一、技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及組合導(dǎo)航技術(shù)領(lǐng)域，特別是一種適用于定位導(dǎo)航授時(shí)微系統(tǒng)的數(shù)據(jù)融合方法。

二、

背景技術(shù)：

衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)因具有精度高、不存在長期漂移、可以全天候全時(shí)段工作、覆蓋區(qū)域廣、近實(shí)時(shí)輸出導(dǎo)航數(shù)據(jù)、終端成本低廉等優(yōu)點(diǎn)，無論是在軍用還是民用領(lǐng)域，都獲得了廣泛和深入的應(yīng)用。以衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)為核心，定位導(dǎo)航授時(shí)技術(shù)在統(tǒng)一的時(shí)空基準(zhǔn)下，能夠?yàn)楦黝愑脩籼峁┚_的定位、導(dǎo)航、授時(shí)服務(wù)。

現(xiàn)有的各種導(dǎo)航系統(tǒng)，各有其優(yōu)點(diǎn)和特色，但本身也存在不足之處。慣性導(dǎo)航系統(tǒng)自主性強(qiáng)，功能完備，但其誤差隨時(shí)間積累。微型慣性傳感器與傳統(tǒng)的慣性傳感器相比，具有體積小、重量輕、成本低、功耗低、可靠性高和壽命長等優(yōu)勢(shì)，在車輛導(dǎo)航和控制、機(jī)器人、無人機(jī)導(dǎo)航、武器制導(dǎo)等領(lǐng)域有著廣闊的應(yīng)用前景。然而目前微型慣性傳感器精度還比較低，導(dǎo)致其應(yīng)用受到一定的限制。全球定位系統(tǒng)能夠提供全時(shí)、全球、全天候的高精度的測速定位服務(wù)，但其存在自主性和可靠性差、易受干擾等問題，因而難以滿足實(shí)時(shí)測量的要求。

三、

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的在于提供一種適用于定位導(dǎo)航授時(shí)微系統(tǒng)的數(shù)據(jù)融合方法，將芯片原子鐘、北斗導(dǎo)航模塊、微慣導(dǎo)模塊三者結(jié)合起來，以提高導(dǎo)航精度和授時(shí)精度。

實(shí)現(xiàn)本發(fā)明目的的技術(shù)解決方案為：一種適用于定位導(dǎo)航授時(shí)微系統(tǒng)的數(shù)據(jù)融合方法，包括以下步驟：

步驟1，定位導(dǎo)航授時(shí)微系統(tǒng)中，將原子鐘通過串口與導(dǎo)航計(jì)算機(jī)通信，將原子鐘輸出的10mhz供給導(dǎo)航計(jì)算機(jī)作為晶振，對(duì)基帶信號(hào)處理后鎖存的多普勒頻移信息、載波相位信息和導(dǎo)航電文進(jìn)行解析，得到星歷、偽距、偽距率信息；

步驟2，定位導(dǎo)航授時(shí)微系統(tǒng)中，微慣性導(dǎo)航模塊與北斗導(dǎo)航模塊在導(dǎo)航計(jì)算機(jī)上進(jìn)行數(shù)據(jù)融合：芯片原子鐘提供時(shí)間基準(zhǔn)，將微慣性導(dǎo)航模塊解算得到的載體位置、速度信息，與北斗導(dǎo)航模塊輸出的星歷所提供的衛(wèi)星位置、速度信息進(jìn)行計(jì)算，得到載體的偽距、偽距率；同時(shí)由北斗導(dǎo)航模塊解算直接得到偽距、偽距率，然后進(jìn)行基于偽距、偽距率差的卡爾曼組合濾波，得到載體的位置、速度、姿態(tài)誤差，對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行修正。

本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比，其顯著優(yōu)點(diǎn)是：(1)將接收機(jī)與微型慣性測量單元、芯片原子鐘結(jié)合可以取長補(bǔ)短，形成定位導(dǎo)航授時(shí)微系統(tǒng)，防止導(dǎo)航定位誤差隨時(shí)間積累，并且提高了可靠性和抗干擾能力；(2)在衛(wèi)星信號(hào)受阻或者電子對(duì)抗復(fù)雜的電磁環(huán)境下衛(wèi)星信號(hào)服務(wù)性功能嚴(yán)重不足甚至無法正常工作時(shí)，能夠?qū)崿F(xiàn)短時(shí)間高精度自主定位、導(dǎo)航與授時(shí)功能；(3)具有精度高、pnt服務(wù)魯棒性高的優(yōu)點(diǎn)，為低成本、輕小型導(dǎo)航與制導(dǎo)系統(tǒng)提供了一個(gè)非常有吸引力的解決方案，是目前導(dǎo)航技術(shù)發(fā)展的主要方向之一。

四、附圖說明

圖1是本發(fā)明適用于定位導(dǎo)航授時(shí)微系統(tǒng)的數(shù)據(jù)融合方法的功能模塊圖。

圖2是本發(fā)明適用于定位導(dǎo)航授時(shí)微系統(tǒng)的數(shù)據(jù)融合方法的微慣導(dǎo)與北斗導(dǎo)航模塊組合矯正圖。

五、具體實(shí)施方式

下面結(jié)合附圖及具體實(shí)施例對(duì)本發(fā)明作進(jìn)一步詳細(xì)說明。

在衛(wèi)星導(dǎo)航技術(shù)的基礎(chǔ)上，與以微機(jī)電系統(tǒng)技術(shù)為基礎(chǔ)的芯片原子鐘和微慣性測量組合技術(shù)相結(jié)合，形成定位導(dǎo)航授時(shí)微終端系統(tǒng)，此系統(tǒng)在衛(wèi)星信號(hào)受阻或者電子對(duì)抗復(fù)雜的電磁環(huán)境下衛(wèi)星信號(hào)服務(wù)性功能嚴(yán)重不足甚至無法正常工作時(shí)，能夠?qū)崿F(xiàn)短時(shí)間高精度自主定位、導(dǎo)航與授時(shí)功能。本發(fā)明提出一種數(shù)據(jù)融合方法，將芯片原子鐘、北斗導(dǎo)航模塊、微慣導(dǎo)模塊三者聯(lián)系起來，提高了導(dǎo)航精度和授時(shí)精度。該方法主要包含如下步驟：

步驟1，定位導(dǎo)航授時(shí)微系統(tǒng)中，將原子鐘通過串口與導(dǎo)航計(jì)算機(jī)通信，將原子鐘輸出的10mhz供給導(dǎo)航計(jì)算機(jī)作為晶振，對(duì)基帶信號(hào)處理后鎖存的多普勒頻移信息、載波相位信息和導(dǎo)航電文進(jìn)行解析，得到星歷、偽距、偽距率信息；

步驟2，定位導(dǎo)航授時(shí)微系統(tǒng)中，微慣性導(dǎo)航模塊與北斗導(dǎo)航模塊在導(dǎo)航計(jì)算機(jī)上進(jìn)行數(shù)據(jù)融合：芯片原子鐘提供時(shí)間基準(zhǔn)，將微慣性導(dǎo)航模塊解算得到的載體位置、速度信息，與北斗導(dǎo)航模塊輸出的星歷所提供的衛(wèi)星位置、速度信息進(jìn)行計(jì)算，得到載體的偽距、偽距率；同時(shí)由北斗導(dǎo)航模塊解算直接得到偽距、偽距率，然后進(jìn)行基于偽距、偽距率差的卡爾曼組合濾波，得到載體的位置、速度、姿態(tài)誤差，對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行修正。

結(jié)合圖1～2，本發(fā)明為適用于定位導(dǎo)航授時(shí)微系統(tǒng)的數(shù)據(jù)融合方法，包括以下步驟：

步驟1：定位導(dǎo)航授時(shí)微系統(tǒng)中，將原子鐘通過串口與導(dǎo)航計(jì)算機(jī)通信，將原子鐘輸出的10mhz供給導(dǎo)航計(jì)算機(jī)作為晶振，對(duì)基帶信號(hào)處理后鎖存的多普勒頻移信息、載波相位信息和導(dǎo)航電文進(jìn)行解析，得到星歷、偽距、偽距率信息；

所述將原子鐘通過串口與導(dǎo)航計(jì)算機(jī)通信，具體如下：

所述定位導(dǎo)航授時(shí)微系統(tǒng)中芯片原子鐘模塊能夠提供精準(zhǔn)的1pps秒脈沖和精準(zhǔn)的10mhz晶振信號(hào)，經(jīng)過馴服后，可獨(dú)立提供精準(zhǔn)的1pps秒脈沖供導(dǎo)航處理器使用，實(shí)現(xiàn)獨(dú)立授時(shí)功能。該芯片原子鐘與導(dǎo)航計(jì)算機(jī)的數(shù)據(jù)通信采用rs232串口進(jìn)行數(shù)據(jù)傳輸，dsp通過讀取rs232中的數(shù)據(jù)可以實(shí)時(shí)觀測芯片原子鐘的溫度、馴服狀態(tài)、鎖定時(shí)間等狀態(tài)；北斗導(dǎo)航模塊定位后會(huì)輸出一個(gè)基準(zhǔn)的秒脈沖，將該秒脈沖輸出給芯片原子鐘的“1pps_in”管腳，引入后來馴服原子鐘的1pps秒脈沖；芯片原子鐘馴服后輸出的1pps秒脈沖經(jīng)過中斷的方式被dsp讀取，來輔助衛(wèi)星導(dǎo)航模塊，提高時(shí)間精度；芯片原子鐘提供一個(gè)10mhz的hcmos電平信號(hào)，將該信號(hào)接入到導(dǎo)航計(jì)算機(jī)代替原有的溫補(bǔ)型晶振，能夠提供更精準(zhǔn)的頻率，減少了衛(wèi)星導(dǎo)航模塊本身造成的鐘差。

步驟2：定位導(dǎo)航授時(shí)微系統(tǒng)中，微慣性導(dǎo)航模塊與北斗導(dǎo)航模塊在導(dǎo)航計(jì)算機(jī)上進(jìn)行數(shù)據(jù)融合：芯片原子鐘提供時(shí)間基準(zhǔn)，將微慣性導(dǎo)航模塊解算得到的載體位置、速度信息，與北斗導(dǎo)航模塊輸出的星歷所提供的衛(wèi)星位置、速度信息進(jìn)行計(jì)算，得到載體的偽距、偽距率；同時(shí)由北斗導(dǎo)航模塊解算直接得到偽距、偽距率，然后進(jìn)行基于偽距、偽距率差的卡爾曼組合濾波，得到載體的位置、速度、姿態(tài)誤差，對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行修正；

所述慣性導(dǎo)航模塊與北斗導(dǎo)航模塊在導(dǎo)航計(jì)算機(jī)上進(jìn)行數(shù)據(jù)融合，具體如下：

(2.1)北斗系統(tǒng)誤差建模

在實(shí)際環(huán)境中，受各種原因影響，北斗導(dǎo)航模塊測量得到的距離和距離變化率均存在誤差，習(xí)慣上將距離稱為偽距，距離變化率稱為偽距率。本方法是基于偽距和偽距率融合的，所以偽距和偽距率的準(zhǔn)確度至關(guān)重要。

偽距可表示為：

其中：表示偽距；表示衛(wèi)星與接收機(jī)之間的真實(shí)距離；δtr表示接收機(jī)時(shí)鐘誤差；δt^s表示衛(wèi)星時(shí)鐘誤差；iono^s表示電離層延時(shí)造成的誤差；trop^s表示對(duì)流層延時(shí)造成的誤差；表示接收機(jī)相關(guān)誤差；

除了接收機(jī)相關(guān)誤差難以估計(jì)外，其他的誤差均可通過校正模型消除或補(bǔ)償。超緊組合導(dǎo)航系統(tǒng)中，一般將北斗系統(tǒng)誤差歸納為由鐘差引起的等效距離誤差δtu和由鐘漂引起的等效距離率誤差δtru，δtu和δtru可用以下微分方程建模：

其中，βtru＝1/τ，τ為相關(guān)時(shí)間，wtu、wtru分別為高斯白噪聲。

(2.2)慣性器件誤差模型

慣性器件的量測值中包含各種誤差，需要通過誤差模型來進(jìn)行校正。其中陀螺僅考慮常值漂移和隨機(jī)漂移過程；加速度計(jì)主要考慮零位誤差。

陀螺的常值漂移εb是一個(gè)取值為常數(shù)的隨機(jī)過程，陀螺的隨機(jī)漂移εri用一階馬爾可夫過程來描述：

式中，τgi為相關(guān)時(shí)間，wεri為量測噪聲，兩者均近似為高斯白噪聲。

加速度計(jì)零位誤差可看作由隨機(jī)常值偏置▽b和量測噪聲w▽組成。隨機(jī)常值偏置▽是一個(gè)取值為常數(shù)的隨機(jī)過程，加速度計(jì)的量測噪聲w▽可近似為高斯白噪聲，最終得到陀螺的誤差ε和加速度計(jì)的誤差▽為：

ε＝εb+εr+wg

▽＝▽b+w▽

ε＝εb+εr+wg

▽＝▽b+w▽

其中，εb為陀螺的常值漂移，εb為陀螺的隨機(jī)漂移，wg為白噪聲；

(2.3)微慣性導(dǎo)航模塊誤差建模：分別建立姿態(tài)角誤差方程、速度誤差方程、位置誤差方程，具體步驟如下：

(2.3.1)姿態(tài)角誤差方程

微慣導(dǎo)中解算得到的導(dǎo)航坐標(biāo)系即t系與真實(shí)的導(dǎo)航坐標(biāo)系即n系之間存在姿態(tài)誤差角，若誤差角為φ＝[φeφnφu]^t，方向余弦陣表示為：

假設(shè)誤差角為小角度，有：

誤差角φ可用以下方程描述：

其中，為t系相對(duì)慣性系i系的旋轉(zhuǎn)角速率在t系上的投影；為n系相對(duì)i系的旋轉(zhuǎn)角速率在n系上的投影，具體為：

上式中，ε^b為陀螺漂移率，分別為：

其中，rm為子午圈曲率半徑，rn為卯酉圈曲率半徑，h為高度，ωie為地球坐標(biāo)系相對(duì)于慣性參考坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)動(dòng)角速度，得小角度姿態(tài)誤差角方程：

其中，εe、εn、εu分別為東、北、天三個(gè)方向的陀螺漂移；

(2.3.2)速度誤差方程

速度誤差的微分方程為：

式中，δfⁿ為比力誤差，vⁿ為導(dǎo)航坐標(biāo)系下的速度，δvⁿ為導(dǎo)航坐標(biāo)系下的速度誤差，重力加速度計(jì)算誤差δgⁿ等于零；

比力誤差有：

上式中，f^t為解算得到的導(dǎo)航坐標(biāo)系t系下的比力，fⁿ為真實(shí)導(dǎo)航坐標(biāo)系n系下的比力，▽b為載體坐標(biāo)系下的加速度計(jì)零偏，w▽為載體坐標(biāo)系下的加速度計(jì)白噪聲；

結(jié)合小角度姿態(tài)誤差角方程和比力誤差方程，有：

fe、fn、fu分別為東、北、天方向上的比力，▽e、▽n、▽u分別為東、北、天方向上的加速度漂移；

(2.3.3)位置誤差方程

由載體位置微分方程推導(dǎo)出位置誤差方程為：

(2.4)系統(tǒng)狀態(tài)方程

卡爾曼濾波器的系統(tǒng)狀態(tài)變量取導(dǎo)航輸出參數(shù)的誤差量，包括微慣導(dǎo)輸出的15個(gè)誤差量和北斗導(dǎo)航模塊輸出的2個(gè)誤差量，系統(tǒng)的狀態(tài)變量x為：

x＝[xixg]^t

其中，xi為sins誤差變量，具體形式為：

上式中，分別是東、北、天方向上的姿態(tài)誤差角；δve、δvn、δvu分別是東向、北向、天向上的速度誤差；δl、δλ、δh分別是緯度誤差、經(jīng)度誤差、高度誤差；εx、εy、εz分別是載體系下陀螺三個(gè)軸向上的隨機(jī)漂移；▽x、▽y、▽z分別是載體系下加速度計(jì)三個(gè)軸向上的常值偏置；

xg是北斗導(dǎo)航模塊誤差變量，表示為：

xg＝[δtuδtru]^t

北斗導(dǎo)航模塊誤差狀態(tài)方程為：

其中：

微慣導(dǎo)誤差狀態(tài)方程形式如下：

其中：

上式中，fins是系統(tǒng)誤差矩陣；fsg是慣性器件的誤差轉(zhuǎn)換矩陣；fimu是慣性器件的噪聲矩陣，分別為：

噪聲驅(qū)動(dòng)陣gi為：

其中，為載體坐標(biāo)系到導(dǎo)航坐標(biāo)系的姿態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣。

噪聲向量wi為：

wi＝[ωgxωgyωgzωaxωayωaz]^t

上式中，ωgx、ωgy、ωgz分別是陀螺三個(gè)軸向上的高斯白噪聲；ωax、ωay、ωaz分別是加速度計(jì)三個(gè)軸向上的高斯白噪聲；

聯(lián)立北斗導(dǎo)航模塊誤差狀態(tài)方程和微慣導(dǎo)誤差狀態(tài)方程得到系統(tǒng)的狀態(tài)方程為：

即

上式中，x為各種誤差參數(shù)構(gòu)成的17維狀態(tài)向量，f為17×17階的系統(tǒng)狀態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣，g為17×8階的系統(tǒng)噪聲驅(qū)動(dòng)陣，w為噪聲構(gòu)成的8維向量；

(2.5)系統(tǒng)觀測方程：綜合偽距觀測方程和偽距率觀測方程，得到濾波器的系統(tǒng)觀測方程，具體如下：

濾波器的觀測變量包括偽距觀測量和偽距率觀測量兩組，因此觀測方程的維數(shù)n與跟蹤到的有效衛(wèi)星數(shù)n之間存在以下關(guān)系：

n＝2*n

偽距觀測方程與偽距率觀測方程分別為：

(2.5.1)偽距觀測方程：

根據(jù)微慣導(dǎo)輸出的載體位置得到載體在地心地固直角坐標(biāo)系ecef下的位置(x,y,z)，結(jié)合衛(wèi)星星歷解算得到的衛(wèi)星位置(xs,ys,zs)，得出載體相對(duì)衛(wèi)星偽距ρii；設(shè)北斗導(dǎo)航模塊量測得到的偽距為ρgi，則兩者之間的差值δρii即為偽距觀測量；

若載體的緯度、經(jīng)度和高度分別為(l,λ,h)，那么載體在ecef坐標(biāo)系中的真實(shí)位置(x,y,z)為：

其中，f為橢圓度；

與真實(shí)位置相比，微慣導(dǎo)輸出的位置信息中包含有位置誤差，假設(shè)(xi,yi,zi)為微

慣導(dǎo)輸出的位置在ecef坐標(biāo)系下的表示，(δx,δy,δz)為位置誤差，那么有：

若第i顆衛(wèi)星在ecef坐標(biāo)系中的位置為(xsi,ysi,zsi)，則載體到第i顆衛(wèi)星的偽距為：

式中，n為可觀測的衛(wèi)星數(shù)；

將ρii在(x,y,z)處展開泰勒級(jí)數(shù)并忽略高次項(xiàng)，那么有：

其中，載體到第i顆衛(wèi)星的真實(shí)距離ri為：

令

其中eix、eiy、eiz分別是載體與第i顆衛(wèi)星的視線矢量在ecef坐標(biāo)系x、y、z軸上的方向余弦。ρii在(x,y,z)處展開泰勒級(jí)數(shù)并忽略高次項(xiàng)可改寫為：

ρii＝ri+eixδx+eiyδy+eizδz

北斗導(dǎo)航模塊輸出的與第i顆衛(wèi)星的偽距表示為：

ρgi＝ri-δtu-υρi

上式中，υρi是偽距量測噪聲；由各種誤差引起。υρi中部分誤差可通過模型校正補(bǔ)償，因此在偽距測量方程中主要考慮鐘差δtu的影響。

將ρii和ρgi相減，得第i顆衛(wèi)星的偽距觀測方程為：

δρii＝ρii-ρgi＝eixδx+eiyδy+eizδz+δtu+υρi

當(dāng)可觀測的衛(wèi)星數(shù)為n時(shí)，偽距的觀測矩陣為：

δρi＝e[δxδyδz]^t+dtuδtu+vρ

其中

δρi＝[δρi1δρi1...δρin]^t，dtu＝[11...1]^t，vρ＝[υρ1υρ2...υρn]^t

載體在ecef坐標(biāo)系中的真實(shí)位置(x,y,z)得(δx,δy,δz)為：

其中，rn為卯酉圈曲率半徑，由上式和偽距的觀測矩陣得：

δρi＝e·da·[δlδλδh]^t+dtuδtu+vρ

偽距觀測方程為：

zρ＝hρx+vρ

其中

hρ＝[0n×6e·da0n×6dtu0n×1]^tn×17

(2.5.2)偽距率觀測方程：

對(duì)載體到第i顆衛(wèi)星的真實(shí)距離ri求導(dǎo)，得到載體到第i顆衛(wèi)星的距離變化率為：

由(xi,yi,zi)計(jì)算得到的載體到第i顆衛(wèi)星的偽距為：

對(duì)上式求導(dǎo)，有：

也即

設(shè)載體在ecef坐標(biāo)系內(nèi)的實(shí)際速度為為微慣導(dǎo)解算得到的載體速度在ecef坐標(biāo)系內(nèi)的表示，為ecef坐標(biāo)系內(nèi)的實(shí)際速度與微慣導(dǎo)模塊輸出的速度之間的誤差，也即

設(shè)地球坐標(biāo)系即e系與地理坐標(biāo)系即t系之間的坐標(biāo)變換矩陣為：

那么有：

其中，(vevnvu)為載體真實(shí)的東北天速度，(veivnivui)為sins輸出的東北天速度，l,λ為載體真實(shí)的緯度和經(jīng)度，li,λi為微慣導(dǎo)模塊輸出的緯度和經(jīng)度；

將在l,λ處展開泰勒級(jí)數(shù)，忽略高次項(xiàng)后得：

其中，

由此得到：

導(dǎo)航坐標(biāo)系中的載體速度vn與ecef坐標(biāo)系中載體的速度ve之間關(guān)系如下：

對(duì)上式微分后有：

進(jìn)一步有：

聯(lián)立導(dǎo)航坐標(biāo)系中的載體速度vn與ecef坐標(biāo)系中載體的速度ve之間轉(zhuǎn)換關(guān)系微分后的式子和載體真實(shí)的東北天速度到ecef下的速度轉(zhuǎn)換關(guān)系式得到：

其中，

假設(shè)北斗導(dǎo)航模塊輸出的載體到第i顆衛(wèi)星的偽距率為：

上式中，為量測噪聲；

聯(lián)立式載體到第i顆衛(wèi)星的偽距求導(dǎo)后的式子和北斗導(dǎo)航模塊輸出的載體到第i顆衛(wèi)星的偽距率得載體到第i顆衛(wèi)星的偽距率觀測方程為：

當(dāng)可觀測的衛(wèi)星數(shù)為n時(shí)，偽距率的觀測方程為：

其中，dp＝e·de+m·da，dtru和m分別是：

m中各元素為：

最后將偽距率觀測方程改寫為：

其中，

綜合偽距觀測方程和偽距率觀測方程，得到濾波器的系統(tǒng)觀測方程為：

綜上，本發(fā)明將接收機(jī)與微型慣性測量單元、芯片原子鐘結(jié)合可以取長補(bǔ)短，形成定位導(dǎo)航授時(shí)微系統(tǒng)，防止導(dǎo)航定位誤差隨時(shí)間積累，并且提高了可靠性和抗干擾能力；在衛(wèi)星信號(hào)受阻或者電子對(duì)抗復(fù)雜的電磁環(huán)境下衛(wèi)星信號(hào)服務(wù)性功能嚴(yán)重不足甚至無法正常工作時(shí)，能夠?qū)崿F(xiàn)短時(shí)間高精度自主定位、導(dǎo)航與授時(shí)功能；具有精度高、pnt服務(wù)魯棒性高的優(yōu)點(diǎn)，為低成本、輕小型導(dǎo)航與制導(dǎo)系統(tǒng)提供了一個(gè)非常有吸引力的解決方案，是目前導(dǎo)航技術(shù)發(fā)展的主要方向之一。