于，所述卡爾曼濾波器誤差方程的狀態(tài)向量為:
5.如權(quán)利要求2所述的雙天線GNSS/INS深組合導航方法，其特征在于，所述步驟S7中，采用所述全球衛(wèi)星導航系統(tǒng)解算輸出所述第一偽距、所述第一偽距率、所述第一俯仰角和所述第一航向角與所述慣性導航系統(tǒng)推導出的所述第二偽距、所述第二偽距率、所述第二俯仰角和所述第二航向角之差作為所述卡爾曼濾波器的觀測量。
6.如權(quán)利要求1至5所述的雙天線GNSS/INS深組合導航方法，其特征在于，所述卡爾曼濾波器的觀測量為:
7.如權(quán)利要求1所述的雙天線GNSS/INS深組合導航方法，其特征在于，所述全球衛(wèi)星導航系統(tǒng)為GPS導航系統(tǒng)、北斗衛(wèi)星導航系統(tǒng)、格洛納斯導航系統(tǒng)或伽利略導航系統(tǒng)。
8.如權(quán)利要求1所述的雙天線GNSS/INS深組合導航方法，其特征在于，所述全球衛(wèi)星導航系統(tǒng)的天線基線長度至少為0.5米。
9.一種應用于權(quán)利要求1-8中任一項所述的雙天線GNSS/INS深組合導航方法的雙天線GNSS/INS深組合導航裝置，其特征在于，包括:電源模塊、微機電慣性測量單元、射頻模塊、FPGA模塊、DSP模塊和至少兩根天線，其中: 所述FPGA模塊包括至少兩個相關(guān)器組； 所述DSP模塊通過EMIF總線控制所述FPGA模塊的相關(guān)器組解調(diào)所述全球衛(wèi)星導航系統(tǒng)衛(wèi)星信號，在所述DSP模塊內(nèi)部完成所述全球衛(wèi)星導航系統(tǒng)的跟蹤環(huán)路控制、導航解算、差分姿態(tài)解算，并進行所述慣性導航系統(tǒng)的捷聯(lián)慣導解算、以及組合卡爾曼濾波算法； 所述射頻模塊包括至少兩根天線，沿載體縱軸放置，其所述衛(wèi)星信號經(jīng)過下變頻采樣后，中頻數(shù)據(jù)輸入所述FPGA模塊完成基帶處理，在所述DSP模塊內(nèi)部將所述慣性導航系統(tǒng)捷聯(lián)慣導解算得到的所述三維速度反饋至所述全球衛(wèi)星導航系統(tǒng)跟蹤環(huán)路，所述全球衛(wèi)星導航系統(tǒng)計算載波多普勒頻率以輔助跟蹤所述衛(wèi)星信號。
10.如權(quán)利要求9所述的雙天線GNSS/INS深組合導航裝置，其特征在于，在所述全球衛(wèi)星導航系統(tǒng)的所述衛(wèi)星信號跟蹤過程中，實時監(jiān)測所述跟蹤環(huán)路的狀態(tài)并估計載噪比，判斷所述跟蹤環(huán)路是否失鎖，如果是，則在所述慣性導航系統(tǒng)輔助下對所述衛(wèi)星信號進行重捕獲。
11.如權(quán)利要求9至10所述的雙天線GNSS/INS深組合導航裝置，其特征在于，所述全球衛(wèi)星導航系統(tǒng)為GPS導航系統(tǒng)、北斗衛(wèi)星導航系統(tǒng)、格洛納斯導航系統(tǒng)或伽利略導航系統(tǒng)。
12.如權(quán)利要求9所述的一種雙天線GNSS/INS深組合導航裝置，其特征在于，所述全球衛(wèi)星導航系統(tǒng)的天線基線長度至 少為0.5米。
全文摘要
本發(fā)明提出一種雙天線GNSS/INS深組合導航方法及裝置，其裝置包括電源模塊、微機電慣性測量單元、射頻模塊、FPGA模塊、DSP模塊和至少兩根天線。根據(jù)本裝置，在慣性導航系統(tǒng)的輔助下可以有效地降低全球衛(wèi)星導航系統(tǒng)周跳出現(xiàn)的概率，并減小全球衛(wèi)星導航系統(tǒng)整周模糊度的搜索空間，從而確保姿態(tài)測量信息連續(xù)輸出，增強全球衛(wèi)星導航系統(tǒng)跟蹤環(huán)路穩(wěn)健性，在雙天線全球衛(wèi)星導航系統(tǒng)的輔助下可以實現(xiàn)慣性導航系統(tǒng)快速初始對準，改善慣性導航系統(tǒng)姿態(tài)可觀測性，從而抑制慣性導航系統(tǒng)姿態(tài)發(fā)散。
文檔編號G01S19/49GK103245963SQ20131016961
公開日2013年8月14日 申請日期2013年5月9日 優(yōu)先權(quán)日2013年5月9日
發(fā)明者郭美鳳, 劉剛, 張嶸, 包超 申請人:清華大學