一種導航方法及導航終端的制作方法
【專利摘要】本發(fā)明提供了一種導航方法及導航終端；方法包括：接收北斗衛(wèi)星導航信號，接收內(nèi)部射頻和基帶芯片數(shù)據(jù)，經(jīng)位置、速度、時間解算處理后，得到北斗衛(wèi)星導航預處理數(shù)據(jù)；獲取外部觀測信息及原始慣性測量數(shù)據(jù)；根據(jù)所述外部觀測信息及所述原始慣性測量數(shù)據(jù)計算誤差數(shù)據(jù)；所述外部觀測信息包括溫度、啟動時間；對所述原始慣性測量數(shù)據(jù)采用捷聯(lián)慣性導航算法進行解算，得到解算結(jié)果；根據(jù)北斗衛(wèi)星導航預處理數(shù)據(jù)、所述誤差數(shù)據(jù)和所述解算結(jié)果進行組合導航濾波，輸出濾波結(jié)果。本發(fā)明將衛(wèi)星導航和慣性導航有機結(jié)合，獲得優(yōu)于任何單一導航系統(tǒng)的導航精度和可靠性。
【專利說明】一種導航方法及導航終端
【技術(shù)領域】
[0001]本發(fā)明涉及導航領域，尤其涉及一種導航方法及導航終端。
【背景技術(shù)】
[0002]全球衛(wèi)星導航系統(tǒng)(GNSS)可為全球范圍提供全天候、連續(xù)、精密的三維定位和導航服務，已廣泛應用于航空、航天、航海及地面運載工具的導航和定位，其中北斗衛(wèi)星導航系統(tǒng)是中國正在實施的自主發(fā)展、獨立運行的全球衛(wèi)星導航系統(tǒng)，是獨立自主、開放兼容、技術(shù)先進、穩(wěn)定可靠的衛(wèi)星導航系統(tǒng)。北斗衛(wèi)星導航系統(tǒng)的突出優(yōu)點是其導航定位精度高，并且導航定位精度基本不受時間和地域的限制。但是當衛(wèi)星信號受到遮擋或干擾時，其優(yōu)勢就不能發(fā)揮出來，在需要獲得載體連續(xù)的位置、速度、姿態(tài)等控制信息時，也不能滿足其性能要求。因此目前GNSS還只能作為一種輔助導航設備，而不能作為唯一的導航設備使用。
[0003]SINS (捷聯(lián)式慣性導航系統(tǒng))直接利用安裝在載體上的慣性測量單元(MU)測量出載體沿三個軸的加速度和角速率，經(jīng)過變換和積分等運算得到載體的姿態(tài)、速度、位置等信息。微型捷聯(lián)慣導系統(tǒng)(MSINS)在體積、功耗、耐沖擊等方面的優(yōu)點使慣性系統(tǒng)的應用領域更加寬廣，純慣導系統(tǒng)的優(yōu)點是不依賴于任何外界信息就能夠?qū)崿F(xiàn)完全自主的導航，抗干擾能力強，隱蔽性、實時性好。但目前SINS的精度比較低，導致慣導系統(tǒng)誤差隨著時間積累而增大，因此，單獨使用SINS來實現(xiàn)較高精度的載體制導任務就難以勝任。為此，需要利用其它定位手段作為參考信息源，定期對SINS進行校正和對漂移進行補償。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004]本發(fā)明要解決的技術(shù)問題是如何將衛(wèi)星導航和慣性導航有機結(jié)合，獲得優(yōu)于任何單一導航系統(tǒng)的導航精度和可靠性。
[0005]為了解決上述問題，本發(fā)明提供了一種導航方法，包括:
[0006]接收北斗衛(wèi)星導航信號，接收內(nèi)部射頻和基帶芯片數(shù)據(jù)，經(jīng)位置、速度、時間解算處理后，得到北斗衛(wèi)星導航預處理數(shù)據(jù)；
[0007]獲取外部觀測信息及原始慣性測量數(shù)據(jù)；根據(jù)所述外部觀測信息及所述原始慣性測量數(shù)據(jù)計算誤差數(shù)據(jù)；所述外部觀測信息包括溫度、啟動時間；
[0008]對所述原始慣性測量數(shù)據(jù)采用捷聯(lián)慣性導航算法進行解算，得到解算結(jié)果；
[0009]根據(jù)北斗衛(wèi)星導航預處理數(shù)據(jù)、所述誤差數(shù)據(jù)和所述解算結(jié)果進行組合導航濾波，輸出濾波結(jié)果。
[0010]可選地，所述原始慣性測量數(shù)據(jù)包括:陀螺儀原始測量數(shù)據(jù)、加速度計原始測量數(shù)據(jù)、磁力計原始測量數(shù)據(jù)；
[0011]根據(jù)外部觀測信息及所述原始慣性測量數(shù)據(jù)計算誤差數(shù)據(jù)的步驟包括:
[0012]計算各軸的位置誤差Cl為:
[0013]C1=(Z -B)/(l+S)[0014]其中Z為所計算的軸的原始觀測數(shù)據(jù)，B為所計算的軸的標定偏置誤差，S為所計算的軸的刻度因子誤差；
[0015]計算陀螺儀的穩(wěn)定零偏誤差:
[0016]W β--? =0,^0,^+0,21+0,^:2+a^+a5 Δ T ；
[0017]其中，t為陀螺儀的啟動時間，T為陀螺儀的內(nèi)部溫度，Δ T為溫度變化梯度，a0為常數(shù)項，B1~a5為系數(shù)；
[0018]計算姿態(tài)誤差角C2為:
[0019]C2=A1XB1 -B2XA2
[0020]A1為解算前上一個采樣點陀螺儀的原始觀測數(shù)據(jù)，B1為解算前上一個采樣點的加速度計的原始觀測數(shù)據(jù)，A2為解算時當前采樣點陀螺儀的觀測數(shù)據(jù)，B2為解算時當前采樣點的加速度計的觀測數(shù)據(jù)；
[0021]計算速度誤差C3為:
[0022]C3=1/2X (A2XBjB1XA^B1XA2)/12.0。
[0023]可選地，對所述原始慣性測量數(shù)據(jù)采用捷聯(lián)慣性導航算法進行解算，得到解算結(jié)果的步驟包括:
[0024]計算解算點的地球曲率半徑:




3
[0025]M - a * (1-Cj2)/(I ^iiin(Iat)2)2
[0026]其中a為地球長半軸半徑，e為地球扁率，Iat為捷聯(lián)導航解算點的緯度；
[0027]進行速度解算:
[0028]Rd=Vn X 0.5 X Dt/ (Rm+Dr)
[0029]V1=V^0.5 X Dv
[0030]進行位置解算:
[0031]ffen=VnXk(Mv+RnXDv)
[0032]R=R1 - Dt X Dv
[0033]Rd為載體坐標系上四元數(shù)表示的投影分量，Vn為當前坐標系下的速度分量，V1為迭代后的三軸速度分量，Dt是時間歷元，Dv為導航系下的速度向量，^為地理坐標系下的位置向量，RmS地球子午線對應的曲率半徑為導航系下的轉(zhuǎn)換速率，RnS卯酉圈的曲率半徑，Mv為差值速度向量，k為轉(zhuǎn)換系數(shù)；&為上一解算時刻的位置矢量,R為解算后的位置
矢量；
[0034]進行姿態(tài)解算:
【權(quán)利要求】
1.一種導航方法，包括: 接收北斗衛(wèi)星導航信號，接收內(nèi)部射頻和基帶芯片數(shù)據(jù)，經(jīng)位置、速度、時間解算處理后，得到北斗衛(wèi)星導航預處理數(shù)據(jù)； 獲取外部觀測信息及原始慣性測量數(shù)據(jù)；根據(jù)所述外部觀測信息及所述原始慣性測量數(shù)據(jù)計算誤差數(shù)據(jù)；所述外部觀測信息包括溫度、啟動時間； 對所述原始慣性測量數(shù)據(jù)采用捷聯(lián)慣性導航算法進行解算，得到解算結(jié)果； 根據(jù)北斗衛(wèi)星導航預處理數(shù)據(jù)、所述誤差數(shù)據(jù)和所述解算結(jié)果進行組合導航濾波，輸出濾波結(jié)果。
2.如權(quán)利要求1所述的導航方法，其特征在于: 所述原始慣性測量數(shù)據(jù)包括:陀螺儀原始測量數(shù)據(jù)、加速度計原始測量數(shù)據(jù)、磁力計原始測量數(shù)據(jù)； 根據(jù)外部觀測信息及所述原始慣性測量數(shù)據(jù)計算誤差數(shù)據(jù)的步驟包括: 計算各軸的位置誤差Cl為:
C1=(Z -B)/(l+S) 其中Z為所計算的軸的原始觀測數(shù)據(jù)，B為所計算的軸的標定偏置誤差，S為所計算的軸的刻度因子誤差； 計算陀螺儀的穩(wěn)定零偏誤差:
w 穩(wěn)定零偏 a0+a! t+a2T+a3T2+a4T3+a5 Δ T ； 其中，t為陀螺儀的啟動時間，T為陀螺儀的內(nèi)部溫度，AT為溫度變化梯度，a0為常數(shù)項，B1~a5為系數(shù)； 計算姿態(tài)誤差角C2為:
C2=A1XB1 -B2XA2 A1為解算前上一個采樣點陀螺儀的原始觀測數(shù)據(jù)，B1為解算前上一個采樣點的加速度計的原始觀測數(shù)據(jù)，A2為解算時當前采樣點陀螺儀的觀測數(shù)據(jù)，B2為解算時當前采樣點的加速度計的觀測數(shù)據(jù)； 計算速度誤差C3為: C3=1/2X (A2XBfBlXA^B1XA2) /12.0。
3.如權(quán)利要求1或2所述的方法，其特征在于，對所述原始慣性測量數(shù)據(jù)采用捷聯(lián)慣性導航算法進行解算，得到解算結(jié)果的步驟包括: 計算解算點的地球曲率半徑:
M - a * (I — e.2) /(I — e2 * ?η{Ια?y): 其中a為地球長半軸半徑，e為地球扁率，Iat為捷聯(lián)導航解算點的緯度； 進行速度解算:
Rd=VnX0.5 XDt/(Rm+Dr)
V1=VJO- 5 X Dv
進行位置解算:
ffen=VnXk(Mv+RnXDv)
R=R1 - Dt X DvRd為載體坐標系上四元數(shù)表示的投影分量，Vn為當前坐標系下的速度分量，V1為迭代后的三軸速度分量，Dt是時間歷元，Dv為導航系下的速度向量，^為地理坐標系下的位置向量，Rffl為地球子午線對應的曲率半徑;Wm為導航系下的轉(zhuǎn)換速率，Rn為卯酉圈的曲率半徑，Mv為差值速度向量，k為轉(zhuǎn)換系數(shù)；&為上一解算時刻的位置矢量,R為解算后的位置矢量；進行姿態(tài)解算:
4.如權(quán)利要求3所述的方法，其特征在于，所述根據(jù)北斗衛(wèi)星導航預處理數(shù)據(jù)、所述誤差數(shù)據(jù)和所述解算結(jié)果進行組合導航濾波的步驟包括: 根據(jù)所述誤差數(shù)據(jù)建立卡爾曼濾波器的狀態(tài)方程； 根據(jù)所述卡爾曼濾波狀態(tài)方程，建立誤差協(xié)方差矩陣: 根據(jù)所述卡爾曼濾波狀態(tài)方程構(gòu)建系統(tǒng)噪聲矩陣； 根據(jù)所述北斗衛(wèi)星導航預處理數(shù)據(jù)及所述解算結(jié)果，以及所述狀態(tài)方程建立量測方程。
5.如權(quán)利要求4所述的方法，其特征在于: 所述卡爾曼濾波器的狀態(tài)方程為:
6.一種導航終端，其特征在于，包括:北斗衛(wèi)星導航模塊，用于接收北斗衛(wèi)星導航信號，接收內(nèi)部射頻和基帶芯片數(shù)據(jù)，經(jīng)位置、速度、時間解算處理后，得到北斗衛(wèi)星導航預處理數(shù)據(jù)； 慣性導航模塊，用于獲取原始慣性測量數(shù)據(jù)；對所述原始慣性測量數(shù)據(jù)采用捷聯(lián)慣性導航算法進行解算，得到解算結(jié)果； 外部觀測模塊，用于獲取外部觀測信息，根據(jù)所述外部觀測信息及所述原始慣性測量數(shù)據(jù)計算誤差數(shù)據(jù)；所述外部觀測信息包括溫度、啟動時間； 組合導航模塊，用于根據(jù)北斗衛(wèi)星導航預處理數(shù)據(jù)、所述誤差數(shù)據(jù)和所述解算結(jié)果進行組合導航濾波，輸出濾波結(jié)果。
7.如權(quán)利要求6所述的導航終端，其特征在于: 所述原始慣性測量數(shù)據(jù)包括:陀螺儀原始測量數(shù)據(jù)、加速度計原始測量數(shù)據(jù)、磁力計原始測量數(shù)據(jù)； 所述外部觀測模塊根據(jù)外部觀測信息及所述原始慣性測量數(shù)據(jù)計算誤差數(shù)據(jù)是指: 所述外部觀測模塊計算各軸的位置誤差Cl為:
C1=(Z -B)/(l+S) 其中Z為所計算的軸的 原始觀測數(shù)據(jù)，B為所計算的軸的標定偏置誤差，S為所計算的軸的刻度因子誤差； 計算陀螺儀的穩(wěn)定零偏誤差:
w 穩(wěn)定零偏 a0+a! t+a2T+a3T2+a4T3+a5 Δ T ； 其中，t為陀螺儀的啟動時間，T為陀螺儀的內(nèi)部溫度，’ T為溫度變化梯度，a0為常數(shù)項，B1~a5為系數(shù)； 計算姿態(tài)誤差角C2為: C2=A1XB1 -B2XA2 A1為解算前上一個采樣點陀螺儀的原始觀測數(shù)據(jù)，B1為解算前上一個采樣點的加速度計的原始觀測數(shù)據(jù)，A2為解算時當前采樣點陀螺儀的觀測數(shù)據(jù)，B2為解算時當前采樣點的加速度計的觀測數(shù)據(jù)； 計算速度誤差C3為: C3=1/2X (A2XBfB1XA^B1XA2) /12.0。
8.如權(quán)利要求6或7所述的導航終端，其特征在于，所述慣性導航模塊對原始慣性測量數(shù)據(jù)采用捷聯(lián)慣性導航算法進行解算，得到解算結(jié)果是指: 所述慣性導航模塊計算解算點的地球曲率半徑:
M - a* (1- e:) /(1- e' * sin(/c"):): 其中a為地球長半軸半徑，e為地球扁率，Iat為捷聯(lián)導航解算點的緯度； 進行速度解算:
Rd=VnX0.5 XDt/(Rm+Dr)
V1=VJO- 5 X Dv
進行位置解算:
ffen=VnXk(Mv+RnXDv)
R=R1 - Dt X DvRd為載體坐標系上四元數(shù)表示的投影分量，Vn為當前坐標系下的速度分量，V1為迭代后的三軸速度分量，Dt是時間歷元，Dv為導航系下的速度向量，^為地理坐標系下的位置向量，Rffl為地球子午線對應的曲率半徑;Wm為導航系下的轉(zhuǎn)換速率，Rn為卯酉圈的曲率半徑，Mv為差值速度向量，k為轉(zhuǎn)換系數(shù)；&為上一解算時刻的位置矢量,R為解算后的位置矢量；進行姿態(tài)解算:
9.如權(quán)利要求8所述的導航終端，其特征在于，所述組合導航模塊根據(jù)北斗衛(wèi)星導航預處理數(shù)據(jù)、所述誤差數(shù)據(jù)和所述解算結(jié)果進行組合導航濾波是指: 所述組合導航模塊根據(jù)所述誤差數(shù)據(jù)建立卡爾曼濾波器的狀態(tài)方程；根據(jù)所述卡爾曼濾波狀態(tài)方程，建立誤差協(xié)方差矩陣:根據(jù)所述卡爾曼濾波狀態(tài)方程構(gòu)建系統(tǒng)噪聲矩陣；根據(jù)所述北斗衛(wèi)星導航預處理數(shù)據(jù)及所述解算結(jié)果，以及所述狀態(tài)方程建立量測方程。
10.如權(quán)利要求9所述的導航終端，其特征在于: 所述卡爾曼濾波器的狀態(tài)方程為:
【文檔編號】G01S19/49GK103941274SQ201410150552
【公開日】2014年7月23日 申請日期:2014年4月15日 優(yōu)先權(quán)日:2014年4月15日
【發(fā)明者】不公告發(fā)明人 申請人:北京北斗星通導航技術(shù)股份有限公司