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CN111044075A - 基于卫星伪距/相对测量信息辅助的sins误差在线修正方法 - Google Patents

基于卫星伪距/相对测量信息辅助的sins误差在线修正方法 Download PDF

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CN111044075A
CN111044075A CN201911257431.5A CN201911257431A CN111044075A CN 111044075 A CN111044075 A CN 111044075A CN 201911257431 A CN201911257431 A CN 201911257431A CN 111044075 A CN111044075 A CN 111044075A
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China
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missile
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董亮
孙昭行
毋蒙
綦祥
许东欢
赖思维
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Shanghai Aerospace Control Technology Institute
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Shanghai Aerospace Control Technology Institute
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Abstract

本发明公开了一种基于卫星伪距/相对测量信息辅助的SINS误差在线修正方法。所述方法是，考虑到智能导弹编队由多枚导弹组成，每个导弹装有数据链设备、卫星导航接收机和惯性测量单元等器件，形成本弹单独的信息融合中心。本弹通过数据链的测距和通信功能获得它弹的位置信息及其与它弹之间的伪距值，同时本弹通过卫星导航接收机获取伪距和星历信息，以上述的伪距值作为观测量与惯性导航系统建立组合导航系统模型，采用卡尔曼滤波进行数据融合和估计，将估计值对捷联惯性导航系统误差进行实时修正，形成闭环过程。本发明利用数据链通信测距技术、卫星导航技术、惯性导航技术等，在弹载终端设备实现信息融合。

Description

基于卫星伪距/相对测量信息辅助的SINS误差在线修正方法
技术领域
本发明涉及卫星导航、惯性导航、协同导航以及数据链等多个学科技术，具体涉及一种基于卫星伪距/相对测量信息辅助的SINS误差在线修正方法。
背景技术
随着高科技信息化战争的不断发展，传统的导弹及其作战模式正暴露出越来越多的弊端。因而，多导弹协同作战越来越受到世界许多国家军方的关注，并相继开始技术研究。导弹编队在飞行过程中，常采用SINS+GNSS进行组合导航，但战争时期BDS、GPS等卫星导航信息将可能不可用，而INS单独长期使用时，存在导航误差发散的问题。
导弹编队飞行过程中，通过弹载数据链可获得各枚导弹之间的相对距离信息以及各枚导弹自身的位置和速度信息。在其他辅助导航系统的被干扰情况下，充分利用已有的INS 信息及通过弹载数据链获得的各枚导弹之间的相对距离信息，从而实现对INS的导航误差进行多弹协同修正，则不但能够有效地降低整个导弹编队导航系统的成本，而且使得协同编队弹群不受干扰、伪装和欺骗等因素的影响。
发明内容
为了克服现有技术的不足，本发明提供一种基于卫星伪距/相对测量信息辅助的SINS 误差在线修正方法，即在基于惯性导航和卫星导航进行组合导航的基础之上，利用弹间数据链获取的本弹和它弹之间相对距离信息，以及它弹位置信息(假设是精确已知的)，从而实现基于卫星伪距和弹间数据链测距的多导弹协同辅助修正SINS误差。
本发明的技术方案：一种基于卫星伪距/相对测量信息辅助的SINS误差在线修正方法，其步骤包括：
步骤1：首先，有多枚导弹参与本修正方法，每枚导弹均装有惯性测量组合模块、卫星导航接收机模块、数据链模块以及综合信息处理模块；
步骤2：每枚导弹均为一个信息融合中心，在导弹的综合信息处理模块中，对本弹i的位置信息，以及通过接收机获取的卫星k与本弹的伪距和星历信息，和通过数据链获取的它弹j的位置信息及其与它弹j之间的伪距值，进行采集、滤波与存储；
步骤3：利用本弹采集到的信息，结合惯性导航和卫星导航系统状态误差，构建SINS/GNSS/数据链协同导航系统的状态方程和观测方程，之后采用卡尔曼滤波器对系统进行滤波估计，可以估计出惯导状态误差值，并完成在线修正；
步骤4：将本弹的综合信息处理模块输出位置信息，通过数据链模块同时传递给剩余它弹j，它弹j重复步骤1～4。
进一步，卫星伪距/相对测距信息辅助的协同导航信息融合具体为：
1)构建系统状态方程，采用捷联惯性15维状态误差微分方程以及卫星接收机和数据链的钟差和钟漂微分方程；
2)构建观测方程，采用卫星导航和数据链测量与SINS解算结果计算的伪距及相对距离值的差值作为观测量并构建观测矩阵；
3)采用Kalman滤波估计出SINS的状态误差，并完成状态误差的校正。
本发明与现有技术相比，其显著优点是：
本发明可以利用弹间数据链测距信息及它弹精确位置信息辅助和本弹自身的惯导信息相结合，从而实现了本弹的精确定位，在一定程度上摆脱了精确定位对卫星导航系统的依赖性。
附图说明
图1为本发明基于卫星伪距/相对测量信息辅助的SINS误差在线修正方法信息流程图；
图2为基于SINS/卫星伪距/相对测量信息的组合导航技术示意图。
具体实施方式
参见图1、图2，一种基于卫星伪距/相对测量信息辅助的INS误差在线修正方法含有下列步骤：
步骤1：首先，有多枚导弹参与本修正方法，每枚导弹均装有惯性测量组合模块、卫星导航接收机模块、数据链模块以及综合信息处理模块等。
步骤2：每枚导弹均为一个信息融合中心，导弹间通过数据链测量相对距离信息及共享相关信息。在导弹的综合信息处理模块中，对本弹位置信息，以及通过接收机获取的卫星k与本弹的伪距和星历信息，和通过数据链获取的它弹j的位置信息及其与它弹j之间的伪距值，进行采集、滤波与存储。
步骤3：利用本弹采集到的信息，结合惯性导航和卫星导航系统状态误差，构建SINS/GNSS/数据链协同导航系统的状态方程和观测方程，之后采用卡尔曼滤波器对系统进行滤波估计，可以估计出惯导状态误差值，并完成在线修正。
卫星伪距/相对测距信息辅助的协同导航信息融合具体为：
(1)构建系统状态方程，采用捷联惯性15维状态误差微分方程以及卫星接收机和数据链的钟差和钟漂微分方程；
(2)构建观测方程，采用卫星导航和数据链测量与SINS解算结果计算的伪距及相对距离值的差值作为观测量并构建观测矩阵；
(3)采用Kalman滤波估计出SINS的状态误差，并完成状态误差的校正。
步骤4：将本弹的综合信息处理模块输出位置信息，通过数据链模块同时传递给剩余它弹j，它弹j重复步骤1～4。
步骤3中：(1)中所述的状态方程，选择北天东地理坐标系为导航坐标系，系统的状态由本弹惯性导航参数误差、惯性元件零偏和本弹上卫星导航接收机时钟误差、数据链测距时钟误差组成。具体如下：
捷联惯导系统的误差方程为
Figure RE-GDA0002408661410000031
式中，FI为惯导系统误差方程所对应的系统矩阵；GI为惯导系统误差方程所对应的噪声驱动矩阵；WI为惯导系统误差方程所对应的系统误差白噪声向量。
卫星导航接收机时钟误差：一个与钟差等效距离误差
Figure RE-GDA0002408661410000032
另一个是与钟漂等效距离变化率误差
Figure RE-GDA0002408661410000033
它们误差模型的微分方程分别为：
Figure RE-GDA0002408661410000034
数据链测距时钟误差：一个与钟差等效距离误差
Figure RE-GDA0002408661410000035
另一个是与钟漂等效距离变化率误差
Figure RE-GDA0002408661410000036
它们误差模型的微分方程分别为：
Figure RE-GDA0002408661410000037
式中，
Figure RE-GDA0002408661410000038
为一阶马尔可夫过程的反相关时间，
Figure RE-GDA0002408661410000039
分别为卫星导航接收机、数据链设备钟差等效距离和钟漂等效距离变化率误差对应的白噪声。
将式(1)、(2)和(3)的导数方程合并，可得到系统状态方程，最终的系统状态变量定义为：
Figure RE-GDA00024086614100000310
其中，
Figure RE-GDA00024086614100000311
为三个平台误差角；δVN,δVU,δVE分别为北天东三个方向的速度误差；δL,δλ,δh分别为纬度、经度和高度误差；εbx,εby,εbz分别为沿b系三个轴向的陀螺常值零偏；
Figure RE-GDA00024086614100000312
分别为沿b系三个轴向的加速度计常值偏值。wgi、wai(i＝x,y,z)分别为沿载体系三个轴向的陀螺零均值白噪声和加速度计零均值白噪声。
Figure RE-GDA00024086614100000313
分别是卫星导航接收机的钟差、钟漂。
Figure RE-GDA00024086614100000314
分别是数据链设备的钟差、钟漂。
步骤3中：(2)中所述的观测方程，采用本弹GNSS接收机的伪距
Figure RE-GDA0002408661410000041
和数据链测量的伪距
Figure RE-GDA0002408661410000042
与捷联惯导系统结合卫星接收机提供的星历数据计算得到近似伪距
Figure RE-GDA0002408661410000043
以及结合数据链获取的它弹位置信息计算得到近似伪距
Figure RE-GDA0002408661410000044
的差值作为观测量并构建观测矩阵，具体为：
以导弹i信息融合中心为例，已知GNSS的某颗卫星k在地心地固坐标系(ECEF系)上的位置
Figure RE-GDA0002408661410000045
以及它弹j的位置
Figure RE-GDA0002408661410000046
则相应于本弹惯性导航系统给出的位置(xsins,ysins,zsins)所对应的卫星k、它弹j的计算伪距分别为：
Figure RE-GDA0002408661410000047
将式(4)在相对于本弹位置坐标真值(x,y,z)处进行泰勒级数展开，且仅取得一次项，得到：
Figure RE-GDA0002408661410000048
式中,
Figure RE-GDA0002408661410000049
为卫星k到本弹的真实距离，
Figure RE-GDA00024086614100000410
为它弹j到本弹的真实距离。则有
Figure RE-GDA00024086614100000411
将式(6)代入式(5)，则
Figure RE-GDA00024086614100000412
同时，通过GNSS接收机、数据链测得的本弹与卫星k、它弹j之间的伪距值可以表示为
Figure RE-GDA00024086614100000413
式中，
Figure RE-GDA00024086614100000414
是伪距测量误差(考虑为白噪声误差)。将
Figure RE-GDA00024086614100000415
与
Figure RE-GDA00024086614100000416
相减、
Figure RE-GDA00024086614100000417
与
Figure RE-GDA00024086614100000418
相减，可以写成：
Figure RE-GDA0002408661410000051
取j＝1,2,…,J；k＝1,2,…,K，则观测方程可具体写成
Figure RE-GDA0002408661410000052
如果惯性导航系统以ECEF坐标系为导航坐标系，则量测方程可直接用式(9)构成。本发明讨论的惯性导航系统是用地理坐标系(L,λ,h)表示的，因此需要将式(9)由ECEF坐标系转换到地理坐标系，进行滤波计算。
其中，所述的ECEF坐标系与地理坐标系之间的转换关系由下式表示：
x＝(RN+h)cosLcosλ，y＝(RN+h)cosLsinλ，z＝[RN(1-e2)+h]sinL (10)
则有：
Figure RE-GDA0002408661410000053
将式(11)代入观测方程式(9)，可得到伪距差量测方程
Zρ＝δρ＝HρX+Vρ (12)
式中，观测矩阵
Figure RE-GDA0002408661410000054
Figure RE-GDA0002408661410000055
Figure RE-GDA0002408661410000056
Figure RE-GDA0002408661410000061
Figure RE-GDA0002408661410000062
Figure RE-GDA0002408661410000063
Figure RE-GDA0002408661410000064
Figure RE-GDA0002408661410000065
Figure RE-GDA0002408661410000066
根据所建立SINS/GNSS/数据链协同导航系统的状态方程和系统量测方程，采用卡尔曼滤波方程对系统状态误差进行滤波估计，同时将误差估计值对本弹SINS导航参数误差值进行在线修正。
步骤3中：(3)中所述的卡尔曼滤波方程包括时间更新和量测更新两部分，设系统噪声协方差阵为Q，量测噪声协方差阵为R，则
1)状态一步预测方程：
Figure RE-GDA0002408661410000067
2)一步预测误差方差矩阵：
Figure RE-GDA0002408661410000068
3)滤波增益矩阵：
Figure RE-GDA0002408661410000069
4)状态估计方程：
Figure RE-GDA00024086614100000610
5)估计误差方差矩阵：
Figure RE-GDA00024086614100000611
通过卡尔曼滤波估计出捷联惯性导航状态误差，并对SINS导航参数进行校正。

Claims (5)

1.一种基于卫星伪距/相对测量信息辅助的SINS误差在线修正方法，其特征点在于，包括以下步骤：
步骤1：首先，有多枚导弹参与本修正方法，每枚导弹均装有惯性测量组合模块、卫星导航接收机模块、数据链模块以及综合信息处理模块；
步骤2：每枚导弹均为一个信息融合中心，在导弹的综合信息处理模块中，对本弹i的位置信息，以及通过接收机获取的卫星k与本弹的伪距和星历信息，和通过数据链获取的它弹j的位置信息及其与它弹j之间的伪距值，进行采集、滤波与存储；
步骤3：利用本弹采集到的信息，结合惯性导航和卫星导航系统状态误差，构建SINS/GNSS/数据链协同导航系统的状态方程和观测方程，之后采用卡尔曼滤波器对系统进行滤波估计，可以估计出惯导状态误差值，并完成在线修正；
步骤4：将本弹的综合信息处理模块输出位置信息，通过数据链模块同时传递给剩余它弹j，它弹j重复步骤1～4。
2.根据权利要求1所述的一种基于卫星伪距/相对测量信息辅助的SINS误差在线修正方法，其特征是：步骤3中所述的状态方程，选择北天东地理坐标系为导航坐标系，系统的状态由本弹惯性导航参数误差、惯性元件零偏和本弹上卫星导航接收机时钟误差、数据链测距时钟误差组成；具体如下：
捷联惯导系统的误差方程为
Figure FDA0002310673760000011
式中，FI为惯导系统误差方程所对应的系统矩阵；GI为惯导系统误差方程所对应的噪声驱动矩阵；WI为惯导系统误差方程所对应的系统误差白噪声向量；
卫星导航接收机时钟误差：一个与钟差等效距离误差
Figure FDA0002310673760000012
另一个是与钟漂等效距离变化率误差
Figure FDA0002310673760000013
它们误差模型的微分方程分别为：
Figure FDA0002310673760000014
数据链测距时钟误差：一个与钟差等效距离误差
Figure FDA0002310673760000015
另一个是与钟漂等效距离变化率误差
Figure FDA0002310673760000016
它们误差模型的微分方程分别为：
Figure FDA0002310673760000021
式中，
Figure FDA0002310673760000022
为一阶马尔可夫过程的反相关时间，
Figure FDA0002310673760000023
分别为卫星导航接收机、数据链设备钟差等效距离和钟漂等效距离变化率误差对应的白噪声；
将式(1)、(2)和(3)的导数方程合并，可得到系统状态方程，最终的系统状态变量定义为：
Figure FDA0002310673760000024
其中，
Figure FDA0002310673760000025
为三个平台误差角；δVN,δVU,δVE分别为北天东三个方向的速度误差；δL,δλ,δh分别为纬度、经度和高度误差；εbx,εby,εbz分别为沿b系三个轴向的陀螺常值零偏；
Figure FDA0002310673760000026
分别为沿b系三个轴向的加速度计常值偏值；wgi、wai(i＝x,y,z)分别为沿载体系三个轴向的陀螺零均值白噪声和加速度计零均值白噪声；
Figure FDA0002310673760000027
分别是卫星导航接收机的钟差、钟漂。
Figure FDA0002310673760000028
分别是数据链设备的钟差、钟漂。
3.根据权利要求1所述的一种基于卫星伪距/相对测量信息辅助的SINS误差在线修正方法，其特征是：步骤3中所述的观测方程，采用本弹GNSS接收机的伪距
Figure FDA0002310673760000029
和数据链测量的伪距
Figure FDA00023106737600000210
与捷联惯导系统结合卫星接收机提供的星历数据计算得到近似伪距
Figure FDA00023106737600000211
以及结合数据链获取的它弹位置信息计算得到近似伪距
Figure FDA00023106737600000212
的差值作为观测量并构建观测矩阵，具体为：
以导弹i信息融合中心为例，已知GNSS的某颗卫星k在地心地固坐标系(ECEF系)上的位置
Figure FDA00023106737600000213
以及它弹j的位置
Figure FDA00023106737600000214
则相应于本弹惯性导航系统给出的位置(xsins,ysins,zsins)所对应的卫星k、它弹j的计算伪距分别为：
Figure FDA00023106737600000215
将式(4)在相对于本弹位置坐标真值(x,y,z)处进行泰勒级数展开，且仅取得一次项，得到：
Figure FDA0002310673760000031
式中,
Figure FDA0002310673760000032
为卫星k到本弹的真实距离，
Figure FDA0002310673760000033
为它弹j到本弹的真实距离；则有
Figure FDA0002310673760000034
将式(6)代入式(5)，则
Figure FDA0002310673760000035
同时，通过GNSS接收机、数据链测得的本弹与卫星k、它弹j之间的伪距值可以表示为
Figure FDA0002310673760000036
式中，
Figure FDA0002310673760000037
是伪距测量误差(考虑为白噪声误差)；将
Figure FDA0002310673760000038
与
Figure FDA0002310673760000039
相减、
Figure FDA00023106737600000310
与
Figure FDA00023106737600000311
相减，可以写成：
Figure FDA00023106737600000312
取j＝1,2,…,J；k＝1,2,…,K，则观测方程可具体写成
Figure FDA00023106737600000313
如果惯性导航系统以ECEF坐标系为导航坐标系，则量测方程可直接用式(10)构成；本发明讨论的惯性导航系统是用地理坐标系(L,λ,h)表示的，因此需要将式(10)由ECEF坐标系转换到地理坐标系，进行滤波计算。
4.根据权利要求3所述的一种基于卫星伪距/相对测量信息辅助的SINS误差在线修正方法，其特征是：所述的ECEF坐标系与地理坐标系之间的转换关系由下式表示：
x＝(RN+h)cosLcosλ，y＝(RN+h)cosLsinλ，z＝[RN(1-e2)+h]sinL (11)
则有：
Figure FDA0002310673760000041
将式(11)代入观测方程式(9)，可得到伪距差量测方程
Zρ＝δρ＝HρX+Vρ (12)
式中，观测矩阵
Figure FDA0002310673760000042
Figure FDA0002310673760000043
Figure FDA0002310673760000044
根据所建立SINS/GNSS/数据链协同导航系统的状态方程和系统量测方程，采用卡尔曼滤波方程对系统状态误差进行滤波估计，同时将误差估计值对本弹SINS导航参数误差值进行在线修正。
5.根据权利要求4所述的一种基于卫星伪距/相对测量信息辅助的SINS误差在线修正方法，其特征是：所述的卡尔曼滤波方程包括时间更新和量测更新两部分，设系统噪声协方差阵为Q，量测噪声协方差阵为R，则
1)状态一步预测方程：
Figure FDA0002310673760000045
2)一步预测误差方差矩阵：
Figure FDA0002310673760000046
3)滤波增益矩阵：
Figure FDA0002310673760000047
4)状态估计方程：
Figure FDA0002310673760000051
5)估计误差方差矩阵：
Figure FDA0002310673760000052
通过卡尔曼滤波估计出SINS状态误差，并对SINS的导航信息进行校正。
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Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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